航空发动机进气锥及航空发动机制造技术

本实用新型专利技术涉及一种航空发动机进气锥及航空发动机，用于缓解航空发动机进气锥容易结冰的问题。其中，航空发动机进气锥包括：进气锥本体，呈圆台形；鼻锥，呈圆锥形，所述鼻锥为实心结构，所述鼻锥的底面连接于所述进气锥本体的上底面，所述鼻锥的轴线与所述进气锥本体的轴线重合；以及配重块，埋设于所述鼻锥内，所述配重块被配置为使所述鼻锥的重心偏离所述鼻锥的轴线。本实用新型专利技术通过配重块使鼻锥的重心偏离航空发动机的中轴线，在航空发动机运行过程中鼻锥产生不平衡振动，通过鼻锥的偏心振动防止冰层形成或积累，进而实现防冰的目的，且结构简单，降低了制造和维护成本。降低了制造和维护成本。降低了制造和维护成本。

【技术实现步骤摘要】
航空发动机进气锥及航空发动机


[0001]本技术涉及航空航天设备领域，尤其涉及一种航空发动机进气锥及航空发动机。

技术介绍

[0002]在飞机的正常飞行高度下，航空发动机的进气静温低于冰点，且气流在进气道唇口可能会加速膨胀降温，使水气在大气静温高于零度时结冰。航空发动机容易结冰的部位包括进气锥、分流环和进口导流叶片。结冰使得进气道流通面积减小进而进气流量减少，影响发动机的推力和油耗率；且结冰影响流道的形状进而影响发动机的气动性能；若冰块脱落吸入发动机，会打坏风扇叶片或增压级叶片，造成严重的安全事故。
[0003]航空发动机一般采用的防冰方法有：1)从压气机后几级或燃烧室二股气流引热空气，加热进气锥和分流环；2)从发动机滑油回油系统引热油加热；3)在进气锥和分流环处铺设电热丝。
[0004]上述防冰方式主要为加热除冰法，此方法需在部件内部铺设管道或安装加热装置，占据空间，增加了结构的复杂度，提高了制造和维护成本。

技术实现思路

[0005]本技术的一些实施例提出一种航空发动机进气锥及航空发动机，用于缓解航空发动机进气锥容易结冰的问题。
[0006]在本技术的一个方面，提供一种航空发动机进气锥，包括：
[0007]进气锥本体，呈圆台形；
[0008]鼻锥，呈圆锥形，所述鼻锥为实心结构，所述鼻锥的底面连接于所述进气锥本体的上底面，所述鼻锥的轴线与所述进气锥本体的轴线重合；以及
[0009]配重块，埋设于所述鼻锥内，所述配重块被配置为使所述鼻锥的重心偏离所述鼻锥的轴线。
[0010]在一些实施例中，所述鼻锥采用高分子材料制成。
[0011]在一些实施例中，所述进气锥本体为空心结构。
[0012]在一些实施例中，所述进气锥本体的上底面壁体内形成有空腔，所述上底面壁体上设有连通所述空腔的通孔；
[0013]所述航空发动机进气锥还包括：
[0014]螺杆，其第一端设于所述鼻锥内，第二端经所述鼻锥的底面伸出，且穿过所述通孔伸入所述空腔内；以及
[0015]螺母，设于所述空腔内，且连接于所述螺杆的第二端，所述螺母与形成所述空腔的且靠近所述鼻锥的壁面抵接。
[0016]在一些实施例中，还包括堵盖，所述堵盖设于所述空腔内，且被配置为将所述螺母压向形成所述空腔的且靠近所述鼻锥的壁面。
[0017]在一些实施例中，还包括螺栓，所述螺栓连接所述堵盖和所述进气锥本体的上底面壁体。
[0018]在一些实施例中，所述鼻锥的底面设有凸台，所述螺杆的第二端从所述凸台伸出，所述凸台伸入所述通孔内。
[0019]在一些实施例中，所述鼻锥的底面靠近外缘的部位设有凹槽，所述鼻锥的底面所述凹槽所在的部位与所述进气锥本体的上底面之间形成间隙。
[0020]在一些实施例中，所述配重块的材质与所述鼻锥的材质不同。
[0021]在本技术的一个方面，提供一种航空发动机，包括上述的航空发动机进气锥。
[0022]基于上述技术方案，本技术至少具有以下有益效果：
[0023]在一些实施例中，进气锥本体的前端设置鼻锥，鼻锥内埋设有配重块，配重块使鼻锥的重心偏离航空发动机的中轴线，在航空发动机运行过程中鼻锥产生不平衡振动，通过鼻锥的偏心振动防止冰层形成或积累，进而实现防冰的目的，且结构简单，降低了制造和维护成本。
附图说明
[0024]此处所说明的附图用来提供对本技术的进一步理解，构成本申请的一部分，本技术的示意性实施例及其说明用于解释本技术，并不构成对本技术的不当限定。在附图中：
[0025]图1为根据本技术一些实施例提供的航空发动机的示意图；
[0026]图2为根据本技术一些实施例提供的航空发动机进气锥的示意图；
[0027]图3为根据本技术一些实施例提供的航空发动机进气锥的剖视示意图；
[0028]图4为根据本技术一些实施例提供的航空发动机进气锥的鼻锥的不同状态示意图；
[0029]图5为根据本技术一些实施例提供的航空发动机进气锥的进气锥本体与鼻锥的连接示意图；
[0030]图6为图5的局部放大示意图。
[0031]附图中标号说明如下：
[0032]1‑
进气锥本体；
[0033]2‑
鼻锥；21
‑
凸台；22
‑
凹槽；
[0034]3‑
配重块；
[0035]4‑
螺杆；
[0036]5‑
螺母；
[0037]6‑
堵盖；
[0038]7‑
螺栓；
[0039]100
‑
航空发动机进气锥。
[0040]应当明白，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。此外，相同或类似的参考标号表示相同或类似的构件。
具体实施方式
[0041]现在将参照附图来详细描述本技术的各种示例性实施例。对示例性实施例的描述仅仅是说明性的，决不作为对本技术及其应用或使用的任何限制。本技术可以以许多不同的形式实现，不限于这里所述的实施例。提供这些实施例是为了使本技术透彻且完整，并且向本领域技术人员充分表达本技术的范围。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、材料的组分、数字表达式和数值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。
[0042]本技术中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的部分。“包括”或者“包含”等类似的词语意指在该词前的要素涵盖在该词后列举的要素，并不排除也涵盖其他要素的可能。“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变后，则该相对位置关系也可能相应地改变。
[0043]在本技术中，当描述到特定器件位于第一器件和第二器件之间时，在该特定器件与第一器件或第二器件之间可以存在居间器件，也可以不存在居间器件。当描述到特定器件连接其它器件时，该特定器件可以与所述其它器件直接连接而不具有居间器件，也可以不与所述其它器件直接连接而具有居间器件。
[0044]本技术使用的所有术语(包括技术术语或者科学术语)与本技术所属领域的普通技术人员理解的含义相同，除非另外特别定义。还应当理解，在诸如通用字典中定义的术语应当被解释为具有与它们在相关技术的上下文中的含义相一致的含义，而不应用理想化或极度形式化的意义来解释，除非这里明确地这样定义。
[0045]对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。
[0046]如图1所示，航空发动机包括航空发动机进气锥100，航空发动机进气锥100为航空发动机转子部件的端点，用于调节进气道喉部面积，其是航空发动机易结冰的部本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机进气锥，其特征在于，包括：进气锥本体(1)，呈圆台形；鼻锥(2)，呈圆锥形，所述鼻锥(2)为实心结构，所述鼻锥(2)的底面连接于所述进气锥本体(1)的上底面，所述鼻锥(2)的轴线与所述进气锥本体(1)的轴线重合；以及配重块(3)，埋设于所述鼻锥(2)内，所述配重块(3)被配置为使所述鼻锥(2)的重心偏离所述鼻锥(2)的轴线。2.如权利要求1所述的航空发动机进气锥，其特征在于，所述鼻锥(2)采用高分子材料制成。3.如权利要求1所述的航空发动机进气锥，其特征在于，所述进气锥本体(1)为空心结构。4.如权利要求1所述的航空发动机进气锥，其特征在于，所述进气锥本体(1)的上底面壁体内形成有空腔，所述上底面壁体上设有连通所述空腔的通孔；所述航空发动机进气锥还包括：螺杆(4)，其第一端设于所述鼻锥(2)内，第二端经所述鼻锥(2)的底面伸出，且穿过所述通孔伸入所述空腔内；以及螺母(5)，设于所述空腔内，且连接于所述螺杆(4)的第二端，所述螺母(5)与形成所述空腔的且靠近所述鼻...

【专利技术属性】
技术研发人员：童辉，郑召斌，刘志达，
申请(专利权)人：中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司，
类型：新型
国别省市：