本公开涉及一种进气道防冰装置及航空发动机，其中，进气道防冰装置包括：进气组件，包括同轴设置的内舱、外舱和唇口件，内舱的径向内侧形成进气道，内舱和外舱的两端分别通过第一安装板和第二安装板连接，唇口件连接于内舱和外舱的同端，且沿轴向位于第一安装板的外侧，第一安装板和唇口件围合成环形腔；和防冰组件，包括引气管和喷射部件，引气管在内舱和外舱之间延伸且安装于第一安装板和第二安装板，喷射部件连接于引气管的第一端且伸入环形腔内，被配置为将引气管引来的热气喷射至环形腔内，喷射部件具有多个喷射孔，且多个喷射孔的气流出射角度可调。的气流出射角度可调。的气流出射角度可调。
【技术实现步骤摘要】
进气道防冰装置及航空发动机
[0001]本公开涉及航空发动机
，特别涉及一种进气道防冰装置及航空发动机。
技术介绍
[0002]航空发动机进气道唇口的结冰会减少发动机空气吸入量，这会损失发动机一部分推力。同时，冰块集聚破坏发动机进气流道流场型面，增加气动阻力。当冰块集聚到一定程度，可能会引起发动机喘振。更严重者，从进气道唇口脱落的冰还可能吸入发动机撞击损坏风扇叶片，造成机械损伤。因此，发动机进气道通常设计有防冰系统，对进气道唇口结冰区进行除冰保护。
[0003]目前在役的飞机发动机，进气道唇口除冰的主要采用热气防冰方式，目前发动机进气道唇口热气除冰主要有而笛形管和直喷式两种结构构型。涡流直喷式结构是热气防冰中较为常见的方法构型，相对于笛形管除冰结构构型方案，涡流直喷式结构因仅在唇口件对应的腔内布置喷射部件，无笛形管悬挂式固定构型的振动问题，且维修简单，目前比较新型的主流机型越来越倾向于直喷式热气除冰方案，但是直喷式热气除冰方案仍存在除冰效率低的问题。
技术实现思路
[0004]本公开提供了一种进气道防冰装置及航空发动机，能够提高进气道的防冰效率。
[0005]根据本公开的第一方面，提供了一种进气道防冰装置，包括：
[0006]进气组件，包括同轴设置的内舱、外舱和唇口件，内舱的径向内侧形成进气道，内舱和外舱的两端分别通过第一安装板和第二安装板连接，唇口件连接于内舱和外舱的同端，且沿轴向位于第一安装板的外侧，第一安装板和唇口件围合成环形腔；和
[0007]防冰组件，包括引气管和喷射部件，引气管在内舱和外舱之间延伸且安装于第一安装板和第二安装板，喷射部件连接于引气管的第一端且伸入环形腔内，被配置为将引气管引来的热气喷射至环形腔内，喷射部件具有多个喷射孔，且多个喷射孔的气流出射角度可调。
[0008]在一些实施例中，喷射部件包括喷射头，多个喷射孔设在喷射头上且沿喷射部件的周向间隔设置，喷射头相对于引气管沿喷射部件周向的安装角度可调，以调整多个喷射孔的气流出射角度。
[0009]在一些实施例中，喷射部件还包括螺帽，螺帽套设在喷射头外，且旋合在引气管的第一端，螺帽被配置为通过旋拧调节喷射头的安装角度。
[0010]在一些实施例中，喷射头包括依次同轴连接的接头部、延伸部和导出部，接头部的第一端与引气管的第一端对接且具有中心孔，接头部的第二端具有锥壁且与延伸部连接，且接头部上沿喷射部件的周向间隔设置多个连通孔，导出部上沿喷射部件的周向间隔设置多个喷射孔，锥壁、延伸部和导出部之间围合形成旋流腔；连通孔的两端分别与中心孔和旋流腔连通，喷射孔与旋流腔连通。
[0011]在一些实施例中，沿进气组件的径向位于最内侧的喷射孔的气流出射方向与唇口件内环的侧壁相切。
[0012]在一些实施例中，喷射部件相对于引气管可拆卸地设置。
[0013]在一些实施例中，防冰组件还包括同轴套设在引气管外的保护管，引气管包括沿轴向间隔设置的第一法兰接头和第二法兰接头，第一法兰接头与保护管的第一端和第一安装板连接，第二法兰接头与保护管的第二端和第二安装板连接。
[0014]在一些实施例中，引气管还包括沿轴向设置的弯管段、中间管段、波纹管段和引气接头，弯管段远离喷射部件的一端与中间管段的第一端通过第一法兰接头连接，中间管段的第二端依次通过波纹管段和第二法兰接头与引气接头连接，且第一法兰接头相对于保护管沿引气管的延伸方向可移动。
[0015]在一些实施例中，防冰组件还包括螺母，螺母的一端与保护管的第一端采用螺纹配合，第一法兰接头嵌入螺母的另一端，且第一法兰接头相对于螺母沿引气管的延伸方向可移动。
[0016]在一些实施例中，第一法兰接头包括第一连接管、第一法兰盘和第一连接筒，第一连接管的两端分别与弯管段和中间管段连接，第一法兰盘连接于第一连接管的外壁，第一连接筒的一端连接于第一法兰盘，另一端嵌入螺母，第一连接筒与螺母之间设有密封件。
[0017]根据本公开的第二方面，提供了一种航空发动机，包括上述实施例的进气道防冰装置。
[0018]本公开的实施例采用直喷式热气防冰，由引气管引入热气，并通过喷射部件将热气喷射至环形腔内以达到防冰效果。由于喷射孔的气流出射角度可调，能够精确控制热气的射流方向；而且，每个喷射孔喷出的热气都能覆盖一个角度范围，通过设置多个喷射孔，能够使喷出的热气在环形腔内覆盖更大的范围，从而提高防冰效率，并提高航空发动机的热气利用率。
附图说明
[0019]为了更清楚地说明本公开实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0020]图1为本公开进气道防冰装置的一些实施例的结构示意图。
[0021]图2为本公开进气道防冰装置中防冰组件的一些实施例的结构示意图。
[0022]图3为本公开进气道防冰装置中防冰组件的一些实施例的剖视图。
[0023]图4为防冰组件中喷射部件的一些实施例的分解图。
[0024]图5为图3中的A处放大图。
具体实施方式
[0025]下面将结合本公开实施例中的附图，对本公开实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本公开一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本公开及其应用或使
用的任何限制。基于本公开中的实施例，本领域普通技术人员在没有开展创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本公开保护的范围。
[0026]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，技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。
[0027]在本公开的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本公开和简化描述，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本公开保护范围的限制；方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。
[0028]在本公开的描述中，需要理解的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本公开保护范围的限制。
[0029]如图1和图5所示，本公开提供了一种进气道防冰装置，采用热气防冰，即从发动机高压压气机引入的热气，通过防冰引气管路进入进气道的唇口前缘，并通过射流装置喷射热气对进气道前缘结冰部位进行除冰的方法。在一些实施例中，进气道防冰装置包括：进气组件1和防冰组件2。
[0030]进气组件1包括同轴设置的内本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种进气道防冰装置，其特征在于，包括：进气组件(1)，包括同轴设置的内舱(11)、外舱(12)和唇口件(14)，所述内舱(11)的径向内侧形成进气道(16)，所述内舱(11)和所述外舱(12)的两端分别通过第一安装板(13)和第二安装板(15)连接，所述唇口件(14)连接于所述内舱(11)和所述外舱(12)的同端，且沿轴向位于所述第一安装板(13)的外侧，所述第一安装板(13)和所述唇口件(14)围合成环形腔；和防冰组件(2)，包括引气管(21)和喷射部件(22)，所述引气管(21)在所述内舱(11)和外舱(12)之间延伸且安装于所述第一安装板(13)和第二安装板(15)，所述喷射部件(22)连接于所述引气管(21)的第一端且伸入所述环形腔内，被配置为将所述引气管(21)引来的热气喷射至所述环形腔内，所述喷射部件(22)具有多个喷射孔(2213)，且所述多个喷射孔(2213)的气流出射角度可调。2.根据权利要求1所述的进气道防冰装置，其特征在于，所述喷射部件(22)包括喷射头(221)，所述多个喷射孔(2213)设在所述喷射头(221)上且沿所述喷射部件(22)的周向间隔设置，所述喷射头(221)相对于所述引气管(21)沿所述喷射部件(22)周向的安装角度可调，以调整所述多个喷射孔(2213)的气流出射角度。3.根据权利要求2所述的进气道防冰装置，其特征在于，所述喷射部件(22)还包括螺帽(222)，所述螺帽(222)套设在所述喷射头(221)外，且旋合在所述引气管(21)的第一端，所述螺帽(222)被配置为通过旋拧调节所述喷射头(221)的安装角度。4.根据权利要求2所述的进气道防冰装置，其特征在于，所述喷射头(221)包括依次同轴连接的接头部(221A)、延伸部(221B)和导出部(221C)，所述接头部(221A)的第一端与所述引气管(21)的第一端对接且具有中心孔(2211)，所述接头部(221A)的第二端具有锥壁(2214)且与所述延伸部(221B)连接，且接头部(221A)上沿所述喷射部件(22)的周向间隔设置多个连通孔(2212)，所述导出部(221C)上沿所述喷射部件(22)的周向间隔设置所述多个喷射孔(2213)，所述锥壁(2214)、延伸部(221B)和导出部(221C)之间围合形成旋流腔(S)；所述连通孔(2212)的两端分别与所述中心孔(2211)和旋流腔(S)连通，所...
【专利技术属性】
技术研发人员：打玉宝，张波，刘海标，孙利兵，秦娜，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：
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