提供一种进气道防冰系统，将压气机内的热气引至进气道，包括引气管路、储气腔、温度测量单元以及控制单元，引气管路两端分别与压气机和进气道连通，用于输送热气；储气腔用于暂存热气，两端与引气管路可开关地连通；温度测量单元包括设置在引气管路上的第一温度测量单元和设置在进气道上的第二温度测量单元，分别用于监控引气管路内的热气温度和进气道表面温度；控制单元用于以第一温度测量单元和第二温度测量单元的温度数据为基准控制储气腔的开闭。上述进气道防冰系统凭借储气腔对热气的中间暂存及适时释放作用实现较佳的防冰性能。还提供一种航空发动机。还提供一种航空发动机。还提供一种航空发动机。
【技术实现步骤摘要】
进气道防冰系统、航空发动机
[0001]本技术涉及航空发动机领域，具体涉发动机进气道防冰
技术介绍
[0002]飞机在有过冷水滴、冰晶及雪花的大气层中飞行时，发动机的零部件、特别是进气部件前缘很可能发生结冰现象。大量试验和飞行实践证明，航空发动机部件中的进气道、进口支板、整流帽罩等都会产生结冰现象，其中发动机短舱进气道的结冰现象非常显著，尤其是在其唇口及其内表面。
[0003]发动机进气道结冰会使得流通面积减小，推力下降，严重时甚至会引起压气机喘振等危险状态，造成灾难性的事故。为保障飞机在结冰气象条件下的飞行安全，一种高效且应用广泛的进气道防冰技术途径是热气防冰系统。热气防冰系统通过引气管路从高压压气机引出热空气进入进气道，加热前缘表面，避免进气道表面结冰，从而达到防冰的效果。
[0004]热气防冰系统具有结构简单、可靠性强、技术成熟度高等优点，但是由于大多数热气防冰系统并不支持防冰表面温度反馈与温度控制，在一些飞行状态条件下可能存在引气温度过低或引气流量不足的问题，导致进气道局部区域的防冰性能不足。另外，热气防冰系统从压气机直接引气，在起飞、爬升等飞行状态条件下开启防冰系统，引气温度高且无法调节，使得短舱进气道表面热载荷较高，系统反复运行过程中容易产生热疲劳，从而影响进气道材料的使用寿命。
技术实现思路
[0005]本技术的一个目的是提供一种发动机进气道防冰系统，具有较佳的防冰性能。
[0006]为实现上述目的的进气道防冰系统用于将压气机内的热气引至进气道，包括引气管路、储气腔、温度测量单元以及控制单元，引气管路两端分别与所述压气机和所述进气道连通，用于输送热气；储气腔用于暂存所述热气，两端与所述引气管路可开关地连通；温度测量单元包括设置在所述引气管路上的第一温度测量单元和设置在所述进气道上的第二温度测量单元，分别用于监控所述引气管路内的热气温度和所述进气道表面温度；控制单元用于以所述第一温度测量单元和所述第二温度测量单元的温度数据为基准控制所述储气腔的开闭。
[0007]在一个或多个实施例中，所述引气管路靠近所述压气机一侧设有节流装置。
[0008]在一个或多个实施例中，所述储气腔通过分支管路与所述引气管路连通，所述分支管路的直径小于等于所述引气管路的直径。
[0009]在一个或多个实施例中，所述控制单元设置成在所述第二温度测量单元测得的进气道表面温度高于第一阈值且所述第一温度测量单元测得的热气温度高于引气温度设定值时，开启所述储气腔的进气端，以暂存热气。
[0010]在一个或多个实施例中，所述控制单元设置成在所述第二温度测量单元测得的进
气道表面温度低于第二阈值时关闭所述储气腔的进气端。
[0011]在一个或多个实施例中，所述控制单元设置成在所述第二温度测量单元测得的进气道表面温度低于第三阈值时开启所述储气腔的出气端。
[0012]在一个或多个实施例中，所述控制单元设置成在所述第二温度测量单元测得的进气道表面温度高于第四阈值时关闭所述储气腔的出气端。
[0013]在一个或多个实施例中，所述引气温度设定值、所述第一阈值、所述第二阈值、所述第四阈值和所述第三阈值依次减小。
[0014]在一个或多个实施例中，该进气道防冰系统还包括与所述控制单元信号连接的引气管路阀门组件和分支管路阀门组件。
[0015]本技术的另一个目的是提供一种包括上述进气道防冰系统的航空发动机。
[0016]上述进气道防冰系统通过设置暂存热气的储气腔，以及通过引气管路内的热气温度和进气道表面温度控制储气腔的开闭，凭借热气的中间暂存及适时释放作用，既有效解决了引气温度过高导致进气道表面热载荷较高的问题，由能够解决进气道热气防冰系统引气不足导致的进气道局部区域防冰性能不足的问题，进而具备较佳的防冰性能和优越的调节能力。
附图说明
[0017]本技术的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：
[0018]图1是进气道防冰系统的一个实施例的示意图；
[0019]图2是进气道内第二温度测量单元的环向设置位置示意图；
[0020]图3是进气道内第二温度测量单元的所在截面的位置示意图。
[0021]符号标记说明
[0022]1 控制单元
[0023]2 分支管路
[0024]3 节流装置
[0025]4 第一温度测量单元
[0026]5 第一阀门
[0027]6 第二阀门
[0028]7 第三阀门
[0029]8 第四阀门
[0030]9 储气腔
[0031]10 第二温度测量单元
[0032]11 压气机
[0033]12 引气管路
[0034]13 进气道
具体实施方式
[0035]下面结合具体实施例和附图对本技术作进一步说明，在以下的描述中阐述了
更多的细节以便于充分理解本技术，但是本技术显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本技术内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本技术的保护范围。
[0036]需要注意的是，这些以及后续其他的附图均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本技术实际要求的保护范围构成限制。
[0037]进气道防冰系统(NAI system)是航空发动机进气道在结冰环境下飞行时保护飞行安全的装置，常见方法是把压气机11内的热气引至进气道13，以实现防冰效果。
[0038]参照图1理解，本公开的进气道防冰系统包括引气管路12、储气腔9、温度测量单元以及控制单元1。
[0039]引气管路12的两端分别与压气机和进气道13连通，用于输送热气，如引气管路12一端连接发动机高压压气机引气环腔，另一端连接进气道腔内的防冰管路或装置。储气腔9用于暂存热气，储气腔9包括进气端和出气端，两端分别通过分支管路2与引气管路12可开关地连通，优选的，分支管路2的直径小于等于引气管路12的直径。在一些实施例中，储气腔长度约为引气管路尺寸的5
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8倍，截面积约为引气管路尺寸的3倍。
[0040]温度测量单元包括设置在引气管路12上的第一温度测量单元4和设置在进气道13上的第二温度测量单元10，分别用于监控引气管路12内的热气温度和进气道13表面温度。控制单元1与第一温度测量单元4和第二温度测量单元10信号连接，以第一温度测量单元4和第二温度测量单元10的温度数据为基准控制储气腔9的开闭。
[0041]第二温度测量单元10的引气温度测量传感器优选为K型热电偶，通过安装座插入引气管路上预先开设的通孔中，用于测量引气管路中热气流温度，并通过线缆将信号传递至发动机控制单元1。进气道防冰腔内表面布置8个温度测量传感器，如K型热电偶。参照图2和图3所本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.进气道防冰系统，用于将压气机(11)内的热气引至进气道(13)，其特征在于，包括：引气管路(12)，两端分别与所述压气机(11)和所述进气道(13)连通，用于输送热气；储气腔(9)，用于暂存所述热气，两端与所述引气管路(12)可开关地连通；温度测量单元，包括设置在所述引气管路(12)上的第一温度测量单元(4)和设置在所述进气道(13)上的第二温度测量单元(10)，分别用于监控所述引气管路(12)内的热气温度和所述进气道(13)表面温度；以及控制单元(1)，用于以所述第一温度测量单元(4)和所述第二温度测量单元(10)的温度数据为基准控制所述储气腔(9)的开闭。2.如权利要求1所述的进气道防冰系统，其特征在于，所述引气管路(12)靠近所述压气机一侧设有节流装置(3)。3.如权利要求1所述的进气道防冰系统，其特征在于，所述储气腔(9)通过分支管路(2)与所述引气管路(12)连通，所述分支管路(2)的直径小于等于所述引气管路(12)的直径。4.如权利要求1所述的进气道防冰系统，其特征在于，所述控制单元(1)设置成在所述第二温度测量单元(10)测得的进气道表面温度高...
【专利技术属性】
技术研发人员：尹金鸽，冯丽娟，
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：新型
国别省市：
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