【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航空发动机帽罩防冰冻，尤其涉及一种进气锥及包括其的航空发动机。
技术介绍
1、飞机在飞行过程中，其发动机暴露在低温下，可能导致表面结冰。而结冰会对飞行安全造成严重的影响，尤其对于航空发动机来说，一旦发生结冰，轻则引起发动机进气不畅，降低发动机的工作效率；重则大面积的冰脱落会造成发动机进气系统的机械损伤，引起发动机熄火，造成严重安全事故。进气锥作为发动机进气系统的前端部件，直接与外界气流相接触，现有的进气锥的前段壁和后段壁位于同一平面，冷空气容易在后段壁表面处形成冰晶，造成结冰现象。
技术实现思路
1、本专利技术要解决的技术问题是为了克服现有技术中进气锥的后端容易产生结冰现象的缺陷，提供一种进气锥及包括其的航空发动机。
2、本专利技术是通过下述技术方案来解决上述技术问题：
3、一种进气锥，所述进气锥包括主体和鼻锥部，所述主体包括外壁，所述鼻锥部与所述外壁的端部相连接，所述鼻锥部的外侧表面具有第一外廓线，所述外壁的外侧表面具有第二外廓线，所述第二外廓线在远离所述第一外廓线的方向上朝所述主体的轴线方向弯曲收缩。
4、在本方案中，冷空气沿鼻锥部的外侧面朝后方的外壁流去，由于外壁的外侧面(即第二外廓线)在远离第一外廓线的方向上朝主体的轴线方向弯曲收缩，空气中的液态水滴惯性远大于空气，水滴难以像空气一样弯折流线撞击第二轮廓线，而是沿着第一轮廓线的方向直线运动，即进气锥外壁不容易发生结冰现象，提高了发动机效率。
5、较佳地，所述第二外
6、在本方案中，鼻锥部的外侧面与外壁的外侧面平滑相切，空气沿进气锥外表面流过时，受到的阻力较小，发动机效率更高。
7、较佳地，所述主体还包括内壁，所述内壁设置在所述外壁的端部，所述内壁设置有贯穿孔，所述鼻锥部间隙套设在所述内壁的外侧以形成气流通道，所述鼻锥部设置有气孔。
8、内壁设置有贯穿孔，鼻锥部间隙套设在内壁的外侧，通过该结构形式，气流通道与内壁的内部相连通，贯穿孔可以将压气机的热空气导入气流通道，从而对鼻锥部进行加热，防止鼻锥部产生结冰。鼻锥部还设置有气孔，气流通道内的热空气可以通过气孔流到鼻锥部外侧，对外部的冷空气进行中和，进一步防止鼻锥部发生结冰。同时，流到外部的热空气在气流的作用下流向外壁的外侧面，对其进行加热还可以防止外壁的外侧面产生结冰。
9、较佳地，所述内壁为锥形，所述内壁的锥尖朝向所述鼻锥部，所述贯穿孔设置在所述内壁的锥尖部。
10、采用该结构形式，鼻锥部与内壁之间的气流通道较窄，贯穿孔能尽量贴近鼻锥部，防止热空气在气流通道内散失热量，热空气对鼻锥部的加热效果更好。
11、较佳地，所述贯穿孔的数量为2个以上。
12、贯穿孔设置2个以上，可以增大热空气喷射的范围，进一步提高对鼻锥部的加热效果。
13、较佳地，多个所述贯穿孔等距均匀布置在所述内壁的锥尖部。
14、等距均匀布置贯穿孔在内壁的锥尖部，可以使得热空气喷射的更均匀，防止因为鼻锥部某块区域受不到热空气加热导致结冰。
15、较佳地，所述气孔设置在所述鼻锥部靠近所述外壁的端部。
16、气孔设置在鼻锥部靠近外壁的一端，可以使得热空气在流出气流通道后随即流到外壁的外表面，防止热空气在外界停留时间较长后，热量散失，对外壁的加热效果下降。另外，由于贯穿孔设置在内壁的锥尖处，热空气在气流通道内的流经路径较长，也有利于提高鼻锥部的加热效果。
17、较佳地，所述气孔的数量为多个，多个所述气孔沿所述鼻锥部周向均匀布置。
18、采用该结构形式，热空气从气流通道流到外部的方向较均匀，可以对外壁进行更加全面的加热，防止外壁局部发生结冰。
19、较佳地，所述主体还包括过渡段，所述内壁通过所述过渡段与所述外壁相连接，所述过渡段与所述进气锥的轴向延长线之间的夹角为锐角。
20、过渡段呈斜坡向上与外壁相连，热空气从气流通道内流到外部时，沿着过渡段流出气孔，一方面热空气流出时受到的阻力较小，另一方面，热空气流出的方向向外壁倾斜，避免热空气垂直向上吹出而无法与外壁接触导致热量浪费。
21、较佳地，所述气孔为斜孔，其倾斜角度与所述过渡段的角度相同。
22、热空气顺着过渡段流出气孔受到的阻力更小，指向性更强。
23、一种航空发动机，所述航空发动机包括上述的进气锥。
24、冷空气沿航空发动机进气锥的鼻锥部外侧面朝后方的外壁流去，由于外壁的外侧面(即第二外廓线)在远离第一外廓线的方向上朝主体的轴线方向弯曲收缩，空气中的液态水滴惯性远大于空气，水滴难以像空气一样弯折流线撞击第二轮廓线，而是沿着第一轮廓线的方向直线运动，即进气锥外壁不容易发生结冰现象，提高了发动机效率。
25、本专利技术的积极进步效果在于：冷空气沿鼻锥部的外侧面朝后方的外壁流去，由于外壁的外侧面(即第二外廓线)在远离第一外廓线的方向上朝主体的轴线方向弯曲收缩，空气中的液态水滴惯性远大于空气，水滴难以像空气一样弯折流线撞击第二轮廓线，而是沿着第一轮廓线的方向直线运动，即进气锥外壁不容易发生结冰现象，提高了发动机效率。
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1.一种进气锥，其特征在于，所述进气锥包括主体和鼻锥部，所述主体包括外壁，所述鼻锥部与所述外壁的端部相连接，所述鼻锥部的外侧表面具有第一外廓线，所述外壁的外侧表面具有第二外廓线，所述第二外廓线在远离所述第一外廓线的方向上朝所述主体的轴线方向弯曲收缩。
2.如权利要求1所述的进气锥，其特征在于，所述第二外廓线与所述第一外廓线平滑相切连接。
3.如权利要求1所述的进气锥，其特征在于，所述主体还包括内壁，所述内壁设置在所述外壁的端部，所述内壁设置有贯穿孔，所述鼻锥部间隙套设在所述内壁的外侧以形成气流通道，所述鼻锥部设置有气孔。
4.如权利要求3所述的进气锥，其特征在于，所述内壁为锥形，所述内壁的锥尖朝向所述鼻锥部，所述贯穿孔设置在所述内壁的锥尖部。
5.如权利要求4所述的进气锥，其特征在于，所述贯穿孔的数量为2个以上。
6.如权利要求5所述的进气锥，其特征在于，多个所述贯穿孔等距均匀布置在所述内壁的锥尖部。
7.如权利要求3所述的进气锥，其特征在于，所述气孔设置在所述鼻锥部靠近所述外壁的端部。
8.如权
9.如权利要求7所述的进气锥，其特征在于，所述主体还包括过渡段，所述内壁通过所述过渡段与所述外壁相连接，所述过渡段与所述进气锥的轴向延长线之间的夹角为锐角。
10.如权利要求9所述的进气锥，其特征在于，所述气孔为斜孔，其倾斜角度与所述过渡段的角度相同。
11.一种航空发动机，其特征在于，所述航空发动机包括如权利要求1-10任一项所述的进气锥。
...【技术特征摘要】
1.一种进气锥，其特征在于，所述进气锥包括主体和鼻锥部，所述主体包括外壁，所述鼻锥部与所述外壁的端部相连接，所述鼻锥部的外侧表面具有第一外廓线，所述外壁的外侧表面具有第二外廓线，所述第二外廓线在远离所述第一外廓线的方向上朝所述主体的轴线方向弯曲收缩。
2.如权利要求1所述的进气锥，其特征在于，所述第二外廓线与所述第一外廓线平滑相切连接。
3.如权利要求1所述的进气锥，其特征在于，所述主体还包括内壁，所述内壁设置在所述外壁的端部，所述内壁设置有贯穿孔，所述鼻锥部间隙套设在所述内壁的外侧以形成气流通道，所述鼻锥部设置有气孔。
4.如权利要求3所述的进气锥，其特征在于，所述内壁为锥形，所述内壁的锥尖朝向所述鼻锥部，所述贯穿孔设置在所述内壁的锥尖部。
5.如权利要求4所述的进气锥，其特征...
【专利技术属性】
技术研发人员：苏杰，黄钟韬，张洁珊，
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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