一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置及除冰方法

摘要

本发明公开了一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置及除冰方法，解决了现有技术中发动机进气口唇口结冰不易清除的问题，具有除冰效率高、除冰效果好的有益效果，具体方案如下：一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置，包括安装于发动机进气口唇口的水力空化发生器，水力空化发生器与用于对流体进行加速的加速机构连接，加速机构与流体箱连接以向加速机构提供流体。

权利要求

1.一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置，其特征在于，包括安装于发动机进气口唇口的外侧水力空化发生器，水力空化发生器与用于对流体进行加速的加速机构连接，加速机构与流体箱连接以向加速机构提供流体；

所述加速机构包括壳体，壳体呈圆锥型，所述壳体与旋转驱动件连接，在壳体旋转过程中逐步加快流体的流速，并且在壳体尖端流出，所述旋转驱动件与驱动电路连通，在驱动电路设置热电阻，热电阻设于传感器壳体内，传感器壳体与可通入高温气体的引气管连接，引起管设置气压阀，压气机的排气管与引气管连接。

2.根据权利要求1所述的一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置，其特征在于，所述壳体内设置呈螺旋布置的加速槽，壳体的进口与所述流体箱连接，壳体的出口位于壳体的尖端，且壳体的出口通过导流管与所述水力空化发生器连接。

3.根据权利要求1所述的一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置，其特征在于，还包括设于所述发动机进气口唇口的多个温度传感器，温度传感器与控制器连接，控制器与所述气压阀连接。

4.根据权利要求3所述的一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置，其特征在于，还包括结冰传感器，结冰传感器与所述的控制器连接。

5.根据权利要求1所述的一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置，其特征在于，所述水力空化发生器通过法兰安装于所述发动机进气口唇口。

6.一种用于航空发动机进气口唇口的除冰方法，其特征在于，采用权利要求4所述的一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置，包括如下内容：结冰检测器对发动机进气口唇口的结冰情况进行检测，并传递信号至控制器；

控制器确认符合除冰条件，则采集布置于发动机进气口唇口的多个温度传感器的数据；

当第一温度传感器检测到的温度大于等于过热温度Tmax，并且第二温度传感器检测到的温度大于等于结冰温度Tmin时，控制器关断加速机构；

当第一温度传感器检测到的温度小于过热温度Tmax并且第二温度传感器检测到的温度小于结冰温度Tmin时，或者，二者均小于结冰温度时，控制器启动加速机构。

说明书

一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置及除冰方法

技术领域

[0001] 本发明涉及发动机除冰领域，尤其是一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置及除冰方法。

背景技术

[0002] 本部分的陈述仅仅是提供了与本发明相关的背景技术信息，不必然构成在先技术。

[0003] 航空发动机是飞机等其他飞行设备的重要部件，发动机进气道唇口露于机舱外部，在结冰气象条件下，云层中含有大量温度低于0℃的液态过冷水滴。通过目前的试验和
飞行实践表明，空气中的过冷液滴撞击在发动机短舱进气道前缘唇口，形成的冰会使唇口
气动外形发生变化，造成发动机进气量减少，降低发动机推力，严重时会产生压气机喘振等
问题，导致发动机性能下降，且进气道冰脱落被吸入发动机，可能会造成飞机坠毁的事故，
严重威胁着飞行安全。

[0004] 现阶段航空发动机除冰主要用热气除冰法，发明人发现，这种除冰方法通过热气逐步融化已经结成的冰，但整体除冰速度慢，并不能保证发动机出口的除冰效果。

发明内容

[0005] 针对现有技术存在的不足，本发明的目的是提供一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置，除冰效率高，可用于航空发动机的防冰工作，能够满足飞行时发动机的除冰需
要。

[0006] 为了实现上述目的，本发明是通过如下的技术方案来实现：

[0007] 一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置，包括安装于发动机进气口唇口的水力空化发生器，水力空化发生器与用于对流体进行加速的加速机构连接，加速机构与流体
箱连接以向加速机构提供流体。

[0008] 上述的除冰装置，加速机构可向水力空化发生器提供具有设定流速的流体，水力空化发生器可产生水力空化现象，在短时间内会释放大量的能量,从而对发动机进气口唇
口进行除冰，这种方式除冰效率高，且除冰效果较好。

[0009] 如上所述的一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置，所述加速机构包括壳体，壳体呈圆锥型，且壳体内设置呈螺旋布置的加速槽，壳体的进口与所述流体箱连接，壳
体的出口位于壳体的尖端，且壳体的出口通过导流管与所述水力空化发生器连接，壳体出
口位于壳体的尖端，保证流体进入到导流管的速度只有一个方向。

[0010] 如上所述的一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置，所述壳体与旋转驱动件连接，旋转驱动件为电机或其他驱动件，电机被固定，带动壳体的旋转。

[0011] 如上所述的一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置，所述旋转驱动件与驱动电路连通，在驱动电路设置热电阻传感器，热电阻传感器设于传感器壳体内，传感器壳体与
可通入高温气体的引气管连接，在引气管中设置热电阻传感器，热电阻传感器接收热气产
生阻值变化，从而使得旋转驱动件与驱动电路连通。

[0012] 如上所述的一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置，所述引气管与安装于所述发动机的压气机连接，引气管设置气压阀，通过气压阀的调节，可调节引气管内热气的通
断，从而实现对加速机构的控制。

[0013] 如上所述的一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置，还包括设于所述发动机进气口唇口的多个温度传感器，温度传感器与控制器连接，控制器与所述气压阀连接，通过
多个温度传感器进行进气口唇口处的温度变化，其中一个检测过热情况，另一个检测过冷
情况，多个温度传感器可避免一个温度传感器失效的情况。

[0014] 如上所述的一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置，还包括结冰传感器，结冰传感器与所述的控制器连接，结冰传感器用于检测进气口唇口结冰情况，并与温度传感
器配合，实现。

[0015] 如上所述的一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置，所述水力空化发生器通过法兰安装于所述发动机进气口唇口。

[0016] 第二方面，本发明公开了一种用于航空发动机进气口唇口的除冰方法，采用所述的一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置。

[0017] 如上所述的一种用于航空发动机进气口唇口的除冰方法，包括如下内容：

[0018] 结冰检测器对发动机进气口唇口的结冰情况进行检测，并传递信号至控制器；

[0019] 控制器确认符合除冰条件，则采集布置于发动机进气口唇口的多个温度传感器的数据；

[0020] 当第一温度传感器检测到的温度大于等于过热温度Tmax，并且第二温度传感器检测到的温度大于等于结冰温度Tmin时，控制器关断加速机构；

[0021] 当第一温度传感器检测到的温度小于过热温度Tmax并且第二温度传感器检测到的温度小于结冰温度Tmin时，或者，二者均小于结冰温度时，控制器启动加速机构。

[0022] 上述本发明的有益效果如下：

[0023] 1)本发明通过加速机构的设置，可向水力空化发生器提供具有设定流速的流体，水力空化发生器的设置，可产生水力空化现象，在短时间内会释放大量的能量,从而对发动
机进气口唇口进行除冰，这种方式除冰效率高，而且整体利用发动机产生的热量，节约能
源，且便于控制。

[0024] 2)本发明通过加速机构中设置螺旋形状的加速槽，可在壳体旋转过程中逐步加快流体的流速，并且在壳体尖端流出，使得流体在进入导流管中只保留一个方向的速度。

[0025] 3)本发明通过热电阻传感器的设置，便于对加速机构的运动进行控制，可实现根据进气口唇口的结冰情况，对加速机构进行控制。

[0026] 4)本发明通过发动机自带的压气机，可利用到发动机产生的热气，而且通过热气传送至热电阻传感器，可实现旋转件与驱动电路的连通，这样通过热气的通断，可实现对加
速机构的控制。

[0027] 5)本发明通过结冰传感器用于检测进气口唇口结冰情况，并与温度传感器配合，由温度传感器探测温度区间，有效防止结冰传感器失效导致出现结冰现象而未及时进行除
冰的问题，通过温度传感器检测进气口唇口温度的变化，从而有利于准确判断结冰情况的
发生，便于对加速机构的开启。

附图说明

[0028] 构成本发明的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

[0029] 图1是本发明根据一个或多个实施方式的一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置的主视图。

[0030] 图2是本发明根据一个或多个实施方式的一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置中加速机构的示意图。

[0031] 图3是本发明根据一个或多个实施方式的一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置工作流程图。

[0032] 图中：为显示各部位位置而夸大了互相间间距或尺寸，示意图仅作示意。

[0033] 其中：101水力空化发生器、102引气管、103加速机构、104温度探测器、105压力阀、106引流管、107控制器、108压气机、31导流管、32加速槽、33电机。

具体实施方式

[0034] 应该指出，以下详细说明都是例示性的，旨在对本发明提供进一步的说明。除非另有指明，本发明使用的所有技术和科学术语具有与本发明所属技术领域的普通技术人员通
常理解的相同含义。

[0035] 需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本发明的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非本发明另外明确指出，否则单数形式
也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包
括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合；

[0036] 为了方便叙述，本发明中如果出现“上”、“下”、“左”“右”字样，仅表示与附图本身的上、下、左、右方向一致，并不对结构起限定作用,仅仅是为了便于描述本发明和简化描
述，而不是指示或暗示所指的设备或元件必须具有特定的方位，以特定的方位构造和操作，
因此不能理解为对本发明的限制。

[0037] 术语解释部分：本发明中的术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或为一体；可以是机械连接，也可以是
电连接，可以是直接连接，也可以是通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部连接，或
者两个元件的相互作用关系，对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上
述术语在本发明的具体含义。

[0038] 正如背景技术所介绍的，现有技术中存在的问题，为了解决如上的技术问题，本发明提出了一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置及除冰方法。

[0039] 本发明的一种典型的实施方式中，参考图1所示，一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置，包括水力空化发生器101、引气管102、加速机构103、温度传感器104、结冰探测
器、压力阀105、引流管106、控制器107，水力空化发生器101安装于发动机进气口唇口的外
侧，压气机108与引气管102连接，引气管102设置压力阀105，且引气管102连接到加速机构
103，压气机将高温废气带动至水力空化发生器101，可促使进气口唇口的液体进行加速；唇
口处设有温度传感器104和结冰检测器，用于检测唇口处结冰情况和除冰工作温度的上限
和下限。压力阀105接受温度传感器反馈情况，决定是否开启引气管。

[0040] 压气机108为安装于航空发动机的核心部件压气机，为现有技术，压气机在高速旋转叶轮作用下，空气由叶轮中心被离心力甩向叶轮外缘，压力也逐渐提高，由叶轮流出的空
气进入扩压器后速度降低，压力再次提高，最后由出气管流出压气机，一般情况下，压气机
供给给燃烧室会有部分未被利用的气体，压气机的排气管与引气管102连接。

[0041] 其中，水力空化发生器采用现有的水力空化发生器，水力空化发生器通过法兰与进气口唇口连接，在唇口内部预留水力空化发生器的安装空间，水力空化发生器的原理是：
当流体流过内部管路收缩件的截面时，由于收缩件的限流作用，限流区流体流速增大、压力
降低，当压力低于流体相应温度下的饱和蒸汽压时，溶解在流体中的气体释放出来，同时流
体本身也产生大量空化泡，随着流体周围压力迅速恢复，空化泡瞬间溃灭，并伴随产生多种
物理和化学效应，从而产生水力空化现象，水力空化发生时在短时间内会释放大量的能量,
从而对发动机进气口唇口进行除冰。

[0042] 加速机构设有螺旋引流结构，参考图2所示，包括壳体、电机33、热传感器34，壳体内设置呈螺旋布置的加速槽32，壳体与电机33连接，由电机33旋转，带动壳体的旋转，进而
带动加速槽32的旋转，壳体呈锥形，壳体设置与加速槽连通的入口和出口，入口与引流管36
连接，壳体出口设于锥形壳体的尖端，这样壳体出口与导流管31连接，引流管106与流体箱
连接，用于向加速槽内通入流体，引流管106设于壳体截面积较大的一端，加速槽32与引流
管、导流管分别连通，以便于流体的流动。

[0043] 流体可以为水，在壳体旋转作用下，螺旋运动的流体具有相互垂直的分速度，在壳体中做螺旋加速使得流体在进入导流管中只保留一个方向速度。

[0044] 加速机构外通过引流管连接水箱(储存流体装置)，当除冰装置开始运作时，流体进入加速机构，在水力空化完成后剩余流体通过管道重新回到水箱参与下一轮循环。

[0045] 电机与驱动电路连通，在驱动电路设置热电阻传感器，热电阻传感器设于传感器壳体内，传感器壳体与引气管102连接，在引气管中设置热电阻传感器，当引气管中传来高
温热气时，高温气体能够引起热电阻传感器发生阻值变化，热电阻传感器阻值降低，电机与
驱动电路连通，使得电机进行工作，从而带动壳体的旋转运动。

[0046] 进一步，为了便于对加速机构的控制，引气管设置压力阀，压力阀相当于关断活门，压力阀与控制器连接，通过控制器可控制压力阀的打开角度。

[0047] 引气管被连接到高压压气机的某一级上以引入该高压压气机的热气，热气进入加速机构后使得流体在加速机构内呈螺旋运动状态后保留其水平速度进入水力空化发生器，
以达到发生水力空化的速度与水力空化发生的压强条件。通过测量温度传感器的反馈值，
并设定预定温度为进气口唇口的蒙皮的过热保护温度，控制器根据反馈值和预定温度的值
来对气压阀进行调节。

[0048] 具体地，该引气管的进气口端被连接到高压压气机的某一级上以引入该高压压气机的热气，热气进入加速机构后使得流体在加速机构内呈螺旋运动状态后保留其水平速度
进入水力空化发生器以达到发生水力空化的速度。

[0049] 发动机唇口还设置有结冰传感器和多个温度传感器，多个温度传感器可避免一个温度传感器失效的情况，通过结冰传感器和温度传感器的反馈值，并设定预定温度为进气
道唇口的蒙皮的过热保护温度和结冰触发温度，控制器根据反馈值和预定温度的值来对压
力阀进行调节。

[0050] 需要解释的是，控制器为可编程控制器，可为PLC控制器或工控机，或者其他类型的控制器。

[0051] 一种用于航空发动机进气口唇口的除冰方法，参考图3所示，包括实施例一所述的一种用于航空发动机进气口唇口的除冰装置。

[0052] 除冰方法，具体包括如下内容：

[0053] 当发动机唇口位置结冰时，结冰检测器进行检测，若符合除冰条件，控制器会采集温度传感器数据；

[0054] 通过控制器设置过热温度Tmax与结冰温度Tmin，温度传感器在唇口内侧布置有多个，控制器被配置成当第一温度传感器检测到的温度大于等于过热温度Tmax，并且第二温度
传感器检测到的温度大于等于结冰温度Tmin时，控制器通过压力阀减小压力并关闭引流管；

[0055] 以及当第一温度传感器检测到的温度小于过热温度Tmax并且第二温度传感器检测到的温度小于结冰温度Tmin时，或者，二者均小于结冰温度时，控制器通过压力阀打开引流
管；

[0056] 从而使热气传入加速机构，同时引流管将流体引入加速机构在内部做螺旋运动提供从而在流出时达到水力空化的速度要求，在流体流经水力空化发生器时产生负压进行水
力空化，气泡溃灭产生的能量将转化为热量通过管壁传导至唇口进行除冰；

[0057] 第一温度传感器检测到的温度小于过热温度Tmax并且第二温度传感器检测到的温度大于结冰温度Tmin时，控制器保持压力阀开启，保持引流管导通，并减小压力阀的开启角
度。

[0058] 其中，过热温度为进气道唇口的蒙皮的最高耐受温度和其容限值的差。

[0059] 以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修
改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。