[实用新型]一种发动机进气道内通道电加热装置有效
| 申请号： | 202223543306.0 | 申请日： | 2022-12-29 |
| 公开（公告）号： | CN219388016U | 公开（公告）日： | 2023-07-21 |
| 发明（设计）人： | 周睿哲;刘林旭;马兵侠;俞文龙 | 申请（专利权）人： | 武汉航空仪表有限责任公司 |
| 主分类号： | F02C7/047 | 分类号： | F02C7/047 |
| 代理公司： | 中国航空专利中心 11008 | 代理人： | 张毓灵 |
| 地址： | 430074 湖*** | 国省代码： | 湖北;42 |
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| 摘要： | 本实用新型属于防除冰技术领域，涉及一种发动机进气道内通道电加热装置。其包括加热垫和电连接器，所述加热垫通过HM317密封剂粘接安装在发动机进气道内通道凹槽内，并与该槽外形相互匹配，电连接器固定在发动机进气道内通道外侧，加热垫通过内部的加热丝通过导线与电连接器相连，所述加热垫从内到外依次由HM317密封剂、高硅氧玻璃纤维布、HM317密封剂、加热丝、HM317密封剂构成。本实用新型电加热装置通过设计加热垫的结构，利用仿真计算防冰区域防冰热载荷不同，在满足发动机进气道内通道防除冰需求的同时满足防火阻燃的功能需求，其结构简单，使用方便，具有较大的实际应用价值。 | ||
| 搜索关键词： | 一种 发动机 进气道内 通道 加热 装置 | ||
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- 本发明涉及航空发动机防冰技术领域，特别涉及一种防冰喷嘴、防冰装置和航空发动机。本发明的防冰喷嘴，包括：喷嘴腔体，内部设有空腔，并包括前壁和侧壁，侧壁连接于前壁的四周并包括连接于前壁左右两侧的左壁和右壁，喷嘴腔体的后端设有进气口，进气口用于与将除冰气体引入分流环中的分流管的出口连通；其中，前壁上设有第一孔，左壁上设有第二孔，右壁上设有第三孔，且第一孔的总通流面积小于第二孔和第三孔的总通流面积。将本发明的防冰喷嘴设置于分流管的出口，能有效改善分流环的热均匀性。
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- 陈坤毅;陈杨;卫禹丞;顾香;翟斌;付宇 - 中国船舶集团有限公司系统工程研究院;江南造船（集团）有限责任公司
- 2022-11-08 - 2023-05-09 - F02C7/047
- 本发明提出了一种船用百叶窗，包括矩形的框架，框架的内沿其中两条相对的边分别设有第一加热盒和第二加热盒，第一加热盒和第二加热盒正对的面上均开设有排热孔；框架内位于第一加热盒和第二加热盒之间设有热交换装置，热交换装置内开设有若干通孔，通孔的两端分别与第一加热盒和第二加热盒上的开孔连通。本发明应用于低温防冰系统时，利用船上的锅炉余热蒸汽，防止进气百叶窗结冰，保证进气道的畅通；相比于直接电加热百叶窗的形式，能源利用率高，在海上的复杂环境下故障发生概率低，减少维修保障方面消耗。
- 一种航空发动机整流支板的热气防冰结构-202210526802.0
- 连文磊;陈小明 - 南京航空航天大学
- 2022-05-16 - 2023-05-09 - F02C7/047
- 本发明公开了一种航空发动机整流支板的热气防冰结构，包括防冰部件；防冰部件沿上端面中部开有热气进口，并沿整流支板展向等截面延伸至防冰部件下端，形成热气腔；防冰部件沿下端面开有第三热气出口；防冰部件内部前端设有支板前腔，热气腔内的热气流通过上排细小通道沿切向射入支板前腔，并经由下排细小通道流入后端集气腔内；上排细小通道是沿整流支板展向均匀间隔排列的通道集合，下排细小通道与上排细小通道按照顺序或交错的排列方式对应排布；集气腔中部沿竖直方向设置有多段分流板，且在分流板后段壁面开有若干出气孔；支板前腔沿整流支板展向由上端面延伸至下端面，上端面形成第一热气出口，下端面形成第二热气出口。
- 一种发动机进气道防冰控制方法和系统-202211617485.X
- 章鹤;赵君;艾铁柱;郭警涛;艾莉;王皎 - 中国航空工业集团公司西安航空计算技术研究所
- 2022-12-15 - 2023-05-02 - F02C7/047
- 本发明涉及机载机电综合控制与管理领域，提供一种发动机进气道防冰控制方法和系统，本发明通过驱动发动机进气道结冰传感器工作，对结冰传感器输出的随冰层厚度而变化的谐振频率信号采集、解算，并控制振动头加热、支架加热，实现发动机进气道结冰监测和除冰控制功能。实现了提升发动机进气道防冰的控制精度和智能化水平的技术目的，解决了现有技术中受结冰传感器的转换控制环节及监测部件的影响，控制精度和智能化水平不高的技术问题。
- 进气道防冰装置及航空发动机-202111187660.1
- 打玉宝;张波;刘海标;孙利兵;秦娜 - 中国航发商用航空发动机有限责任公司
- 2021-10-12 - 2023-04-14 - F02C7/047
- 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。
- 用于控制飞机燃气涡轮发动机进气口的防结冰系统的方法-201880073201.0
- A·N·萨真科夫;Y·S·萨文科夫 - 联合发动机制造集团股份公司
- 2018-10-03 - 2023-03-21 - F02C7/047
- 本发明涉及飞机除冰系统。航空燃气涡轮发动机上的防结冰系统的控制方法，包括：使用单元(1)记录飞机结冰，通过单元(2)将结冰数据从飞机系统传输到燃气涡轮发动机的电子控制器(4)，抽吸来自燃气涡轮发动机的压缩机的加热空气，通过电子控制器发送控制信号以打开阀。也检查从飞机系统到发动机电子控制器的数据传输的正确性，使用位于燃气涡轮发动机的进气口处的传感器(5)测量发动机进气口处的空气温度，将测定的发动机进气口处的空气温度与预设的极限值进行比较，在同时检测到数据传输失败和当前温度值小于给定值的情况下将加热空气引导到进气口。本发明提高了在结冰条件下燃气涡轮的运行可靠性。
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