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[实用新型]一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构-CN201420003992.9有效
发明人：袁美名;刘国朝;周建军 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
申请日： 2014-01-03 - 公布日： 2014-08-06 - 主分类号： B64D29/00 文献下载
摘要：一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，包括帽罩内壁前缘射流孔，帽罩内壁上周向均布的射流孔，防冰热气通道，帽罩尾端的通气孔；其中：整流帽罩为圆锥或者椭圆锥结构，整流帽罩防冰传热结构由内外两层薄壁组成，两层薄壁之间的距离从整流帽罩前端到尾端，逐渐变小，中间形成一条换热通道；帽罩内壁前缘射流孔位于整流帽罩前端，帽罩内壁上周向均布的射流孔与整流帽罩轴线所夹锐角度数为30～60°。本实用新型的优点：合理的利用了防冰热气的焓值，有效提高了防冰热气的使用效率，节约了防冰热气引气量，减少了防冰引气带来的代偿损失，有利于提高发动机总体性能。
一种航空发动机进口整流传热结构

[发明专利]发动机防冰旋转帽罩-CN201810550479.4在审
发明人：高艳欣;陆海鹰;李云单 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2018-05-31 - 公布日： 2018-11-06 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种发动机防冰旋转帽罩，旋转帽罩内部通入防冰气，旋转帽罩的尖部开设有第一除水孔，第一除水孔的开口方向与旋转帽罩的轴向方向相同，在旋转帽罩的端部开设有若干第二除水孔，若干第二除水孔的开口方向与旋转帽罩轴线之间的夹角沿旋转帽罩的半径增大方向递减，第二除水孔的开口方向与所述旋转帽罩的轴向方向之间的夹角为75‑105度。本发明能够充分利用帽罩旋转的特性，通过防冰气的气动原理对帽罩实现均匀防冰，防冰效果较好，而且防冰气可以引用低温空气，从而能够有效地减少防冰引气对发动机性能的影响。
旋转帽防冰除水开口方向轴向方向帽罩发动机性能有效地减少半径增大低温空气气动原理夹角为尖部引气递减发动引用

[发明专利]航空发动机旋转帽罩防冰系统及航空发动机-CN201911300526.0有效
发明人：朱剑鋆;武志鹏;闵现花;杨军;闫怀喜;苏杰 -专利权人：中国航发商用航空发动机有限责任公司
申请日： 2019-12-17 - 公布日： 2022-05-24 - 主分类号： F02C7/047 文献下载
摘要：本发明涉及一种航空发动机旋转帽罩防冰系统及航空发动机，用于缓解旋转帽罩的防冰效果不佳的问题。其中，航空发动机旋转帽罩防冰系统包括：旋转帽罩；引气机构，被配置为将热气引向所述旋转帽罩；以及离心叶轮，设于所述旋转帽罩内，且位于所述引气机构的输出端下游，以将所述引气机构引入的气流沿径向送至所述旋转帽罩离心叶轮可在发动机运转时持续对旋转帽罩内的气流进行增压，增压后的气流具有较大的流动速度和温度，可以提高与旋转帽罩的换热效果，在相同发动机工作条件下可减少防冰引入的热气量，缓解旋转帽罩内部的换热效率较低，防冰效果较差的问题。
航空发动机旋转帽罩防冰系统

[发明专利]冰风洞内旋转帽罩防冰表面温度测量方法-CN202111525290.8在审
发明人：徐超;胡娅萍;李世明;刘蕾;李朋飞 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2021-12-14 - 公布日： 2022-03-18 - 主分类号： G01J5/48 文献下载
摘要：本发明公开了一种冰风洞内旋转帽罩防冰表面温度测量方法，采用长波段（7.5~14μm）型红外热像仪测量旋转帽罩防冰表面温度。测温前，将红外热像仪在冰风洞测温环境中进行标定。标定过程在帽罩不旋转且冰风洞中不喷射过冷水滴的条件下进行，首先在帽罩表面沿其母线等间距布置若干极细T型热电偶，再将帽罩安装在冰风洞试验段内，不断改变防冰热空气进口温度和流量，在每个标定工况稳定时记录红外热像仪和热电偶测得的帽罩表面温度值将旋转帽罩的冰风洞防冰试验中红外热像仪所测温度经此拟合函数进行转化，得到接近于真实值的旋转帽罩防冰表面温度的修正值。
风洞旋转帽罩防冰表面温度测量方法

[发明专利]一种航空发动机非旋转的双层结构防冰整流帽罩-CN202210014022.8在审
发明人：张俊;冀国锋;李智伟;杨加寿;熊珊;李俊励;吴秀宽;杨进飞;杨冬娇;莫鹏;李飞跃 -专利权人：中国航发贵阳发动机设计研究所
申请日： 2022-01-06 - 公布日： 2022-04-12 - 主分类号： F02C7/047 文献下载
摘要：本发明公开了一种航空发动机非旋转的双层结构防冰整流帽罩，包括：整流罩壳体、整流罩屏，整整流罩壳体和整流罩屏中部焊接固定，并在整流罩壳体和整流罩之间形成内腔供防冰气体流动；整流罩壳体前端与整流罩衬套外端上边焊接固定，并在整流罩壳体前端与整流罩衬套之间形成防冰气流排放出口；整流罩衬套内端下边与整流罩屏前端焊接固定，使得整流罩壳体与整流罩屏组成的内腔与防冰气流排放出口连通。整流帽罩通过1个中心螺栓与风扇机匣连为一体，防冰气流沿整流罩壳体和整流罩屏构成的内腔进入整流帽罩的前缘，并加热壳体外表，最后通过整流帽罩前缘处由整流罩衬套与整流罩壳体形成的排放出口进入主流道。解决了非旋转整流帽罩防冰技术问题。
一种航空发动机旋转双层结构整流

[发明专利]一种用于发动机进口旋转整流帽罩的热气防冰方法-CN201710202289.9有效
发明人：苗海丰;李云单;高艳欣;闵现花;龚欢 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2017-03-30 - 公布日： 2019-05-24 - 主分类号： F02C7/047 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于发动机进口旋转整流帽罩的热气防冰方法。所述用于发动机进口旋转整流帽罩的热气防冰方法包括：步骤1：使热气分为两部分，一部分热气经由篦齿、增压级转子出口流出，另一部分热气通过引气管进入集气腔，进入集气腔的热气称为防冰热气；步骤2：集气腔连接帽罩及风扇，使集气腔与帽罩和风扇一同旋转，从而使集气腔内的防冰热气能够进入帽罩；步骤3：使帽罩的内壁、外壁之间呈一夹角，使热气通道由前往后形成渐缩通道；使防冰热气经风扇叶片根部的出气孔流出，进入发动机主通道。该方法主解决了现有技术效率低的问题，由压气机引热气对帽罩整体以强制对流换热方式进行加热防护，提升帽罩表面温度，解决了该问题。
一种用于发动机进口旋转整流热气方法

[发明专利]一种航空发动机复合材料进口部件的防冰结构-CN202210540708.0在审
发明人：李云单;龚欢;李淼;张大林;朱光亚;沈毅 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2022-05-17 - 公布日： 2022-08-12 - 主分类号： F02C7/047 文献下载
摘要：本申请提供了一种航空发动机复合材料进口部件的防冰结构，所述防冰结构包括：帽罩，所述帽罩包括构成帽罩曲面外形的帽罩外壁和用于支撑帽罩外壁的内锥体，所述帽罩外壁与内锥体之间形成有用于对帽罩外壁防冰的加热通道，所述内锥体中心具有流道，所述帽罩外壁上具有多个周向分布的支板通气孔；喷管，所述喷管至少部分的伸入所述内锥体的流道内，通过所述喷管与所述内椎体构成引射装置；以及支板，所述支板连接所述帽罩及机匣以固定所述帽罩本申请提供的除冰结构可以高效的对帽罩前端外壁进行加热及对支板进行有效的热防护，降低复合材料结构所承受的热冲击，能在满足防冰要求的前提下，减小发动机引气量，有效降低飞机发动机代偿损失。
一种航空发动机复合材料进口部件结构

[实用新型]一种带整流凸台的发动机帽罩-CN202020677094.7有效
发明人：王彬 -专利权人：江苏火龙动力科技有限公司
申请日： 2020-04-28 - 公布日： 2020-12-22 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种带整流凸台的发动机帽罩，涉及发动机帽罩结构技术领域，包括帽罩外壁和帽罩内壁，所述帽罩外壁外表面的右侧边缘处开设有整流凸台，所述帽罩外壁和帽罩内壁之间形成有腔体，所述腔体内设置有多个连接板，相邻所述连接板之间设置有散热通道，所述帽罩内壁的中部设置有进气管，所述进气管的左侧固定连接有扩散管，所述扩散管的左侧与帽罩内壁的左侧固定连接，所述帽罩外壁和帽罩内壁的右侧通过圆环固定连接。该带整流凸台的发动机帽罩，通过帽罩外壁和帽罩内壁之间设置多个连接板，极大地增加了与防冰热气之间的对流换热面积，从而使防冰热气与整流帽罩的换热更加充分，从而使得整流帽罩的防冰效果更好。
一种整流发动机

[发明专利]一种带有气膜孔与前缘冲击的帽罩防冰传热结构-CN202110510604.0在审
发明人：许卫疆;郭奕杉;黄维娜;刘存良;李洁博;苏博 -专利权人：西北工业大学;中国航发四川燃气涡轮研究院
申请日： 2021-05-11 - 公布日： 2021-07-09 - 主分类号： F02C7/047 文献下载
摘要：本发明一种带有气膜孔与前缘冲击的帽罩防冰传热结构，属于航空发动机帽罩前缘气热防冰技术领域；包括冲击孔板、帽罩前缘壁面、帽罩内壁和帽罩外壁，帽罩内壁和帽罩外壁之间的环形间隙构成双层壁间热气通道，帽罩内壁内的空腔为进气腔；所述冲击孔板中心处开有直径为D的冲击孔，冲击孔板与帽罩前缘壁面之间的空腔为帽罩前缘冲击内腔；在帽罩外壁上设置有阵列气膜孔；进气腔内的热气通过冲击孔喷射至前缘内腔区域冲击帽罩前缘壁面，通过双层壁间热气通道流动加热外壁面后经气膜孔出流通过热气与主流冷气的掺混提高了外部与帽罩换热的气体温度，从而实现了外部防冰的目的。同时吹拂空气中的冰晶，雨滴，降低其附着在帽罩表面的可能性。
一种有气前缘冲击帽罩防冰传热结构

[实用新型]一种防耳廓冻伤的冰帽-CN202121718196.X有效
发明人：刘华;严若芬;谭继平;张玉莲;向桃英;秦莉;邱丽娟;邓高梅;罗珉 -专利权人：恩施土家族苗族自治州民族医院
申请日： 2021-07-27 - 公布日： 2021-12-28 - 主分类号： A61F7/00 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种防耳廓冻伤的冰帽，包括冰帽本体，所述冰帽本体的内部通过拉链连接有冰帽内胆，所述耳廓罩的单体对称设置在所述冰帽本体下端的左右两侧，所述限位机构包括呈“T”字形结构的限位固定块，开设于所述限位固定块中部的通孔该防耳廓冻伤的冰帽，便于调节冰帽的松紧程度，同时能够对松紧调节绳进行限位，从而能够适应不同的患者进行佩戴，增加了冰帽的实用性，通过耳廓罩的设置，并且耳廓罩的内部设置有用于保暖的加绒棉，能够在使用过程中，
一种耳廓冻伤

[发明专利]应用于涡扇航空发动机的滑条式帽罩防冰结构、方法-CN201710470568.3有效
发明人：卢婷婷;陈乃威 -专利权人：中国航发商用航空发动机有限责任公司
申请日： 2017-06-20 - 公布日： 2020-09-08 - 主分类号： F01D25/02 文献下载
摘要：本发明的目的在于提供一种应用于涡扇航空发动机的滑条式帽罩防冰结构及方法，其结构简单。根据本发明的应用于涡扇航空发动机的滑条式帽罩防冰结构，包括在帽罩上沿帽罩的表面延伸的弹性滑条，所述弹性滑条的一端可滑动且另一端固定。
应用于航空发动机滑条式帽罩防冰结构方法

[实用新型]开启式冰帽-CN03251663.0无效
发明人：王洪国;杨照坤 -专利权人：长春市安泰电子产品有限责任公司
申请日： 2003-05-16 - 公布日： 2004-06-23 - 主分类号： A61F7/10 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种开启式冰帽，由冰帽壳体、上盖、隔离罩等组成，其中上盖是可开启的，锁紧搭扣固定在帽壳体和上盖上；冰帽壳体的后部设置有引流通道；冰帽壳体内有防露隔离罩，在隔离罩上有孔洞；冰帽壳体上安装有半导体制冷器和蓄能板冰帽底部有凹槽，凹槽两侧有排露管。结构简单，其空间大，护理方便，低温区内温度可调，降温速度快、平稳。噪音低，对环境无污染。体积小、重量轻。
开启式冰帽

[发明专利]发动机进气道防冰器及防冰方法-CN201510613408.0有效
发明人：刘永;张正 -专利权人：中国航发商用航空发动机有限责任公司
申请日： 2015-09-24 - 公布日： 2018-07-24 - 主分类号： F01D25/02 文献下载
摘要：本发明提供根据发动机进气道防冰器及防冰方法，能实现对热流流量的有效控制，以提高航空发动机进气道防冰器热交换效率，提升防冰或除效果。其中的发动机进流道防冰器包括引流装置、多个集流装置、振动激励器以及控制器，其中，引流装置用于引入热流；多个集流装置分别连接引流装置，并构造成能对应进发动机的进气道前帽罩的不同区域喷流；振动激励器用于对结冰的进气道前帽罩发射激励信号并接收因此而产生的反馈信号；控制器接收振动激励器传输的激励信号、反馈信号的数据，并进行模态分析以推断出进气道前帽罩的结冰区域以及结冰量，并根据结冰区域以及结冰量控制引流装置的引流量，以及引流量在多个集流装置的分配。
防冰进气道引流装置振动激励器集流装置帽罩发动机进气道反馈信号结冰区域控制器结冰量引流量热流发动机发射激励信号航空发动机热交换效率激励信号模态分析有效控制进流道结冰喷流推断传输引入分配

[发明专利]带有双层壁冲击与前缘冲击-气膜的帽罩防冰传热结构-CN202110269853.5在审
发明人：许卫疆;李洁博;郭奕杉;苏博 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2021-03-12 - 公布日： 2021-05-28 - 主分类号： F02C7/047 文献下载
摘要：本发明一种带有双层壁冲击与前缘冲击‑气膜的帽罩防冰传热结构，属于航空发动机帽罩气热防冰技术领域；包括冲击孔板、帽罩双层壁内壁、帽罩双层壁外壁、帽罩前缘壁面、气膜孔和帽罩内壁冲击孔；多个气膜孔沿周向均布于帽罩前缘壁面，帽罩内壁冲击孔沿帽罩双层壁内壁母线呈线性阵列分布，沿母线方向孔间距与帽罩前缘冲击孔直径D的比为1～3；进气腔内的热气通过帽罩内壁冲击孔垂直冲击帽罩双层壁外壁面，与帽罩双层壁内壁换热后沿热气通道通过帽罩前缘冲击孔喷射至帽罩前缘冲击内腔，与帽罩前缘壁面换热后通过气膜孔流出，与帽罩外部进行换热。该结构具有良好的综合加热特性，另外该结构较好的加工可实施性；可用于各种航空发动机整流帽罩中。
带有双层冲击前缘帽罩防冰传热结构

[实用新型]带有双层壁冲击与前缘冲击-气膜的帽罩防冰传热结构-CN202120522205.1有效
发明人：许卫疆;李洁博;郭奕杉;苏博 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2021-03-12 - 公布日： 2021-11-23 - 主分类号： F02C7/047 文献下载
摘要：本发明一种带有双层壁冲击与前缘冲击‑气膜的帽罩防冰传热结构，属于航空发动机帽罩气热防冰技术领域；包括冲击孔板、帽罩双层壁内壁、帽罩双层壁外壁、帽罩前缘壁面、气膜孔和帽罩内壁冲击孔；多个气膜孔沿周向均布于帽罩前缘壁面，帽罩内壁冲击孔沿帽罩双层壁内壁母线呈线性阵列分布，沿母线方向孔间距与帽罩前缘冲击孔直径D的比为1～3；进气腔内的热气通过帽罩内壁冲击孔垂直冲击帽罩双层壁外壁面，与帽罩双层壁内壁换热后沿热气通道通过帽罩前缘冲击孔喷射至帽罩前缘冲击内腔，与帽罩前缘壁面换热后通过气膜孔流出，与帽罩外部进行换热。该结构具有良好的综合加热特性，另外该结构较好的加工可实施性；可用于各种航空发动机整流帽罩中。
带有双层冲击前缘帽罩防冰传热结构

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