CN105599906A - 采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，属于航空发动机防护领域。包括回路型轴向旋转热管，轴向旋转热管由前向后依次为冷凝段、绝热段和蒸发段，冷凝段的前端与航空发动机整流帽罩贴合，冷凝段的前部内径大于后部内径；蒸发段至绝热段的内径逐渐变小，绝热段内径大于冷凝段的最大内径；冷凝段与绝热段之间连通液体回流通道，液体回流通道的进口位于冷凝段，出口位于绝热段；蒸发段上安装加热装置。将回路型轴向旋转热管集成在航空发动机整流帽罩的内表面，使产生的热量高效、稳定地传递至航空发动机整流帽罩表面，实现航空发动机整流帽罩防冰。
Description
技术领域
本发明涉及一种航空发动机整流帽罩防冰装置，具体讲是一种采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置及方法，属于航空发动机防护领域。
背景技术
航空发动机整流帽罩结冰现象严重影响航空发动机性能的正常发挥，甚至危及航空发动机的安全，引发航空事故。为了防止航空发动机整流帽罩在飞行过程中结冰通常需要对其进行加热处理，传统的热气防冰技术需要从压气机引气用于防冰，这部分消耗的蒸汽会影响发动机正常工作效率，而且其结构复杂，稳定性差，并增大了日常维护难度。目前部分采用的电加热防冰***，虽其结构简单，控制方便，但是不可避免地要消耗数量可观的高品位电能。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术缺陷，提供一种无需从压气机引气，降低发动机推力损耗，避免电能消耗的采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置及方法。
为了解决上述技术问题，本发明提供的一种采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，包括轴向旋转热管，所述轴向旋转热管由前向后依次为冷凝段、绝热段和蒸发段，所述冷凝段的前端与航空发动机整流帽罩贴合，冷凝段的前部内径大于后部内径；所述蒸发段至绝热段的内径逐渐变小，绝热段内径大于冷凝段的最大内径；所述冷凝段与绝热段之间连通液体回流通道，液体回流通道的进口位于冷凝段，出口位于绝热段；所述蒸发段上安装加热装置，所述加热装置与蒸发段进行热量交换。
本发明中，所述冷凝段包括第一冷凝段和第二冷凝段，所述第一冷凝段位于轴向旋转热管最前端与航空发动机整流帽罩贴合，第二冷凝段的前端内径大于后端内径；所述液体回流通道的进口位于第一冷凝段上，液体回流通道沿第一冷凝段向外扩展形成与航空发动机整流帽罩贴合，所述液体回流通道与第一冷凝段之间填充导热材料。
本发明中，所述液体回流通道的出口位于绝热段的前部或后部。
本发明中，所述加热装置为热流体套，所述热流体套安装在蒸发段上，热流体套内设有热流体循环通道。热流体有多种选择，如滑油，燃油，高温空气。
本发明中，所述轴向旋转热管的管壳材料由轴向旋转热管内的工作介质确定。
本发明还提供了上述采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置的防冰方法，包括以下步骤：
1)、轴向旋转热管绕中心轴旋转，蒸发段的液体吸收外部热源传入的热量蒸发为蒸汽，蒸汽在压差的作用下经过绝热段到达冷凝段；
2)、蒸汽在冷凝段冷凝为液体，其冷凝后放出的热量经冷凝段传递到与第一冷凝段、液体回流通道贴合的航空发动机整流帽罩表面，对其进行加热，维持航空发动机整流帽罩外表面的温度在结冰点以上；
3)、在离心作用下，液体回流通道进口处的液体所受的压强大于出口处液体所受的压强，使得冷凝后的液体从液体回流通道回到蒸发段，周而复始。
本发明中，所述液态工作介质根据冷凝段和蒸发段的工作温度范围确定。
本发明的有益效果在于：(1)、将回路型轴向旋转热管集成在航空发动机整流帽罩的内表面，使产生的热量高效、稳定地传递至航空发动机整流帽罩表面，实现航空发动机整流罩防冰，其不需要从压气机引气，降低发动机推力损耗，不需要气腔等复杂结构，避免用于防冰的高品位电能的消耗；(2)、冷凝段与航空发动机整流帽罩内表面直接贴合，减小整流帽罩与冷凝段的传热热阻，保证了加热防冰效果；(3)、采用液体回流通道，从而使得蒸汽通道与液体通道部分分离或者全部分离，减小了由于气液反向流动导致的蒸汽对液体的阻力，有利于提高传热能力，同时可以通过支路中液体的对流换热加热整流帽罩；(4)、利用滑油的废热防冰，其不仅不消耗其它可用能量，而且兼顾了滑油的冷却，节能环保；(5)、液体回流通道的出口设于绝热段的后部，可进一步降低蒸汽流动对液体的影响；(6)、本发明结构简单，体积小，质量轻，传热效率高。
附图说明
图1为本发明采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置结构示意图；
图2为图1工作过程示意图；
图3为实施例2采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置结构示意图；
图4为图3工作过程示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实例对本发明的技术方案作进一步说明。
如图1、2所示，本发明实施例1中的采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，包括轴向旋转热管7、滑油套8和液体回流通道2。轴向旋转热管7自前向后依次设第一冷凝段1、第二冷凝段3、绝热段5和蒸发段6，轴向旋转热管7在外力驱动下绕中心轴旋转，轴向旋转热管7的管壁均为纯铜制作。
滑油套8安装在轴向旋转热管7的蒸发段6上，滑油套8内设有滑油循环通道，循环通道的进口和出口连接发动机滑油***，发动机中的高温滑油在滑油套8中与轴向旋转热管7上蒸发段6进行热量交换，蒸发段6在吸收来自发动机滑油的热量的同时，滑油也实现了冷却降温。
第一冷凝段1位于轴向旋转热管7的最前端，为圆锥面结构，与航空发动机整流帽罩4相贴合，以减小航空发动机整流帽罩4与第一冷凝段1的传热热阻。第二冷凝段3与第一冷凝段1相通，为反锥度结构，第二冷凝段3前端的内径D1大于后端的内径D2。
蒸发段6至绝热段5的内径逐渐变小，绝热段5的内径D3大于第二冷凝段3前端的内径D1，蒸发段6至绝热段5的外径不变。
液体回流通道2安装在冷凝段与绝热段5的之间，进口位于第一冷凝段1上，出口位于绝热段5的最前端。液体回流通道2沿第一冷凝段1的内侧面向外侧扩展，并与航空发动机整流帽罩4紧密结合，以减小与航空发动机整流帽罩的传热热阻。液体回流通道2与整流帽罩4以及导热材料不接触的部分做保温处理。液体回流通道2在工作状态下充满液态工作介质，如无水乙醇。轴向旋转热管7内的液态工作介质由冷凝段和蒸发段6的工作温度范围来确定，轴向旋转热管7管壳材料由轴向旋转热管7内充入的工作介质确定，其可以根据具体应用进行选择。本实施例中轴向旋转热管选取无水乙醇作为工作介质，根据材料相容性原则，选择管壳材料为纯铜。
轴向旋转热管7上的第一冷凝段1、液体回流通道2与航空发动机整流帽罩4内表面贴合。
液体回流通道2与第二冷凝段3之间的间隙处填充密度较小、导热系数较高的导热材料，如泡沫铜。
如图2所示，上述采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置具体防冰过程为：
1)、轴向旋转热管在外力驱动下绕中心轴旋转；
2)、蒸发段内的无水乙醇吸收滑油传入的热量蒸发为蒸汽，蒸汽在压差的作用下经过绝热段后到达第二冷凝段和第一冷凝段；
3)、蒸汽一部分在第一冷凝段冷凝为液体，另一部分到达第二冷凝段冷凝为液体；
4)、蒸汽在冷凝后放出的热量经第一冷凝段、第二冷凝段及液体回流通道传递到航空发动机整流帽罩表面，对其进行加热，维持整流帽罩外表面的温度在结冰点上；
5)、由于第二冷凝段为反锥度结构，沿第一冷凝段至蒸发段的方向，管内径逐渐减小，且液体回流通道出口处的管内径D3大于液体回流通道进口处的管内径D1，导致进出口处的液面距轴向旋转热管的旋转轴的距离不同，而P点和Q点所在液面与旋转轴的距离h相同，且P点位于进口液面处上方，Q点位于出口液面处，在离心作用下P点液体所受的压强大于Q点液体所受的压强，使得液体从液体回流通道回到蒸发段，周而复始，实现循环加热防冰。
如图3和4所示，实施例2的结构与实施例1的结构基本一致，区别在于液体回流通道2出口位于绝热段5的后端部，接近蒸发段6，这样在工作过程中可进一步降低绝热段5中蒸汽流动对液体回流通道所流出液体的影响。实施例2在具体装配过程中要具备安装条件，若不满足可改变液体回流通道2在绝热段处的位置。
与传统防冰方法相比，本发明轴向旋转热管具有液体回流通道的结构特点，从而使得蒸汽通道与液体通道部分分离或者全部分离，减小了由于气液反向流动导致的蒸汽对液体的阻力，，并通过液体回流通道中液体的对流换热加热整流帽罩，改善防冰效果，减少用于防冰而从压气机引出的高压空气，降低发动机推力的损耗。
上述具体实施方式为本发明的优选实施例，并不能对本发明进行限定，其他的任何未背离本发明的技术方案而所做的改变或其它等效的置换方式，都包含在本发明的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，其特征在于：包括轴向旋转热管，所述轴向旋转热管由前向后依次为冷凝段、绝热段和蒸发段，所述冷凝段的前端与航空发动机整流帽罩贴合，冷凝段的前部内径大于后部内径；所述蒸发段至绝热段的内径逐渐变小，绝热段内径大于冷凝段的最大内径；所述冷凝段与绝热段之间连通液体回流通道，液体回流通道的进口位于冷凝段，出口位于绝热段；所述蒸发段上安装加热装置，所述加热装置与蒸发段进行热量交换。
2.根据权利要求1所述的采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，其特征在于：所述冷凝段包括第一冷凝段和第二冷凝段，所述第一冷凝段位于轴向旋转热管最前端与航空发动机整流帽罩贴合，第二冷凝段的前端内径大于后端内径；所述液体回流通道的进口位于第一冷凝段上，液体回流通道沿第一冷凝段向外扩展形成与航空发动机整流帽罩贴合，所述液体回流通道与第一冷凝段之间填充导热材料。
3.根据权利要求1或2所述的采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，其特征在于：所述液体回流通道的出口位于绝热段的前部或后部。
4.根据权利要求3所述的采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，其特征在于：所述加热装置为热流体套，所述热流体套安装在蒸发段上，热流体套内设有热流体循环通道。
5.根据权利要求4所述的采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，其特征在于：所述轴向旋转热管的材料根据轴向旋转热管内的液态工作介质确定。
6.根据权利要求1或2所述的采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，其特征在于：所述加热装置为热流体套，所述热流体套安装在蒸发段上，热流体套内设有热流体循环通道。
7.一种权利要求1所述采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置的防冰方法，其特征在于包括以下步骤：
1)、轴向旋转热管绕中心轴旋转，蒸发段的液态工作介质吸收外部热源传入的热量蒸发为蒸汽，蒸汽在压差的作用下经过绝热段到达冷凝段；
2)、蒸汽在冷凝段冷凝为液体，其冷凝后放出的热量经冷凝段传递到与第一冷凝段、液体回流通道贴合的航空发动机整流帽罩表面，对其进行加热；
3)、在离心作用下，液体回流通道进口处的液体所受的压强大于出口处液体所受的压强，使得冷凝后的液体从液体回流通道回到蒸发段，周而复始。
8.根据权利要求7所述采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置的防冰方法，其特征在于：所述旋转热管的工作介质根据冷凝段和蒸发段的工作温度范围确定。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |
Application publication date: 20160525 |