一种进气道唇口防冰装置及航空发动机机匣的制作方法

本发明涉及防除冰技术，具体涉及一种进气道唇口防冰装置及航空发动机机匣。

背景技术：

1、航空发动机的进气道唇口区域易出现聚集冰层的现象，冰层主要由云中过冷水滴、降水中的过冷雨碰到进气道唇口的外表面结冰形成，或由空气中的水气直接在进气道唇口的外表面凝华而成。

2、进气道唇口结冰后，进气口面积缩小，进气流量降低，发动机推力下降。为了维持发动机推力，需要增大燃油供应，进而增加涡轮前温度，缩短发动机的使用寿命。此外，从进气道唇口脱落的冰还可能被发动机吸入，撞击损坏风扇叶片，造成严重的后果。因此，在飞机飞行过程中需对进气道唇口进行防除冰保护。

3、目前，已有光热防除冰装置防止进气道唇口结冰，但其防冰效果待进一步提高。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种进气道唇口防冰装置及航空发动机机匣，用于提高防冰效果。

2、第一方面，本发明提供一种进气道唇口防冰装置，根据本发明的实施例，所述进气道唇口防冰装置包括红外加热器，所述红外加热器朝向进气道唇口的内表面。

3、在一个或多个实施例中，所述进气道唇口防冰装置还包括红外吸收面，所述红外吸收面提供进气道唇口的内表面。

4、在一个或多个实施例中，所述进气道唇口防冰装置位于前隔框的前侧，所述进气道唇口防冰装置还包括红外反射面，所述红外反射面位于前隔框的前表面。

5、在一个或多个实施例中，所述红外反射面向前凸出。

6、在一个或多个实施例中，所述红外加热器为环形，包括周向上的多段。

7、在一个或多个实施例中，所述进气道唇口防冰装置位于前隔框的前侧，所述进气道唇口防冰装置还包括减振支架，所述减振支架一端用于连接前隔框，另一端连接所述红外加热器。

8、在一个或多个实施例中，所述减振支架包括座体、卡爪以及杆；

9、座体用于固定至前隔框；

10、卡爪夹持所述红外加热器；

11、杆一端铰接所述座体，另一端铰接所述卡爪。

12、在一个或多个实施例中，所述红外加热器包括电热元件、套管以及红外辐射层；

13、套管套设在所述电热元件外；

14、红外辐射层位于所述套管的表面。

15、在一个或多个实施例中，所述套管为红外线陶瓷管或金属管或红外线石英管。

16、第二方面，本发明提供一种航空发动机机匣，根据本发明的实施例，所述航空发动机机匣包括上述的进气道唇口防冰装置。

17、本发明的实施例至少具备下列有益效果：

18、相比其他光热防除冰装置，红外加热器的红外辐射的发射和传送伴随着明显的、定向的能量传播，且能量传播不需交换媒介，能在真空中传播，加热进气道唇口的效率高，强度好，除冰防冰效果好。

技术特征：

1.一种进气道唇口防冰装置，位于进气道唇口的后侧，其特征在于：

2.根据权利要求1所述的进气道唇口防冰装置，其特征在于：

3.根据权利要求1所述的进气道唇口防冰装置，其特征在于：

4.根据权利要求3所述的进气道唇口防冰装置，其特征在于：

5.根据权利要求1所述的进气道唇口防冰装置，其特征在于：

6.根据权利要求1所述的进气道唇口防冰装置，其特征在于：

7.根据权利要求6所述的进气道唇口防冰装置，其特征在于：

8.根据权利要求1所述的进气道唇口防冰装置，其特征在于：所述红外加热器包括：

9.根据权利要求8所述的进气道唇口防冰装置，其特征在于：所述套管为红外线陶瓷管或金属管或红外线石英管。

10.一种航空发动机机匣，其特征在于：

技术总结一种进气道唇口防冰装置及航空发动机机匣用于提高防冰效果，进气道唇口防冰装置位于进气道唇口的后侧，包括红外加热器，所述红外加热器朝向进气道唇口的内表面。技术研发人员：打玉宝,张振兴,汪骏受保护的技术使用者：中国航发商用航空发动机有限责任公司技术研发日：技术公布日：2024/6/5