飛機及其發動的制造方法
【專利摘要】本發明提供了一種飛機及其發動機，該發動機包括傳動機匣和主滑油泵，主滑油泵的回油腔的出口與傳動機匣前緣的防冰流道的進口連接。在本發明的發動機中，主滑油泵的回油腔的出口與傳動機匣前緣的防冰流道的進口連接，這樣，可以利用發動機中本身的經潤滑和冷卻零部件升溫加熱后油液沿其進氣道周圍流動來補充熱量，進而防止發動機的進氣道前緣受冷結冰。可見，本發明中的發動機是利用其主滑油泵的回油腔中的油液來對其進氣道前緣進行升溫、防冰的，這使得該發動機的結構簡單、可靠性較高、維護難度較小，且減輕了發動機的重量，提高了發動機的性能。
【專利說明】飛機及其發動機
【技術領域】
[0001]本發明涉及航空防冰領域，更具體地，涉及一種飛機及其發動機。
【背景技術】
[0002]當飛機穿越含有過冷水珠的云層或在有凍霧的地面工作時，飛機中的發動機的進氣道前緣容易發生結冰現象，這將阻斷發動機的進氣道，使發動機不能正常的工作而停車，進而嚴重降低發動機的性能，從而會影響飛機的飛行安全，使發動機存在潛在的故障。
[0003]目前，多種型號的渦輪螺槳發動機采用的防冰系統為熱空氣或熱空氣與電加溫混合型。熱空氣在可能會結冰的地方為發動機或動力裝置提供表面加溫；電加溫方式可用來破碎已在各表面上形成的冰。
[0004]然而，現有的渦輪螺槳發動機防冰系統的復雜程度高、可靠性差、維護難度較大，且增加了發動機的重量，影響了發動機的性能。
【發明內容】
[0005]本發明旨在提供一種飛機及其發動機，以解決現有技術的發動機的防冰系統結構復雜的問題。
[0006]為解決上述技術問題，根據本發明的一個方面，提供了一種發動機，包括傳動機匣和主滑油泵，主滑油泵的回油腔的出口與傳動機匣前緣的防冰流道的進口連接。
[0007]進一步地，防冰流道的出口與發動機的空氣分離器連接。
[0008]進一步地，防冰流道的兩個進口通過管道連通后與主滑油泵的回油腔連接，且防冰流道的兩個出口通過管道連通后與空氣分離器連接。
[0009]進一步地，發動機的壓氣機的尾端與壓氣機的進氣導向器葉片通過通氣管連接。
[0010]進一步地，通氣管上安裝有通斷控制閥門。
[0011]進一步地，發動機包括防冰開關，防冰開關與通斷控制閥門連接，控制通斷控制閥門的開啟或閉合。
[0012]進一步地，通氣管上設置有第一支管，第一支管的自由端與傳動機匣后緣上的總壓測頭連接。
[0013]進一步地，第一支管設置在通斷控制閥門的上游。
[0014]進一步地，通氣管上設置有第二支管，第二支管的自由端與傳動機匣后緣上的感溫棒出氣管連接。
[0015]進一步地，第二支管設置在通斷控制閥門的下游。
[0016]根據本發明的另一個方面，提供了一種飛機，包括發動機，發動機為上述的發動機。
[0017]在本發明的發動機中，主滑油泵的回油腔的出口與傳動機匣前緣的防冰流道的進口連接，這樣，可以利用發動機中本身的經潤滑和冷卻零部件升溫加熱后油液沿其進氣道周圍流動來補充熱量，進而防止發動機的進氣道前緣受冷結冰。
[0018]可見，本發明中的發動機是利用其主滑油泵的回油腔中的油液來對其進氣道前緣進行升溫、防冰的，這使得該發動機的結構簡單、可靠性較高、維護難度較小，且減輕了發動機的重量，提高了發動機的性能。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0019]構成本申請的一部分的附圖用來提供對本發明的進一步理解，本發明的示意性實施例及其說明用于解釋本發明，并不構成對本發明的不當限定。在附圖中:
[0020]圖1示意性示出了對本發明中的發動機的傳動機匣前緣進行加熱的結構示意圖；以及
[0021]圖2示意性示出了對本發明中的裝于發動機傳動機匣后緣的總壓測頭和感溫棒出氣管，以及壓氣機上的進氣導向器葉片進行加熱的結構示意圖。
[0022]圖中附圖標記:10、傳動機厘；11、防冰流道；12、總壓測頭；13、感溫棒出氣管；14、壓力信號器；20、壓氣機；21、進氣導向器葉片；31、通氣管；32、第一支管；33、第二支管；34、空氣管接頭；41、通斷控制閥門；42、防冰開關。
【具體實施方式】
[0023]以下結合附圖對本發明的實施例進行詳細說明，但是本發明可以由權利要求限定和覆蓋的多種不同方式實施。
[0024]根據本發明的一個方面，提供了一種發動機，請參考圖1和圖2，該發動機包括傳動機匣10和主滑油泵，主滑油泵的回油腔的出口與傳動機匣10前緣的防冰流道11的進口連接。
[0025]在本發明的發動機中，主滑油泵的回油腔的出口與傳動機匣10前緣的防冰流道11的進口連接，這樣，可以利用發動機中本身的經潤滑和冷卻零部件升溫加熱后油液沿其進氣道周圍流動來補充熱量，進而防止發動機的進氣道前緣受冷結冰。
[0026]可見，本發明中的發動機是利用其主滑油泵的回油腔中的油液來對其進氣道前緣進行升溫、防冰的，這使得該發動機的結構簡單、可靠性較高、維護難度較小，且減輕了發動機的重量，提高了發動機的性能。
[0027]在本申請中，將發動機中的經零部件潤滑和冷卻后的油液從主滑油泵回油級抽出來后，送入傳動機匣10前緣的防冰流道，使油液冷卻的同時供傳動機匣10前緣的防冰流道加溫防冰，然后流入空氣分離器，空氣分離后的油液經冷卻后流回至主滑油泵的增壓級。
[0028]優選地，防冰流道11的出口與發動機的空氣分離器連接。該防冰流道11的出口與發動機的空氣分離器連接，這樣，流過防冰流道11的熱滑油經過空氣分離器的氣液分離冷卻后再流回發動機的主滑油泵，進而可使主滑油泵中的油液循環地對發動機的進氣道加熱。
[0029]優選地，防冰流道11的兩個進口通過管道連通后與主滑油泵的回油腔連接，且防冰流道11的兩個出口通過管道連通后與空氣分離器連接。這樣，可使熱滑油同時流入傳動機匣10的上、下兩個環形油道內，進而對傳動機匣10的進氣道前緣進行及時、充分地加熱。
[0030]優選地，發動機的壓氣機20的尾端與壓氣機20的進氣導向器葉片21通過通氣管31連接。在本申請中，發動機的進氣導向器葉片21位于壓氣機20的上游，當感知結冰信號時，通氣管31從壓氣機20的尾端引出熱空氣，沿進氣導向器葉片21的軸頸，與葉片前緣的空腔連接。這樣，可以利用壓氣機20本身的熱空氣對進氣導向器葉片21進行加熱，進而可在保證對進氣導向器葉片21進行加熱的前體下，簡化發動機的結構，提高了發動機的性倉泛。
[0031]優選地，通氣管31上安裝有通斷控制閥門41。這樣，可以通過控制通氣管31上的通斷控制閥門41引熱空氣來對進氣導向器葉片21進行加熱。優選地，通氣管31上設置有空氣管接頭34。利用空氣管接頭34可以向進氣導向器加溫接通信號器供氣，通過該信號器的接觸點，接通信號燈。當發動機的進氣導向器結冰時，空氣管接頭34提供的氣流通過信號器的接觸點，接通信號燈，發出已經給進氣導向器葉片21供氣的信號。
[0032]優選地，發動機包括防冰開關42，防冰開關42與通斷控制閥門41連接，控制通斷控制閥門41的開啟或閉合。通過設置防冰開關42，可以使工作人員比較容易地控制通斷控制閥門41的開啟或閉合。在接收到進氣導向器葉片21結冰信號后，即時開啟閥門，讓熱空氣流入進氣導向器葉片21，消融冰層。
[0033]優選地，通氣管31上設置有第一支管32,第一支管32的自由端與傳動機匣10后緣上的總壓測頭12連接。通過在通氣管31上設置第一支管32，可以利用壓氣機20中的熱空氣對總壓測頭12加熱，使熱空氣流至總壓測頭12，再從總壓測頭12上的小孔排入進氣流中。
[0034]優選地，第一支管32設置在通斷控制閥門41的上游。這樣，可使壓氣機20中的熱空氣始終對總壓測頭12加溫。
[0035]優選地，通氣管31上設置有第二支管33，第二支管33的自由端與傳動機匣10后緣上的感溫棒出氣管13連接。通過在通氣管31上設置第二支管33，可以利用壓氣機20中的熱空氣對感溫棒出氣管13加熱，使熱空氣流至感溫棒出氣管13，再從感溫棒出氣管13上的小孔排入進氣流中。
[0036]優選地，第二支管33設置在通斷控制閥門41的下游。這樣，可以比較方便地控制對感溫棒出氣管13的加溫。
[0037]在本申請中，傳動機匣10上設置有壓力信號器14，當結冰時，安裝在傳動機匣10的進氣道內的壓力信號器14 (型號為XYF — 1A)發出結冰信號，人工地接通進氣導向器加溫供氣電動機構后，通斷控制閥門41打開，熱空氣流進通氣管31，然后分為三路:第一路經傳動機匣10上的兩個進氣口流入其環形腔中，再沿葉片軸頸內的兩個小孔進入葉片前緣空腔加熱葉片，然后由葉片的下端面流入發動機的進氣流中；第二路經第一支管32，流至總壓測頭12，再由總壓測頭12上的小孔排入進氣流中；第三路經第二支管33，使燃油調節器的感溫棒出氣管13防冰，再從出氣管頭部小孔排入進氣流中。
[0038]根據本發明的另一個方面，提供了一種飛機，包括發動機，發動機為上述的發動機。本發明中的飛機的防冰效果良好，飛機的安全性能良好。
[0039]以上所述僅為本發明的優選實施例而已，并不用于限制本發明，對于本領域的技術人員來說，本發明可以有各種更改和變化。凡在本發明的精神和原則之內，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發明的保護范圍之內。
【權利要求】
1.一種發動機，包括傳動機匣(10)和主滑油泵，其特征在于，所述主滑油泵的回油腔的出口與所述傳動機匣(10)前緣的防冰流道(11)的進口連接。
2.根據權利要求1所述的發動機，其特征在于，所述防冰流道(11)的出口與所述發動機的空氣分離器連接。
3.根據權利要求2所述的發動機，其特征在于，所述防冰流道(11)的兩個進口通過管道連通后與所述主滑油泵的回油腔連接，且所述防冰流道(11)的兩個出口通過管道連通后與所述空氣分離器連接。
4.根據權利要求1所述的發動機，其特征在于，所述發動機的壓氣機(20)的尾端與所述壓氣機(20)的進氣導向器葉片(21)通過通氣管(31)連接。
5.根據權利要求4所述的發動機，其特征在于，所述通氣管(31)上安裝有通斷控制閥門(41)。
6.根據權利要求5所述的發動機，其特征在于，所述發動機包括防冰開關(42)，所述防冰開關(42)與所述通斷控制閥門(41)連接，控制所述通斷控制閥門(41)的開啟或閉合。
7.根據權利要求5所述的發動機，其特征在于，所述通氣管(31)上設置有第一支管(32)，所述第一支管(32)的自由端與所述傳動機匣(10)后緣上的總壓測頭(12)連接。
8.根據權利要求7所述的發動機，其特征在于，所述第一支管(32)設置在所述通斷控制閥門(41)的上游。
9.根據權利要求5所述的發動機，其特征在于，所述通氣管(31)上設置有第二支管(33)，所述第二支管(33)的自由端與所述傳動機匣(10)后緣上的感溫棒出氣管(13)連接。
10.根據權利要求9所述的發動機，其特征在于，所述第二支管(33)設置在所述通斷控制閥門(41)的下游。
11.一種飛機，包括發動機，其特征在于，所述發動機為權利要求1至10中任一項所述的發動機。
【文檔編號】F02C7/047GK104329171SQ201410436180
【公開日】2015年2月4日 申請日期:2014年8月29日 優先權日:2014年8月29日
【發明者】易竹青, 王運知 申請人:中國南方航空工業(集團)有限公司