1.本发明涉及飞机动力装置技术领域，具体是一种螺旋桨飞机用发动机进气道防冰装置。
背景技术：
2.飞机在特定气象环境下飞行时，飞机迎风及曲率半径小的部位会与大气中的水滴撞击，聚集结冰。对大量飞行事故调查表明，飞机关键部位结冰会导致飞机升力下降，阻力上升，降低飞机操纵性能。发动机进气道结冰破坏了进气道的气动外形，降低了进入发动机的空气量，造成发动机功率下降。为保证发动机推力，飞行员多会加大发动机供油量，这样除增大了燃油消耗外，还会缩短发动机寿命，甚至会出现空中停车等故障。
3.目前飞机发动机进气道常用除冰或防冰方法有：
4.1.电热除冰/防冰
5.在发动机进气道前缘内预埋加热元件，即可持续加热实现防冰功能，也可周期加热实现除冰功能。
6.2.热气除冰/防冰
7.热气除冰/防冰依据气源可分为热空气和发动机废气除冰/防冰
8.a)热空气防冰：通过热空气使在发动机进气道前缘的表面温度达到结冰条件下过冷水滴的蒸发温度，从而避免过冷水滴在该处结冰。
9.b)发动机废气除冰：在发动机排烟管处设置采气孔、采热气装置、采气管等，在采热气装置的控制下可将发动机废气引入带有夹层的发动机进气道内，通过发动机废气加热进气道，从而实现除冰。
10.上述方法中，电热除冰适用于无法提供热空气的飞机，但是电热除冰系统的加热元件需要提前预埋到发动机进气道内，导线和加温元件损坏时维护工作复杂。
11.对大多数螺旋桨飞机而言，热空气防冰的气源均来自发动机引气，引气控制复杂，效率不高，还会降低发动机性能。发动机废气除冰装置通过采热气装置控制废气进入带有夹层的发动机进气道，实现除冰操作，该装置需要飞行员在驾驶舱内通过传动机构手动操纵采热气装置，传动机构较复杂，同时没有结冰检测机构，飞行员无法准确判断接通机构接通的时机，除冰效果较差。
技术实现要素：
12.本发明的目的在于提供一种螺旋桨飞机用发动机进气道防冰装置，以解决上述背景技术中提出的问题。
13.本发明的技术方案是：一种螺旋桨飞机用发动机进气道防冰装置，包括发动机，还包括；
14.发动机排烟管组件，其设置在发动机的外壁上，所述发动机排烟管组件包括固定在发动机两端外壁的左排烟管和右排烟管；
15.引气管组件，用于发动机废气热量传递；
16.发动机进气道前缘组件，引气管组件采用刚性密封方式分别与发动机排烟管组件、发动机进气道前缘组件相连。
17.优选的，所述发动机一端外壁安装有进气道。
18.优选的，所述发动机进气道前缘组件包括固定在进气道一侧外壁的发动机进气道前缘。
19.优选的，所述发动机进气道前缘一侧外壁插接有两个发动机进气道前缘加热管，且发动机进气道前缘加热管和发动机进气道前缘之间填充有非金属导热材料。
20.优选的，所述发动机进气道前缘加热管一端外壁安装有发动机进气道前缘加热管，且发动机进气道前缘加热管另一端安装有发动机进气道前缘加热管接头。
21.优选的，所述引气管组件包括左采气管组件和右采气管组件，且左采气管组件和右采气管组件两端分别与左排烟管、右排烟管和发动机进气道前缘加热管接头外壁固定连接，左采气管组件和右采气管组件通过采气管固定卡箍固定在发动机上。
22.本发明通过改进在此提供一种螺旋桨飞机用发动机进气道防冰装置，与现有技术相比，具有如下改进及优点：
23.本发明利用发动机排烟管内的热气对飞机发动机进气道前缘实时加热，实现进气道前缘防冰，结构简单，即不需要飞行员进行额外操作，也不需要地勤人员维护保养，可有效提高各型螺旋桨飞机在恶劣天气下的安全指数，保证飞行安全。
附图说明
24.下面结合附图和实施例对本发明作进一步解释：
25.图1是本发明的立体结构示意图；
26.图2是本发明的左排烟管结构示意图；
27.图3是本发明的右排烟管结构示意图；
28.图4是本发明的发动机进气道前缘组件示意图。
29.附图标记说明：
30.1、发动机排烟管组件；1-1、左排烟管；1-2、右排烟管；2、引气管组件；3、发动机进气道前缘组件；3-1、发动机进气道前缘；3-2、发动机进气道前缘加热管；3-3、发动机进气道前缘加热管；3-4、发动机进气道前缘加热管接头；a、发动机；b、采气管固定卡箍；c、进气道；d、非金属导热材料。
具体实施方式
31.下面对本发明进行详细说明，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
32.本发明通过改进在此提供一种螺旋桨飞机用发动机进气道防冰装置，本发明的技术方案是：
33.如图1-图4所示，一种螺旋桨飞机用发动机进气道防冰装置，包括发动机a，还包
括；
34.发动机排烟管组件1，其设置在发动机a的外壁上，发动机排烟管组件1包括固定在发动机a两端外壁的左排烟管1-1和右排烟管1-2，发动机排烟管组件1内的采气管为逆向进气方式，并设置成圆弧状，尽可能减少发动机排烟管阻力，保证发动机正常工作；
35.引气管组件2，用于发动机a废气热量传递，将发动机废气热量传递到发动机进气道前缘组件3内；
36.发动机进气道前缘组件3，引气管组件2采用刚性密封方式分别与发动机排烟管组件1、发动机进气道前缘组件3相连，发动机进气道前缘组件3为封闭夹层结构。
37.进一步的，发动机a一端外壁安装有进气道c。
38.进一步的，发动机进气道前缘组件3包括固定在进气道c一侧外壁的发动机进气道前缘3-1。
39.进一步的，发动机进气道前缘3-1一侧外壁插接有两个发动机进气道前缘加热管3-2，且发动机进气道前缘加热管3-2和发动机进气道前缘3-1之间填充有非金属导热材料d，使发动机进气道前缘3-1的表面温度达到结冰条件下过冷水滴的蒸发温度，从而避免过冷水滴在该处结冰。
40.进一步的，发动机进气道前缘加热管3-2一端外壁安装有发动机进气道前缘加热管3-3，且发动机进气道前缘加热管3-3另一端安装有发动机进气道前缘加热管接头3-4。
41.进一步的，引气管组件2包括左采气管组件和右采气管组件，且左采气管组件和右采气管组件两端分别与左排烟管1-1、右排烟管1-2和发动机进气道前缘加热管接头3-4外壁固定连接，左采气管组件和右采气管组件通过采气管固定卡箍b固定在发动机a上。
42.工作原理：发动机排烟管组件1将热的烟气通过左排烟管1-1和右排烟管1-2排出，通过发动机进气道前缘加热管接头3-4、发动机进气道前缘加热管3-3和发动机进气道前缘加热管3-2穿过发动机进气道前缘3-1，使发动机进气道前缘3-1的表面温度达到结冰条件下过冷水滴的蒸发温度，从而避免过冷水滴在该处结冰。
技术特征：
1.一种螺旋桨飞机用发动机进气道防冰装置，包括发动机(a)，其特征在于，还包括；发动机排烟管组件(1)，其设置在发动机(a)的外壁上，所述发动机排烟管组件(1)包括固定在发动机(a)两端外壁的左排烟管(1-1)和右排烟管(1-2)；引气管组件(2)，用于发动机(a)废气热量传递；发动机进气道前缘组件(3)，引气管组件(2)采用刚性密封方式分别与发动机排烟管组件(1)、发动机进气道前缘组件(3)相连。2.根据权利要求1所述的一种螺旋桨飞机用发动机进气道防冰装置，其特征在于：所述发动机(a)一端外壁安装有进气道(c)。3.根据权利要求1所述的一种螺旋桨飞机用发动机进气道防冰装置，其特征在于：所述发动机进气道前缘组件(3)包括固定在进气道(c)一侧外壁的发动机进气道前缘(3-1)。4.根据权利要求3所述的一种螺旋桨飞机用发动机进气道防冰装置，其特征在于：所述发动机进气道前缘(3-1)一侧外壁插接有两个发动机进气道前缘加热管(3-2)，且发动机进气道前缘加热管(3-2)和发动机进气道前缘(3-1)之间填充有非金属导热材料(d)。5.根据权利要求4所述的一种螺旋桨飞机用发动机进气道防冰装置，其特征在于：所述发动机进气道前缘加热管(3-2)一端外壁安装有发动机进气道前缘加热管(3-3)，且发动机进气道前缘加热管(3-3)另一端安装有发动机进气道前缘加热管接头(3-4)。6.根据权利要求1所述的一种螺旋桨飞机用发动机进气道防冰装置，其特征在于：所述引气管组件(2)包括左采气管组件和右采气管组件，且左采气管组件和右采气管组件两端分别与左排烟管(1-1)、右排烟管(1-2)和发动机进气道前缘加热管接头(3-4)外壁固定连接，左采气管组件和右采气管组件通过采气管固定卡箍(b)固定在发动机(a)上。
技术总结
本发明涉及飞机动力装置技术领域，具体是一种螺旋桨飞机用发动机进气道防冰装置，包括发动机，还包括发动机排烟管组件，其设置在发动机的外壁上，所述发动机排烟管组件包括固定在发动机两端外壁的左排烟管和右排烟管；引气管组件，用于发动机废气热量传递；发动机进气道前缘组件，引气管组件采用刚性密封方式分别与发动机排烟管组件、发动机进气道前缘组件相连，本发明利用发动机排烟管内的热气对飞机发动机进气道前缘实时加热，实现进气道前缘防冰，结构简单，即不需要飞行员进行额外操作，也不需要地勤人员维护保养，可有效提高各型螺旋桨飞机在恶劣天气下的安全指数，保证飞行安全。全。全。
技术研发人员：李东洋 杨柳 王超
受保护的技术使用者：芜湖中科飞机制造有限公司
技术研发日：2022.08.30
技术公布日：2022/12/1
再多了解一些
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