一种飞机发动机进气道唇口电加热装置的制作方法

1.本实用新型涉及属于飞机防除冰技术领域，特别是一种飞机发动机进气道唇口电加热装置。


背景技术：

2.国内外主流防除冰技术主要由机械除冰和热防护防除冰，机械除冰采用机械的方法使冰破碎，利用气动力、离心力或振动使冰脱离集体表面。热防护除冰主要通过加热表面，使飞机结构表面温度高于0℃，以达到防冰目的，主要形式为热气防冰和电热防冰。但目前发动机进气道内不允许冰屑进入，且飞机无法提供足够的热气，因此难以实现机械和热气防除冰。
3.为满足飞机发动机进气道唇口防除冰需求，设计和开发了一种适用于发动机进气道唇口的电加热装置。


技术实现要素：

4.本实用新型的目的是：提供了一种飞机发动机进气道唇口电加热装置。本实用新型在满足飞机发动机进气道唇口防除冰需求的同时能满足进气道区域防火阻燃的要求。
5.本实用新型的技术方案是：一种飞机发动机进气道唇口电加热装置，包括铠装加热器、加热垫ⅰ、加热垫ⅱ和电连接器；所述铠装加热器安装在唇口凹槽内，加热垫ⅰ安装在唇口外环壁的内侧面，加热垫ⅱ安装在唇口内环壁的内侧面，电连接器经导线分别与铠装加热器、加热垫ⅰ和加热垫ⅱ连接。
6.前述的唇口电加热装置中，所述铠装加热器长度在1750～1800mm，直径在4～5.5mm。
7.前述的唇口电加热装置中，所述铠装加热器包括金属管外壳，金属管外壳内部经中间填充物固定有加热丝ⅰ。
8.前述的唇口电加热装置中，金属管外壳由不锈钢构成；中间填充物由氧化镁构成，加热丝ⅰ由铁镍合金构成。
9.前述的唇口电加热装置中，所述铠装加热器通过密封剂ⅰ填充粘接在唇口凹槽内。
10.前述的唇口电加热装置中，所述加热垫ⅰ包括呈片状结构的密封剂ⅱ，密封剂ⅱ内埋设有三根加热丝ⅱ，各加热丝ⅱ分别与三相电三相连接；加热垫ⅰ、ⅱ结构相同。
11.前述的唇口电加热装置中，所述加热垫ⅰ、ⅱ的厚度均为2～3.5mm，加热垫ⅰ、ⅱ均经njd-6底涂粘接固定。
12.前述的唇口电加热装置中，密封剂ⅰ、ⅱ均由hm317构成。
13.本实用新型的优点是：本实用新型唇口电加热装置通过设计铠装加热器和加热垫ⅰ和加热垫ⅱ的结构，利用仿真计算不同防冰区域防冰热载荷不同，在满足发动机进气道唇口防除冰需求的同时满足防火阻燃的功能需求，其结构简单，使用方便，具有较大的实际应用价值。
附图说明
14.图1为本实用新型结构示意图；
15.图2为铠装加热器的结构示意图；
16.图3为加热垫的结构示意图，
17.其中，1-铠装加热器、2-加热垫ⅰ、3-加热垫ⅱ、4-电连接器、5-导线、6-金属管外壳、7-中间填充物、8-加热丝ⅰ、9-密封剂ⅰ、10-密封剂ⅱ、11-加热丝ⅱ。
具体实施方式
18.下面结合附图和实施例对本实用新型作进一步的说明，但并不作为对本实用新型限制的依据。
19.实施例1。一种飞机发动机进气道唇口电加热装置，构成如图1-3所示，包括铠装加热器1、加热垫ⅰ2、加热垫ⅱ3和电连接器4；所述铠装加热器安装在唇口凹槽内，加热垫ⅰ安装在唇口外环壁的内侧面，加热垫ⅱ安装在唇口内环壁的内侧面，电连接器经导线5分别与铠装加热器1、加热垫ⅰ2和加热垫ⅱ3连接。
20.前述的铠装加热器长度在1750～1800mm，直径在4～5.5mm。
21.前述的铠装加热器包括金属管外壳6，金属管外壳6内部经中间填充物7固定有加热丝ⅰ8。
22.前述的金属管外壳6由不锈钢构成；中间填充物7由氧化镁构成，加热丝ⅰ8由铁镍合金构成。
23.前述的铠装加热器1通过密封剂ⅰ9填充粘接在唇口凹槽内。
24.前述的加热垫ⅰ包括呈片状结构的密封剂ⅱ10，密封剂ⅱ10内埋设有三根加热丝ⅱ11，各加热丝ⅱ11分别与三相电三相连接；加热垫ⅰ、ⅱ结构相同。
25.前述的加热垫ⅰ、ⅱ的厚度均为2～3.5mm，加热垫ⅰ、ⅱ均经njd-6底涂粘接固定。
26.前述的密封剂ⅰ、ⅱ均由hm317构成。采用该结构，能有效起到防火阻燃作用。
27.所述铠装加热器，通过密封剂填充成与发动机进气道唇口凹槽一致的形状，通过底涂与唇口粘接，长度在1750～1800mm，直径在4～5.5mm，外壳为不锈钢材料，中间填充物为氧化镁，加热丝为铁镍合金，并通过密封剂填充粘接在唇口凹槽内，用于唇口中间外表面防除冰。加热垫ⅰ和加热垫ⅱ厚度在2～3.5mm，主体材料为密封剂，通过njd-6底涂粘接在唇口，采用铁镍合金作为加热丝，用于唇口内外环壁的防除冰。
28.唇口电加热装置采用连续加热方式，飞机的三相电通过电连接器4分别给铠装加热器1、加热垫ⅰ2、加热垫ⅱ3供电；当飞机开始供电，唇口电加热装置即开始工作，将电能转化为热能，传输给唇口表面，防止唇口表面结冰。
29.进一步地，所述的唇口电加热装置通过防冰热载荷仿真计算，利用唇口不同位置水滴收集系数和结冰程度不同，对唇口表面防冰加热功率进行计算，根据防冰区域面积，可计算唇口的防冰功率，进而对铠装加热器1、加热垫ⅰ2、加热垫ⅱ3结构进行设计，将铠装加热器1设计为环状放置于唇口凹槽，将加热垫ⅰ、加热垫ⅱ设计为片状帖覆于唇口环壁上。


技术特征：
1.一种飞机发动机进气道唇口电加热装置，其特征在于：包括铠装加热器(1)、加热垫ⅰ(2)、加热垫ⅱ(3)和电连接器(4)；所述铠装加热器安装在唇口凹槽内，加热垫ⅰ安装在唇口外环壁的内侧面，加热垫ⅱ安装在唇口内环壁的内侧面，电连接器经导线(5)分别与铠装加热器(1)、加热垫ⅰ(2)和加热垫ⅱ(3)连接。2.根据权利要求1所述的唇口电加热装置，其特征在于：所述铠装加热器长度在1750～1800mm，直径在4～5.5mm。3.根据权利要求1所述的唇口电加热装置，其特征在于：所述铠装加热器包括金属管外壳(6)，金属管外壳(6)内部经中间填充物(7)固定有加热丝ⅰ(8)。4.根据权利要求3所述的唇口电加热装置，其特征在于：金属管外壳(6)由不锈钢构成；中间填充物(7)由氧化镁构成，加热丝ⅰ(8)由铁镍合金构成。5.根据权利要求1所述的唇口电加热装置，其特征在于：所述铠装加热器(1)通过密封剂ⅰ(9)填充粘接在唇口凹槽内。6.根据权利要求1所述的唇口电加热装置，其特征在于：所述加热垫ⅰ包括呈片状结构的密封剂ⅱ(10)，密封剂ⅱ(10)内埋设有三根加热丝ⅱ(11)，各加热丝ⅱ(11)分别与三相电三相连接；加热垫ⅰ、ⅱ结构相同。7.根据权利要求6所述的唇口电加热装置，其特征在于：所述加热垫ⅰ、ⅱ的厚度均为2～3.5mm，加热垫ⅰ、ⅱ均经njd-6底涂粘接固定。8.根据权利要求6所述的唇口电加热装置，其特征在于：密封剂ⅰ、ⅱ均由hm317构成。

技术总结
本实用新型公开了一种飞机发动机进气道唇口电加热装置。包括铠装加热器(1)、加热垫Ⅰ(2)、加热垫Ⅱ(3)和电连接器(4)；所述铠装加热器安装在唇口凹槽内，加热垫Ⅰ安装在唇口外环壁的内侧面，加热垫Ⅱ安装在唇口内环壁的内侧面，电连接器经导线(5)分别与铠装加热器(1)、加热垫Ⅰ(2)和加热垫Ⅱ(3)连接。本实用新型在满足飞机发动机进气道唇口防除冰需求的同时能满足进气道区域防火阻燃的要求。能满足进气道区域防火阻燃的要求。能满足进气道区域防火阻燃的要求。


技术研发人员：李录凤 王柳 詹玉婷 丁鑫康
受保护的技术使用者：武汉航空仪表有限责任公司
技术研发日：2022.12.20
技术公布日：2023/6/27