一种飞机发动机进气道唇口电加热装置的制作方法

本技术涉及属于飞机防除冰，特别是一种飞机发动机进气道唇口电加热装置。

背景技术：

1、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。

2、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。

技术实现思路

1、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。

2、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。

3、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。

4、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。

5、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。

6、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。

7、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。

8、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。

9、前述的唇口电加热装置中，密封剂ⅰ、ⅱ均由hm317构成。

10、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。

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
本技术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。本技术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。

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：20221220
技术公布日：2024/1/12