3-筛选及标引后的专利著录项目数据及专利全文cn106032168a

1、 (19)人民国家知识产权局(12)发明专利申请A(10)申请公布号 CN 106032168(43)申请公布日 2016.10.19 (21)申请号201510109871.1(22)申请日2015.03.13(71)申请人中航商用航空发动机有限责任公司地址 200241 上海市闵行区莲花南路 3998号 (72)发明人韩聪聪 陈俊 邓阳(74)专利机构 中国国际贸易促进委员会专利商标事务所 11038 颜镝 人(51)Int.Cl.B64D A62C A62CA62C15/04(2006.01) 3/08(2006.01) 31/03(2006.01) 37/00(2006.01) 权利要

2、求书2页 说明书5页 附图2页(54) 发明名称一种飞行器的防冰与灭火装置和方法 (57) 摘要本发明涉及一种飞行器的防冰与灭火装置， 包括 ：第一换热管路和第二换热管路，所述第一换热管路设置于所述飞行器的待散热区，用于对所述飞行器的待散热区散热 ；所述第一换热管路上设置有灭火装置，所述灭火装置能够在所述飞行器的待散热区中的火区起火时，利用所述第一换热管路内的换热介质进行灭火 ；所述第二换热管路设置于所述飞行器的防冰区，用于对所述飞行器 的防冰区进行加热 ；所述第一换热管路的出口与所述第二换热管路的入口连通。本发明还提供一种飞行器防冰与灭火的方法。本发明能够同时实现飞行器的防冰与灭火，以提高飞

3、行器运行的安全性。 CN 106032168 A 权利要求书CN 106032168 A1/2 页1. 一种飞行器的防冰与灭火装置，其特征在于，包括 ：第一换热管路 (1) 和第二换热管路 (2)，所述第一换热管路 (1) 设置于所述飞行器的待散热区，用于对所述飞行器的待散热区散热 ；所述第一换热管路 (1) 上设置有灭火装置，所述灭火装置能够在所述飞行器的待 散热区中的火区起火时，利用所述第一换热管路 (1) 内的换热介质进行灭火 ；所述第二换热管路 (2) 设置于所述飞行器的防冰区，用于对所述飞行器的防冰区进行加热 ；所述第一换热管路 (1) 的出口与所述第二换热管路 (2) 的入口连通。

4、 2. 如权利要求1 所述的防冰与灭火装置，其特征在于，所述第一换热管路(1) 的入口与 所述第二换热管路 (2) 的出口连通。 3. 如权利要求1 或2 所述的防冰与灭火装置，其特征在于，所述第一换热管路(1) 包括位于所述第一换热管路(1) 的入口和出口之间的多条换热分管(11) ；所述灭火装置位于所述换热分管 (11) 上。 如权利要求 3 所述的防冰与灭火装置，其特征在于，还包括分流装置和集流装置，所 4.述分流装置分别与所述第一换热管路(1) 的入口和所述换热分管(11) 的入口连通，能够对来自所述第一换热管路 (1) 的入口的换热介质进行分流 ；所述集流装置分别与所述换热分管 (1

5、1) 的出口和所述第一换热管路 (1) 的出口连通，能够对来自所述换热分管 (11) 的出口的换热介质进行集流。 5. 如权利要求 4 所述的防冰与灭火装置，其特征在于，所述灭火装置包括一个或多个 灭火喷嘴 (12)，所述灭火喷嘴 (12) 设置在所述换热分管 (11) 的至少一条上。 6. 如权利要求 5 所述的防冰与灭火装置，其特征在于，所述灭火喷嘴 (12) 在所述换热分管 (11) 上的分布位置根据所述飞行器的待散热区中的火区确定 ；所述灭火装置上包括第一感应装置，所述第一感应装置能够感应所述飞行器的待散热区的起火位置，来打开所述起火位置附近的灭火喷嘴 (12)。 如权利要求 5 所述

6、的防冰与灭火装置，其特征在于，所述灭火喷嘴 (12) 在所述换热分管 (11) 上的角度可调 ；所述灭火装置还包括第二感应装置，所述第二感应装置能够感应所述飞行器的待散热区的起火位置，来调节所述灭火喷嘴 (12) 的角度以朝向所述起火位置灭火。 8. 如权利要求 1 所述的防冰与灭火装置，其特征在于，所述飞行器的待散热区位于飞行器短舱内的核心舱 ；所述飞行器的防冰区位于所述飞行器的机翼。 9. 如权利要求 3 所述的防冰与灭火装置，其特征在于，所述多条换热分管 (11) 的总重心位于所述飞行器的短舱内的发动机的轴线上。 10. 如权利要求 1 所述的防冰与灭火装置，其特征在于，所述第二换热管路

7、 (2) 中包括向所述换热介质提供循环动力的动力泵 (21) 和用于防止所述换热介质倒流的至少一个单向活门 (22)。 11. 如权利要求 4 所述的防冰与灭火装置，其特征在于，所述换热介质为水，所述分流装置为分水环 (13)，所述集流装置为集水环 (14)。 12. 一种利用如权利要求1 11 任一所述的飞行器的防冰与灭火装置进行防冰与灭火的方法，其特征在于，包括， 利用设置在所述飞行器的待散热区的第一换热管路 (1) 对所述飞行器的待散热区进行散热 ；将所述第一换热管路 (1) 的出口与设置在所述飞行器的防冰区的第二换热管路7. 权利要求书CN 106032168 A2/2 页(2) 的入

8、口连通，以将经所述飞行器的待散热区加热的换热介质通入所述第二换热管路(2) ，以对所述飞行器的防冰区进行加热 ； 当所述飞行器的待散热区中的火区起火时，打开所述第一换热管路 (1) 上设置的灭火装置，利用所述第一换热管路 (1) 的换热介质对所述火区进行灭火。 13. 如权利要求12 所述的方法，其特征在于，所述灭火装置包括多个灭火喷嘴(12) ；当所述飞行器的待散热区中的火区起火时，感应起火位置，打开所述灭火装置中处于所述起火位置附近的灭火喷嘴 (12)，对所述起火位置进行灭火。 14. 如权利要求12 所述的方法，其特征在于，所述灭火装置包括多个灭火喷嘴(12) ；当所述飞行器的待散热区中

9、的火区起火时，感应起火位置，调节所述多个灭火喷嘴 (12) 中的 部分或全部灭火喷嘴 (12) 的角度使其朝向所述起火位置，对所述起火位置进行灭火。 3 说明书CN 106032168 A1/5 页一种飞行器的防冰与灭火装置和方法技术领域0001本发明涉及飞行器安全领域，特别是一种飞行器的防冰与灭火装置和方法。 背景技术0002 飞行器在工作时，易在飞行器上形成冰，例如机翼前缘经常会形成冰，这会带来重量增加、左右舷不平衡等问题，且滑落的冰块若被发动机吸入，则会对发动机造成损害。传统的机翼防冰方法多为热气防冰，气源采用从发动机压气机引来的热空气，过热空气在防冰腔内加热机翼前缘以防止机翼结冰。比如

10、CN201472669U，发明了一种飞机前缘缝翼防除冰热空气通道，引用飞机发动机排出的高温气流，通过飞机机翼前缘的内皮形成的空腔控制热气流动，从而达到前缘缝翼的防冰效果。但是，因部分发动机引气温度及压力较高，若直接进入机翼的防冰区域，存在对飞机结构造成破坏的可能性，且引气量有限，也存在牺牲空调系统等的用气以满足防冰需求的可能，对发动机性能产生影响。电加温防冰的原理为通过电加温元件在接通电流之后产生的热量给飞机表面加热，实现防冰效果。又例如 CN201195594，发明了一种飞机防冰系统电加温前缘的装置。但是该方法制造精密，成本高，可靠性低。除此之外，现有技术中还有运用超声波或者红外发射构件除冰

11、的方法及装置，比如 CN202449211U 和CN102007038A，但均存在除冰装置易损坏、失效概率高及维修成本高的问题。 0003 此外，飞行器在工作时，发动机工作时通过发动机机匣向核心舱传递大量热量，如果热量迅速聚集或者不能及时散去，则会导致舱内的管路及成附件不能正常工作，甚至引 发火灾，会造成非常严重的后果。 发明内容0004本发明的目的在于提供一种飞行器的防冰与灭火装置和方法，能够同时实现飞行器的防冰与灭火，以提高飞行器运行的安全性。 本发明提供一种飞行器的防冰与灭火装置，包括 ：第一换热管路和第二换热管路， 0005所述第一换热管路设置于所述飞行器的待散热区，用于对所述飞行器的

12、待散热区散热 ；所述第一换热管路上设置有灭火装置，所述灭火装置能够在所述飞行器的待散热区中的火区起火时，利用所述第一换热管路内的换热介质进行灭火 ；所述第二换热管路设置于所述飞行器的防冰区，用于对所述飞行器的防冰区进行加热 ；所述第一换热管路的出口与所述第二换热管路的入口连通。 进一步地，所述第一换热管路的入口与所述第二换热管路的出口连通。 进一步地，所述第一换热管路包括位于所述第一换热管路的入口和出口之间的多条00060007换热分管 ；所述灭火装置位于所述换热分管上。 0008进一步地，还包括分流装置和集流装置，所述分流装置分别与所述第一换热管路的入口和所述换热分管的入口连通，能够对来自所

13、述第一换热管路的入口的换热介质进行分流 ；所述集流装置分别与所述换热分管的出口和所述第一换热管路的出口连通，能够对 4 说明书CN 106032168 A2/5 页来自所述换热分管的出口的换热介质进行集流。 0009 进一步地，所述灭火装置包括一个或多个灭火喷嘴，所述灭火喷嘴设置在所述换热分管的至少一条上。 进一步地，所述灭火喷嘴在所述换热分管上的分布位置根据所述飞行器的待散热区中0010的火区确定 ；所述灭火装置上包括第一感应装置，所述第一感应装置能够感应所述飞行器的待散热区的起火位置，来打开所述起火位置附近的灭火喷嘴。 0011 进一步地，所述灭火喷嘴在所述换热分管上的角度可调 ；所述灭火

14、装置还包括第二感应装置，所述第二感应装置能够感应所述飞行器的待散热区的起火位置，来调节所述灭火喷嘴的角度以朝向所述起火位置灭火。 进一步地，所述飞行器的待散热区位于飞行器短舱内的核心舱 ；所述飞行器的防冰0012区位于所述飞行器的机翼。 0013进一步地，所述多条换热分管的总重心位于所述飞行器的短舱内的发动机的轴线上。 0014 进一步地，所述第二换热管路中包括向所述换热介质提供循环动力的动力泵和用于防止所述换热介质倒流的至少一个单向活门。 0015 进一步地，所述换热介质为水，所述分流装置为分水环，所述集流装置为集水环。本发明还提供一种利用上述的飞行器的防冰与灭火装置进行防冰与灭火的方法，0

15、016包括， 0017利用设置在所述飞行器的待散热区的第一换热管路对所述飞行器的待散热区进行散热 ；将所述第一换热管路的出口与设置在所述飞行器的防冰区的第二换热管路的入口连通，以将经所述飞行器的待散热区加热的换热介质通入所述第二换热管路，以对所述飞行器的防冰区进行加热 ； 当所述飞行器的待散热区中的火区起火时，打开所述第一换热管路上设置的灭火装0018置，利用所述第一换热管路的换热介质对所述火区进行灭火。 0019 进一步地，所述灭火装置包括多个灭火喷嘴 ；当所述飞行器的待散热区中的火区起火时，感应起火位置，打开所述灭火装置中处于所述起火位置附近的灭火喷嘴，对所述起火位置进行灭火。 进一步地，

16、所述灭火装置包括多个灭火喷嘴 ；当所述飞行器的待散热区中的火区起0020火时，感应起火位置，调节所述多个灭火喷嘴中的部分或全部灭火喷嘴的角度使其朝向所述起火位置，对所述起火位置进行灭火。 0021本发明的飞行器的防冰与灭火装置，通过在飞行器的火区与易结冰区域之间形成环路，通过管道中的换热介质将核心舱火区热量传至机翼，实现机翼防冰 ；同时当火区着火时， 可将流经火区附近管道上的灭火装置打开，将换热介质喷射出，进行核心舱灭火。通过本发明的设计，一方面可以在不消耗发动机引气量的情况下防止飞行器防冰区域结冰 ；另 一方面，当飞行器待散热区着火时，可起到辅助灭火作用。 附图说明0022此处所说明的附图用

17、来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中 ： 5 说明书CN 106032168 A3/5 页图 1 为本发明的飞行器的防冰与灭火装置一个具体实施例的示意图。 00230024图 2 为图 1 中 A-A 截面图，其示出了第一换热管路中换热分管的位置分布。 0025图 3 为本发明的飞行器的防冰与灭火装置中的第一换热管路的一个具体实施例的立体图。 图 4 和图 5 为本发明的飞行器的防冰与灭火装置中的第一换热管路中换热分管的 0026具体实施例的立体图，其中示出了灭火装置位于所述换热分管上。 具体实施方式0

18、027 下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。 0028图 1 示出了本发明的一种飞行器的防冰与灭火装置的一个具体实施例。其中，该防冰与灭火装置包括 ：第一换热管路 1 和第二换热管路 2，所述第一换热管路 1 设置于所述飞行器的待散热区，用于对所述飞行器的待散热区散热 ；在飞行器中，飞行器短舱由于设置有发动机，因此尤其需要对短舱核心机罩内壁 31 与其所包围的发动机机匣 32 之间的核心 舱发热区进行散热，因此，在一个实施例中，所述第一换热管路 1 设置于所述飞行器的核心舱。 0029 所述第一换热管路 1 上设置有灭火装置，所述灭火装置能够在所述飞行器的待散热区中的火

19、区起火时，利用所述第一换热管路 1 内的换热介质进行灭火 ；在另一个实施例中，所述换热介质为水，这是因为水的比热容高，防止因温度过高对机翼结构造成破坏，并且可以达到有效灭火的效果。当然，在其他的实施例中，也可以选择由非燃烧体构成的换热介质。0030所述第二换热管路 2 设置于所述飞行器的防冰区，用于对所述飞行器的防冰区进行加热。在一个实施例中，该防冰区为机翼，在其他实施例中，防冰区还可以是机舱挡风板等。所述第一换热管路 1 的出口与所述第二换热管路 2 的入口连通。这样，一方面通过在飞行器的火区与易结冰区域之间形成环路，通过管道中的换热介质将核心舱火区热量传至机翼，实现机翼防冰 ；同时当火区例

20、如核心舱中着火时，可将流经火区附近管道上的灭火打开，将换热介质喷射出，进行核心舱灭火。 0031 另外，在一个实施例中，该第一换热管路 1 的出口与该第二换热管路 2 的入口连通，该第二换热管路 2 的出口与该第一换热管路 1 的入口连通，以构成循环回路。根据实际情况的需要，还可以在环路中设置储液装置，所述储液装置可设置在所述循环回路中，以用于存储换热介质。当然，也可以不设置，但管道内储水量应保证至少可供两次灭火使用。0032结合图 1 和图 2 所示，所述第一换热管路 1 包括位于所述第一换热管路 1 的入口和出口之间的多条换热分管 11 ；所述灭火装置位于所述换热分管 11 上。所述换热分

21、管 11 的条数根据实际工况的需要设置为 40 50 条，另外，处于安全考虑，如图 2 所示，所述多条换热分管 11 的总重心位于所述飞行器短舱内的发动机的轴线上，避免引起偏心矩。 为了充分换热，所述第一换热管路 1 还包括分流装置和集流装置，所述分流装置 0033分别与所述第一换热管路 1 的入口和所述换热分管 11 的入口连通，能够对来自所述第一换热管路1 的入口的换热介质进行分流 ；所述集流装置分别与所述换热分管11 的出口和所述第一换热管路 1 的出口连通，能够对来自所述换热分管 11 的出口的换热介质进行集流。 0034 在一个实施例中，如图 3 所示，所述换热介质为水，所述分流装置

22、为分水环 13，所 6 说明书CN 106032168 A4/5 页述集流装置为集水环 14。所述多条换热分管 11 的入口在所述分水环 13 上等分设置，和 / 或所述多条换热分管 11 的出口在所述集水环 14 上等分设置。当然，换热分管 11 也无需延分水环 13 环向等距布置 另外，通过设置所述换热分管 11 壁厚，可确保所述换热分管的传热性能以及结构0035上的稳定性。在一个实施例中，所述换热分管 11 的外径为 8mm 至 10mm，内径为 5mm 至 7mm。 0036 下面对灭火装置进行介绍。如图 3 5 所示，所述灭火装置包括一个或多个灭火喷嘴12，所述灭火喷嘴12 设置在所

23、述换热分管11 的至少一条上，这样，就保证火区起火时， 能够直接利用换热分管 11 中的换热介质进行灭火。 为了提高灭火的高效性，所述灭火喷嘴 12 在所述换热分管 11 上的分布位置根据所0037述飞行器的待散热区中的火区确定，一般情况下，根据核心舱壁型面以及舱内成附件布局进行铺设，应尽可能多的绕经核心舱各个火区，一方面便于换热分管 11 在有限的空间吸 纳更多的热量，另一方面，在火区着火时，可打开灭火喷嘴 12 进行针对性进行灭火，提高灭火准确度。 0038 另外，为提高灵活性，所述灭火喷嘴 12 在所述换热分管 11 上的角度可调，以便起 火时能够调节该灭火喷嘴 12 的角度，提高灭火效

24、率。 0039嘴。 所述灭火喷嘴 12 可根据实际工况的需要进行选择，例如在一个实施例中为水柱型喷0040 为了提高灭火的自动化，在一个实施例中，所述灭火装置上包括第一感应装置，所述感应装置能够感应所述飞行器的待散热区的起火位置，来打开所述起火位置附近的灭火喷嘴 12 如图 4 所示 ；所述灭火装置还包括第二感应装置，所述第二感应装置能够感应所述 飞行器的待散热区的起火位置，来调节所述灭火喷嘴 12 的角度以朝向所述起火位置灭火。布置灭火喷嘴时，需考虑可实现灭火喷嘴协同灭火，如位于同一易着火成附件附近的不同换热分管 12 上的灭火喷嘴，其朝向可均调至该部件，在该部件着火时，同时打开其附近灭 火喷嘴实现集中灭火，如图 5 所示。 0041 另外，如图 1 所示，所述第二