阅读说明：本技术 一种超声速飞行器发动机防结霜保温方法 (Anti-frosting and heat-insulating method for supersonic aircraft engine ) 是由 孟美芳 于 2020-06-13 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种超声速飞行器发动机防结霜保温方法,涉及发动机保温技术领域,本发明包括以下步骤：步骤一：温度感应器对飞行器发动机外壳温度进行感应,操作人员根据感应温度作出判断；步骤二：基于步骤一,到达结霜温度的阈值时对发动机外壳进行加热；步骤三：若干一级导热管串联,将加热装置的热量传递给发动机外壳；步骤四：二级导热管进行电动推伸,与一级导热管的接触面积增加,提升导热效率；步骤五：将发动机尾端口排出的热量进行回收,于发动机外壳内侧导热内腔内形成热循环。本发明一种超声速飞行器发动机防结霜保温方法,其热传递结构具备可调节性,根据实际使用需求及使用情况,其二级导热管可进行独立配合使用,热传递效率更高。(The invention discloses a frosting prevention and heat preservation method for an engine of a supersonic aircraft, which relates to the technical field of engine heat preservation and comprises the following steps: the method comprises the following steps: the temperature sensor senses the temperature of the shell of the aircraft engine, and an operator makes a judgment according to the sensed temperature; step two: based on the step one, heating the engine shell when the threshold value of the frosting temperature is reached; step three: the first-stage heat conduction pipes are connected in series and transfer the heat of the heating device to the shell of the engine; step four: the second-stage heat conduction pipe is electrically pushed and extended, so that the contact area with the first-stage heat conduction pipe is increased, and the heat conduction efficiency is improved; step five: the heat discharged from the tail end of the engine is recovered, and heat circulation is formed in the heat conduction inner cavity on the inner side of the engine shell. According to the anti-frosting heat preservation method for the supersonic aircraft engine, the heat transfer structure has adjustability, the secondary heat conduction pipe can be independently matched for use according to actual use requirements and use conditions, and the heat transfer efficiency is higher.)

一种超声速飞行器发动机防结霜保温方法

技术领域

本发明涉及发动机保温技术领域，特别涉及一种超声速飞行器发动机防结霜保温方法。

背景技术

飞行器是由人类制造、能飞离地面、在空间飞行并由人来控制的在大气层内或大气层外空间(太空)飞行的器械飞行物，飞行器分为3类：航空器、航天器、火箭和导弹，在大气层内飞行的称为航空器，如气球、飞艇、飞机等，它们靠空气的静浮力或空气相对运动产生的空气动力升空飞行，在太空飞行的称为航天器，如人造地球卫星、载人飞船、空间探测器、航天飞机等，它们在运载火箭的推动下获得必要的速度进入太空，然后依靠惯性做与天体类似的轨道运动，飞行器的行进通常需要使用发动机进行驱动。

目前对于超声速飞行器发动机在低温环境下运行缺乏一定的防护结构，随着飞行器上升高度的不断增加，气温也随之持续降低，发动机易出现结霜等现象，会影响发动机的正常运行，产生一定的安全隐患。

发明内容

本发明的主要目的在于提供一种超声速飞行器发动机防结霜保温方法，通过设置可控可调节的自动化热传递结构，对发动机进行表面升温，可以有效解决背景技术中的问题。

为实现上述目的，本发明采取的技术方案为：一种超声速飞行器发动机防结霜保温方法，包括以下步骤：

步骤一：温度感应器对飞行器发动机外壳温度进行感应，操作人员根据感应温度作出判断；

步骤二：基于步骤一，到达结霜温度的阈值时对发动机外壳进行加热；

步骤三：若干一级导热管串联，将加热装置的热量传递给发动机外壳；

步骤四：二级导热管进行电动推伸，与一级导热管的接触面积增加，提升导热效率；

步骤五：将发动机尾端口排出的热量进行回收，于发动机外壳内侧导热内腔内形成热循环；

步骤六：温度感应器再次对发动机外壳温度进行探测，到达所需温度的阈值时关闭加热装置，形成对飞行器发动机的保温效果。

优选地，包括发动机本体，所述发动机本体侧表面设置有安装板，所述安装板与发动机本体之间连接有若干一级导热管，所述安装板一表面安装有若干电动推杆，所述若干电动推杆的输出端均连接有二级导热管，所述二级导热管的孔径大于一级导热管，且一级导热管与二级导热管抽拉配合。

优选地，所述安装板一表面还安装有加热装置，所述加热装置一侧表面连接有无线控制器，利用无线控制器对加热装置进行电性控制，操作便捷。

优选地，所述安装板与发动机本体之间连接有支撑块，所述安装板两相对表面均连接有若干固定架，所述若干固定架一端均连接有连接件，所述发动机本体周侧面安装有若干托架，所述托架与连接件连接，该安装板形成可拆装结构，便于对其进行检修维护。

优选地，所述发动机本体的输出端设置有尾端口，所述尾端口内侧一表面安装有内挡板，所述发动机本体内侧为中空结构，且发动机本体内侧的中空结构内设置有导热内腔，所述内挡板与导热内腔位置相适应，内挡板对发动机导出的热气进行阻挡折返，去往导热内腔。

优选地，所述若干一级导热管之间均连接有导热丝，形成一级导热管间的导热串联，导热面积扩大，发热更加均匀。

优选地，所述安装板一表面设置有绝缘涂层，绝缘涂层具体使用氧化铝陶瓷涂层，有效提升使用安全性。

优选地，所述发动机本体一侧表面安装有温度感应器，所述无线控制器与温度感应器电性连接，温度控制效果更强，操作人员操控更为精准。

本发明具有如下有益效果：

一，本发明中，热传递结构具备可调节性，根据实际使用需求及使用情况，其二级导热管可进行独立配合使用，环境应对能力更强，二级导热管同步使用时，热传递效率更高。

二，本发明中，可对发动机尾端排出的热气进行阻挡回收，于发动机壳体内表面形成导热循环，由此进一步提升发动机的保温效果，该整体保温结构可进行独立拆装，便于对其进行检修维护，操作难度降低。

附图说明

图1为本发明一种超声速飞行器发动机防结霜保温方法的整体结构示意图；

图2为本发明一种超声速飞行器发动机防结霜保温方法的温度感应器位置结构示意图；

图3为本发明一种超声速飞行器发动机防结霜保温方法的侧视结构示意图；

图4为本发明一种超声速飞行器发动机防结霜保温方法的导热内腔位置结构示意图；

图5为本发明一种超声速飞行器发动机防结霜保温方法的俯视结构示意图；

图6为本发明一种超声速飞行器发动机防结霜保温方法的内挡板位置结构示意图。

图中：1、发动机本体；2、安装板；3、固定架；4、托架；5、连接件；6、加热装置；7、支撑块；8、无线控制器；9、一级导热管；10、电动推杆；11、二级导热管；12、尾端口；13、导热内腔；14、内挡板；15、导热丝；16、绝缘涂层；17、温度感应器。

具体实施方式

为使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体实施方式，进一步阐述本发明。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”“前端”、“后端”、“两端”、“一端”、“另一端”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“设置有”、“连接”等，应做广义理解，例如“连接”，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例一：

一种超声速飞行器发动机防结霜保温方法，包括以下步骤：

步骤一：温度感应器17对飞行器发动机外壳温度进行感应，操作人员根据感应温度作出判断；

步骤二：基于步骤一，到达结霜温度的阈值时对发动机外壳进行加热；

步骤三：若干一级导热管9串联，将加热装置6的热量传递给发动机外壳；

步骤四：二级导热管11进行电动推伸，与一级导热管9的接触面积增加，提升导热效率；

步骤五：将发动机尾端口12排出的热量进行回收，于发动机外壳内侧导热内腔13内形成热循环；

步骤六：温度感应器17再次对发动机外壳温度进行探测，到达所需温度的阈值时关闭加热装置6，形成对飞行器发动机的保温效果。

实施例二：

请参照图1-6所示：本方案包括发动机本体1，发动机本体1侧表面设置有安装板2，安装板2与发动机本体1之间连接有若干一级导热管9，安装板2一表面安装有若干电动推杆10，若干电动推杆10的输出端均连接有二级导热管11，二级导热管11的孔径大于一级导热管9，且一级导热管9与二级导热管11抽拉配合，安装板2一表面还安装有加热装置6，加热装置6一侧表面连接有无线控制器8，安装板2与发动机本体1之间连接有支撑块7，安装板2两相对表面均连接有若干固定架3，若干固定架3一端均连接有连接件5，发动机本体1周侧面安装有若干托架4，托架4与连接件5连接，发动机本体1的输出端设置有尾端口12，尾端口12内侧一表面安装有内挡板14，发动机本体1内侧为中空结构，且发动机本体1内侧的中空结构内设置有导热内腔13，内挡板14与导热内腔13位置相适应，若干一级导热管9之间均连接有导热丝15，安装板2一表面设置有绝缘涂层16，发动机本体1一侧表面安装有温度感应器17，无线控制器8与温度感应器17电性连接。

需要说明的是，本发明为一种超声速飞行器发动机防结霜保温方法，在操作使用过程中，操作人员首先经温度感应器17对发动机外壳的表面温度进行感应检测，当温度过低存在结霜风险时，通过对无线控制器8的电性遥控，对安装于安装板2的加热装置6进行驱动工作，加热可由一级导热管9对发动机本体1进行直接的热传递，或根据实际使用需求，利用电动推杆10对二级导热管11进行独立控制调节，其与一级导热管9呈伸缩式的套筒结构，电动推杆10推动二级导热管11，使二级导热管11与发动机接触，扩大发动机表面热传递的导热面积，此外，发动机尾端口12内侧还连接内挡板14，其与发动机内表面设置的导热内腔13进行位置配合，对尾端口12排出的热气进行部分阻挡回收，其可循环至导热内腔13，对发动机进行保温；

其中，该防结霜保温结构由固定架3经托架4形成固定安装，利用连接件5进行连接，因此其亦可进行拆卸，从而便于对该保温结构进行检修维护，以保持其运行使用时的稳定性，其中，加热装置6的使用额定工作功率为8kW-10kW，无线控制器8的使用型号可为V7-1Z20E9，电动推杆10的使用额定输出功率为0.8-1.2kW，温度感应器17的使用型号可为ZYPTA-M12-1。

以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。