技术摘要：
本公开提供了一种航空发动机防冰引气预热与涡轮冷却引气预冷系统，包括换热器，涡轮冷却引气管路及防冰引气管路，所述换热器设于航空发动机外涵道中，所述涡轮冷却引气管路的引气端设于位于内涵道的高压压气机出口处，所述涡轮冷却引气管路的出气端设于位于内涵道的高  全部
背景技术：
涡扇航空发动机在湿度较高且接近冰点的大气环境下工作时，其进气系统的前整 流罩、鼻锥、支板等部位容易发生结冰。进气位置结冰将严重堵塞进气道，引起发动机空气 流量减小而导致灾难性后果。常见的防冰技术包括热气防冰、电加热防冰、滑油防冰等。对 于涡扇发动机而言应用最广泛的是热气防冰，设计使用最为方便。 热气防冰一般是从高压压气机中间级引气，输送向需要防冰的结构。引气的压力 越高，对应的引气温度越高，防冰效果越好；但同时导致发动机引气损失越大。现有大部分 热气防冰的专利，都是想方设法提高对引气的利用率，降低引气量需求。CN201611176269.0 针对支板进行热气防冰，采用复合材料前缘与冲击射流/气膜缝相结合的方式提高传热效 果，减少引气量需求。CN201110447988.2采用导流叶栅使防冰引气尽可能贴体流动，从而减 小引气量需求。CN201420003992.9采用具有射流孔的传热结构，采用射流强化换热，从而减 少引气量需求。但是，少有专利对于降低引气压力损失进行设计。 采用其他工质进行防冰，US10173780B2采用多个液体/空气换热器，用液体工质进 行防冰。US8899009B2采用燃油为工质防冰。这一类防冰技术结构复杂，需要用到多个换热 器，增加的尺寸和重量对航空发动机来说很难承受。 还有其他类型的冷却结构。CN201610056437.6采用旋转热管进行鼻锥防冰，优点 是无源运行，缺点是热管工作可靠性差。CN201610885085.5采用电火花强化射流的防冰装 置，CN201320150958.X对发动机唇口电热防冰，结构复杂，能源利用率低。
技术实现要素：
为了解决上述技术问题中的至少一个，本公开提供了一种航空发动机防冰引气预 热与涡轮冷却引气预冷系统。 根据本公开的一个方面，航空发动机防冰引气预热与涡轮冷却引气预冷系统，包 括换热器，涡轮冷却引气管路及防冰引气管路，所述换热器设于航空发动机外涵道中，所述 涡轮冷却引气管路的引气端设于位于内涵道的高压压气机出口处，所述涡轮冷却引气管路 的出气端设于位于内涵道的高压涡轮上方，所述换热器设于所述涡轮冷却引气管路上，所 述防冰引气管路的引气端设于所述换热器上，所述防冰引气管路的出气端设于航空发动机 的易结冰部位； 位于外涵道中的一部分外涵气流与所述涡轮冷却引气管路中的涡轮冷却引气在 所述换热器换热后，该部分外涵气流温度升高，作为防冰引气，从所述防冰引气管路的引气 端输送至所述防冰引气管路的出气端，用于防冰； 所述涡轮冷却引气管路中的涡轮冷却引气经所述换热器后温度降低，输送至位于 3 CN 111577466 A 说　明　书 2/3 页 内涵道的高压涡轮上方，用于冷却涡轮叶片。 根据本公开的至少一个实施方式，所述换热器为板翅式换热器，所述换热器设有 相互垂直设置的涡轮冷却引气通道及外涵气流通道，在所述换热器的一侧还设有用于收集 防冰引气的集气管，所述集气管与所述防冰引气管路的引气端连接。 根据本公开的至少一个实施方式，所述换热器还设有隔热层，所述隔热层将所述 外涵气流通道一分为二，将所述外涵气流通道一部分作为防冰引气通道，所述防冰引气通 道与所述集气管连通。 根据本公开的至少一个实施方式，所述换热器为套管翅片式换热器。 附图说明 附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理， 其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本 说明书的一部分。 图1是现有技术航空发动机的结构示意图。 图2是本公开的结构示意图。 图3是本公开换热器的结构示意图。