[发明专利]一种孔板前倾式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构

说明书

本发明公开了一种孔板前倾式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，在冲击孔板上的冲击孔处设置同中心轴线的前倾三角形结构形成前倾扩张通道，前倾扩张通道与冲击孔板侧壁面成一体结构,且与帽罩前缘壁面中间形成热气通道；帽罩前缘壁面内侧的前缘冲击区内腔为冲击换热区域；从压气机引入的热气从冲击孔喷射，经过带有前倾三角形结构冲击孔板流动至前缘冲击内腔区域冲击至帽罩前缘壁面，由热气通道向前缘壁面周向流动通过通道环形出口流出；通过前倾扩张式通道结构提高冲击气流在帽罩前缘的湍流度，通过扩张式通道的前倾结构压缩滚转流场，使得前缘壁面的射流流速增加，增强了冲击换热强度，从而提高帽罩前缘壁面换热强度的效果。

技术领域

本发明涉及航空发动机帽罩前缘换热防冰技术，具体地说，涉及一种航空发动机进口整流帽罩的单孔冲击孔板前倾换热结构。

背景技术

当航空发动机在低温气象条件下工作时，航空发动机的进口部件如进气道前缘、发动机进气部件中的整流帽罩会由于温度过低产生积冰现象。而当发动机整流帽罩实施的换热防冰措施不足、帽罩前缘周向换热能力不均就会有结冰产生。积冰可能会导致许多危害，首先由于前缘周向热气冲击换热能力不足，发动机帽罩前缘壁面后半部分靠近气流进入发动机的进口位置，积冰可能会导致进口位置产生堵塞，将会减少发动机的进口气流量，甚至会导致发动机产生喘振运行；其次，当积冰在帽罩前缘壁面的表面堆积或者脱掉时会造成风扇、螺旋桨不均匀转动，增大了发动机运行振动频率和幅度；最为严重的是，掉落的积冰易会打坏风扇或压气机的叶片、产生发动机运行故障甚至是事故。因此设计高效的帽罩前缘冲击换热结构，增强对帽罩前缘周向壁面的整体换热能力以及换热能力均匀度是保证航空发动机稳定工作的重要措施。

在文献“航空发动机旋转帽罩结冰表面换热系数研究”(《推进技术》,2017(04):138-144.)中研究了不同转速、来流速度、来流温度对锥角40°，锥高176mm的旋转帽罩表面换热系数的影响。结果表明：锥尖区域，来流速度的影响占主导；来流温度对整个表面的换热系数均有影响。该研究在增强换热效果上所实行的方案是提高来流热气用量。因此发展和创新航空发动机帽罩前缘冲击换热结构，在不增加热气用量的基础上进一步提升换热效果，对于先进高性能航空发动机的研制是非常必要和有重要意义的。

在专利CN201420003992中公开了“一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构”，该结构针对前缘区域单位面积防冰热需求量大的问题，前缘采用冲击换热结构形式；防冰热气流动方向为由帽罩前缘沿热气通道往后流动，充分利用防冰热气初始温度高的特点来解决帽罩前缘单位面积热量需求大的问题，有效地利用了防冰热气较高的初始焓值。同时，帽罩中段设置防冰热气射流孔，加强中段及尾端的防冰热量供给；防冰热气最终通过帽罩尾端部位的排气孔排出。虽然该结构中对前缘区域单位面积防冰热需求量大的问题，应用了冲击换热结构，但由于冲击孔与冲击换热的区域存在着一个较大的空腔，这会使得热气的冲击速度降低，进而降低了帽罩前缘的对流换热强度以及热气的利用效率。

发明内容

为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种孔板前倾式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，该帽罩单孔冲击换热结构将前倾扩张通道用于帽罩单孔冲击孔板，在不增加冲击孔出流量的前提下，增强帽罩前缘与热气通道壁面的整体换热效果；在冲击孔板的冲击内腔侧增加前倾扩张通道结构，具有良好的冲击换热特性和较好的加工可实施性。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括进气大腔、冲击孔板、冲击孔、前倾扩张通道、前缘冲击区内腔、帽罩前缘壁面、热气通道、通道环形出口，其特征在于在冲击孔板上的冲击孔处设置同中心轴线的前倾三角形结构形成前倾扩张通道，前倾扩张通道与冲击孔板侧壁面成一体结构，且与帽罩前缘壁面中间形成热气通道；帽罩前缘壁面内侧的前缘冲击区内腔为冲击换热区域，气流通过冲击孔冲击至帽罩前缘壁面之前，通过前倾三角形结构对气流冲击至帽罩前缘壁面的冲击区域变大；从压气机引入的热气从冲击孔喷射，经过带有前倾三角形结构冲击孔板流动至前缘冲击内腔区域冲击至帽罩前缘壁面，由热气通道向前缘壁面周向流动，通过通道环形出口流出；