[发明专利]一种适用于航空发动机支板和机翼的防冰结构

说明书

本发明公开了一种适用于航空发动机整流支板和机翼的防冰结构，包括防冰部件，所述防冰部件内设隔板，隔板将防冰部件内部空间分为进气腔和冲击腔，且隔板上开设射流孔，进气腔和冲击腔之间通过射流孔连通，形成热流在进气腔和冲击腔之间的对流‑冲击换热；所述进气腔内竖直设置分流板，分流板右侧的进气腔顶部开设进气口，分流板两端与防冰部件的顶面、底面均预留间距，形成热流向前输送的通道；所述冲击腔内沿展向铺设多层多孔介质填充物，冲击腔表面开设出气狭缝。本发明能够调控距离热源远近端的热流分配，减小传统换热结构的远近端防护不均匀，还能增强热气流与部件前缘的换热效果，降低常规热气防冰方法所需的热气条件要求。

技术领域

本发明涉及飞行器部件防冰传热技术，具体涉及一种适用于航空发动机支板和机翼的防冰结构。

背景技术

飞机在飞越高空低温、湿润环境时，有些迎风部件表面会产生积冰，如机翼和整流支板前缘等。积冰的产生不仅影响飞机的工作性能，还严重威胁飞行安全。目前飞机上大多数部件的防冰以热气防冰形式实现，该防冰方式发展成熟、应用广泛，但是也存在一些缺点。首先，热气防冰需要从发动机的高压级引气，而这些气体对于发动机来说是十分宝贵的，引气导致发动机做功能力降低、推力下降；其二，欲提高热防冰系统的换热效率，需要进行复杂的热气通道设计，因此不可避免在部件内部和表面开孔、开缝等，从而造成部件的强度不足；其三，一些跨距较大的部件，如机翼、支板等，在进行热气防冰时存在防护效果不均匀的问题，远离热气源的区域防护效果较差；最后，热防冰系统仅仅依靠设计热气的流动结构来完成换热，手段单一且提升的空间不大。

目前，随着大推力发动机研制的推进，对热气防冰系统的引气量提出了更为严苛的要求，需要对相关部件的防冰热结构进行深入优化设计，并寻求除流动结构设计之外的手段，充分提高热保护气的加热效率和防护均匀性，从而以尽可能小的引气量实现满意的防冰效果。

发明内容

发明目的：本发明的目的在于提供一种能够进行热气流分配，有效缓解防冰结构远近端的防护差异，还能增强热气流与部件前缘的换热效果的适用于航空发动机支板和机翼的防冰结构。

技术方案：本发明包括防冰部件，所述防冰部件内设隔板，隔板将防冰部件内部空间分为进气腔和冲击腔，且隔板上开设射流孔，进气腔和冲击腔之间通过射流孔连通，形成热流在进气腔和冲击腔之间的对流-冲击换热；所述进气腔内竖直设置分流板，分流板右侧的进气腔顶部开设进气口，分流板两端与防冰部件的顶面、底面均预留间距，形成热流向前输送的通道；所述冲击腔内沿展向铺设多层多孔介质填充物，冲击腔表面开设出气狭缝。

所述多孔介质填充物的孔径自上而下逐层减小，多孔介质填充物的厚度和层数根据内部流动阻力和防冰要求调整，以适应不同的工作条件。

所述多孔介质填充物在同一层内孔隙率一致、孔径均匀，且沿各个方向的流动属性相同。

所述多孔介质填充物的材料采用非金属多孔材料，或者采用以金属及其合金为原材料制备而成的泡沫金属，重量轻且孔隙率高。

所述射流孔的数量为多个，且按单排等距的规则进行排列，实现进气腔与冲击腔的热流交换。

所述冲击腔前、后两表面分别开设两排出气狭缝，位于同一表面的出气狭缝以叉排形式分布，并且，冲击腔前表面的出气狭缝和冲击腔后表面的出气狭缝对称设置，能够及时将热流排出并在所述防冰部件表面形成热气膜，对下游区域起到一定的防护作用。

所述防冰部件的材料采用金属铝。