[发明专利]带有双层壁冲击与前缘冲击-气膜的帽罩防冰传热结构

说明书

本发明一种带有双层壁冲击与前缘冲击‑气膜的帽罩防冰传热结构，属于航空发动机帽罩气热防冰技术领域；包括冲击孔板、帽罩双层壁内壁、帽罩双层壁外壁、帽罩前缘壁面、气膜孔和帽罩内壁冲击孔；多个气膜孔沿周向均布于帽罩前缘壁面，帽罩内壁冲击孔沿帽罩双层壁内壁母线呈线性阵列分布，沿母线方向孔间距与帽罩前缘冲击孔直径D的比为1～3；进气腔内的热气通过帽罩内壁冲击孔垂直冲击帽罩双层壁外壁面，与帽罩双层壁内壁换热后沿热气通道通过帽罩前缘冲击孔喷射至帽罩前缘冲击内腔，与帽罩前缘壁面换热后通过气膜孔流出，与帽罩外部进行换热。该结构具有良好的综合加热特性，另外该结构较好的加工可实施性；可用于各种航空发动机整流帽罩中。

技术领域

本发明属于航空发动机帽罩气热防冰技术领域，具体涉及一种带有双层壁冲击与前缘冲击-气膜的帽罩防冰传热结构。

背景技术

飞机在高空飞行时会穿过带有冰晶，雨滴的低温云层。水滴撞击至飞机上包括机翼，尾缘，进气道前缘，风挡玻璃等各部件表面时会产生结冰现象。随着冰层的逐渐积累，飞机的重量不断增加，使得飞机工作效率下降，严重威胁飞机安全。因此，设计一种高效的航空发动机帽罩防冰技术对于发动机正常运行具有重要意义。

目前，航空发动机帽罩防冰主要是通过从压气机引入温度较高的气体，通过对流换热，冲击换热等方式使水分蒸发或者冰层融化。其优点是设计结构简单，质量轻便，可靠性高。其缺点是压气机引气会使压气机工作环境恶化，导致发动机做功能力下降。因此，航空发动机帽罩防冰结构设计应在保证换热效果的基础上尽量降低引气量，保证发动机正常高效工作。

在专利CN203753413U中于2014年公开了一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，该防冰传热结构包括帽罩内壁前缘射流孔，帽罩内壁上周向均布的射流孔，防冰热气通道，帽罩尾端的通气孔。防冰热气通道由内外两层薄壁组成，两层薄壁之间的距离从整流帽罩前端到尾端，逐渐变小，中间形成一条换热通道。

虽然该结构对帽罩前缘单位面积防冰热需求量大的问题进行了解决，但是由于冲击换热结构过于简单，换热强度不大，部分仍具有大量热量的气流只从尾部排出，使得热气的利用率降低。同时热气在帽罩前缘壁面的冲击换热高效区域较小，且仅对帽罩前缘区域进行了高效的冲击换热，对于帽罩后部的加热效果仅仅依靠对流换热，换热效果受限。且忽略了帽罩外部的加热措施。

发明内容

要解决的技术问题：

为了避免现有技术的不足之处，充分利用压气机来流的高温气体，尽量降低引气量，提高帽罩防冰效果，本发明提出一种带有双层壁冲击与前缘冲击-气膜的帽罩防冰传热结构。即在帽罩双层壁系统中内壁设置一定数量的冲击孔，使从压气机引入的高温气体经冲击孔垂直射向帽罩内壁面，使用阵列冲击换热来增强高温气体与帽罩内壁面换热强度。针对外部防冰措施，在帽罩前缘设置气膜孔，这种设计可以通过热气与冷空气掺混提高实际与帽罩外壁面换热的气流的温度，从而实现外部防冰的目的，同时对冰晶，雨滴等有一定吹拂作用，在一定程度上缓解了帽罩表面结冰的现象。

本发明的技术方案是：一种带有双层壁冲击与前缘冲击-气膜的帽罩防冰传热结构，包括冲击孔板、帽罩双层壁内壁、帽罩双层壁外壁和帽罩前缘壁面；所述帽罩双层壁内壁、外壁之间的环形间隙构成双层壁间热气通道，帽罩双层壁内壁内的空腔为进气腔；所述冲击孔板中心处开有直径为D的帽罩前缘冲击孔，冲击孔板同轴安装于帽罩前缘壁面内锥面，与帽罩前缘壁面之间的空腔为帽罩前缘冲击内腔；其特征在于：还包括气膜孔和帽罩内壁冲击孔；

所述帽罩前缘壁面沿周向均布有多个气膜孔，所述气膜孔的中心轴与帽罩的中心轴的夹角为90°，孔型为圆柱孔；所述多个气膜孔的轴线所在平面与帽罩前缘倒圆面的距离为L，该距离与帽罩前缘冲击孔直径D的比值为1～3；

所述帽罩内壁冲击孔沿帽罩双层壁内壁母线呈线性阵列分布，沿母线方向孔间距与帽罩前缘冲击孔直径D的比为1～3；