[发明专利]一种圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构

权利要求书

1.一种圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，包括进气大腔、冲击孔板、冲击孔、导流板、前缘冲击区内腔、帽罩前缘壁面、热气通道和热气环形出口，其特征在于:在冲击内腔侧的冲击孔板上设置有以中心轴线对称的圆弧形导流板结构，导流板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圆弧形导流板的冲击孔板后，流动至前缘冲击区内腔，并冲击至帽罩前缘壁面，由热气通道向前缘壁面周向流动，通过热气环形出口流出；

所述帽罩前缘壁面为圆锥形曲面结构，锥角角度取值范围为60～84°，帽罩前缘的倒圆内径d与冲击孔直径D的比值为0.5～2；

所述导流板为圆弧形，该导流板圆弧起点为冲击孔板与冲击孔出口端点处，终点为热气通道的起始部位，圆弧对应的圆心角取值范围为120～180°；

所述冲击孔为柱形圆孔，冲击孔长度与冲击孔直径的比值为0.25～1.25，冲击孔至帽罩前缘倒圆面的距离H与冲击孔直径D的比值为6～10。

2.根据权利要求1所述的圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，其特征在于:所述热气通道从整流帽罩前端至热气环形出口，逐渐收缩变小。