[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

说明书

本发明公开了一种圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，在冲击内腔侧的冲击孔板上设置有圆弧形导流板结构；整流帽罩防冰传热结构由内外两层薄壁组合而成，两层薄壁中间形成换热通道，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流动至前缘内腔区域冲击至帽罩前缘壁面，通过热气通道向前缘壁面周向流动，由热气环形出口流出。该冲击换热结构通过前凸的圆弧形导流板将帽罩前缘内腔中形成的滚转流场向前挤压，使得冲击前缘区壁面的气流的流速更高，从而提高帽罩前缘壁面区域的冲击换热性能。导流板可提高帽罩前缘壁面区域的冲击换热性能，且具有较好的加工实施性，可应用于各种航空发动机整流帽罩中。

技术领域

本发明涉及发动机帽罩防冰技术，具体地说，涉及一种圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构。

背景技术

当飞机飞行穿过存在过冷水滴、冰晶以及冻雨和降雪的低温大气云层时，许多部件如机翼、尾翼的前缘、风挡玻璃、进气道前缘，及发动机进气部件支撑板、整流罩等都会产生积冰。当发动机进口端部件实施的防冰措施不足就会有结冰产生。积冰的产生对发动机会产生非常严重危害，不仅会对发动机的正常工作进行阻碍，还有可能对发动机产生严重性损坏，因此发动机的防冰装置是保证飞机能安全飞行的重要组成部分。

气热防冰原理是使用高压压气机引来的热空气加热需要防护的表面，使积冰融化或者水蒸发以防止结冰，其优点是工艺比较成熟，结构简单，质量轻和可靠性较高，其缺点是压气机引气会使发动机性能恶化。在气热式防冰装置设计中，高效的换热结构能够在保证防冰效果的同时降低防冰装置引气量，从而提高航空发动机性能。

航空发动机通常在进口位置处会设置整流帽罩，当发动机在结冰气象条件下工作时，整流帽罩外表面会出现结冰现象，随着气流的冲刷和发动机振动等因素的影响，帽罩表面的冰可能会脱落并被发动机吸入，给发动机带来严重的损害，甚至造成机毁人亡的事故。传统热气防冰系统利用发动机引气从内部加热待防护表面，已广泛应用于各类发动机的前缘进气部件。

在文献“航空发动机帽罩热气膜防冰的加热特性”(航空动力学报,2018.)文中，提出了不同射流雷诺数、相对冲击距数和气膜缝结构参数对冲击表面换热特性的影响。结果表明：增大射流雷诺数有利于提高内部冲击换热效果和外部气膜加热效果；最佳相对冲击距随射流雷诺数的增大而增大，在射流雷诺数为10000～50000范围内最佳，相对冲击距在5～8内取得；该文献研究了较多单孔射流冲击相关物理参数对冲击换热表面的影响规律，但未见提出单孔冲击孔出口处导流板的形状对冲击换热表面换热系数的影响规律，通过优化冲击孔出口处导流板的形状可以进一步加强冲击表面换热系数，从而提高传统发动机帽罩的防冰性能。

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，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，提高对于防冰热气的利用效率，本发明提出一种圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，该单孔冲击换热结构在冲击孔出口处加装圆弧形导流板，通过前凸的圆弧形导流板将帽罩前缘内腔中形成的滚转流场向前挤压，使得冲击前缘区壁面的气流的流速增高，从而进一步提高帽罩前缘壁面区域的冲击换热性能。