[发明专利]一种带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构

说明书

本发明公开了一种带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构，在前缘冲击内腔的冲击孔板上设置以中心轴线对称的五角星形冲击孔，冲击孔板与五角星形通道固连，冲击孔板周向侧壁与帽罩前缘壁面间形成换热通道，从压气机引入的热气从五角星形冲击孔冲击喷射，经过冲击孔板流动至前缘冲击内腔换热区域，冲击至帽罩前缘壁面，由热气通道向前缘壁面周向流动，通过热气通道环形热气出口流出。该防冰结构在不增加冲击孔出流量的前提下，增强了帽罩前缘与热气通道冲击区壁面的整体换热效果，缓解了热气通道壁面换热不均的情况。将冲击孔型截面设计为五角星状，增加了热气出流冲击射流在周向上的分布，设计合理，结构简单。

技术领域

本发明涉及航空发动机帽罩冷却技术，具体地说，涉及一种带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构。

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。

冲击射流增强换热是应用在涡轮叶片、发动机帽罩等部件的一种强化换热技术,即从压气机抽取压缩后的空气输运到帽罩前缘内部通道，在压力差作用下将气体闯过一定形状的喷口喷射到帽罩前缘内壁面上，由于流体直接冲击在壁面上,边界层很薄,因而在冲击区能得到非常理想的换热结果，冲击后沿内表面向后侧流动，对帽罩前缘进行加热，以达到帽罩前缘不结冰的目的。对于常规的帽罩前缘防冰，抽取的气量大，但高换热区域小。

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，但由于冲击孔型的限制，热气射流对于帽罩前缘壁面的换热效果均匀度依然受限，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。

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》，doi：10.13675/j.cnki.tjjs.2017.04.016)，文中提出一种旋转帽罩的结构，但旋转部件相对于静止部件的加工精度要求高，部件易损坏。

发明内容

为了避免现有技术存在的不足,本发明提出一种带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构，该防冰结构在不增加冲击孔出流量的前提下，增强了帽罩前缘与热气通道冲击区壁面的整体换热效果，缓解了热气通道壁面换热不均的情况，将冲击孔型截面设计为五角星形，增加了热气出流冲击射流在周向上的分布，设计合理，结构简单。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括五角星形冲击孔、冲击孔板、前缘冲击内腔、帽罩前缘壁面、换热通道和热气通道出口，其特征在于在前缘冲击内腔的冲击孔板上设置有以中心轴线对称的五角星形冲击孔，冲击孔板与五角星形通道固连，冲击孔板周向侧壁与帽罩前缘壁面间形成换热通道，帽罩前缘壁面内侧的前缘冲击内腔为冲击换热区域，从压气机引入的热气从五角星形冲击孔冲击喷射，经过冲击孔板流动至前缘冲击内腔区域冲击至帽罩前缘壁面，由换热通道向前缘壁面周向流动，沿热气通道出口流出；