[发明专利]一种前缘带有冲击-气膜结构的双层壁帽罩防冰系统

说明书

本发明一种前缘带有冲击‑气膜结构的双层壁帽罩防冰系统，属于航空发动机帽罩防冰技术领域；包括帽罩内壁面、帽罩外壁面和冲击孔板，帽罩内、外壁面之间的环形间隙构成热气通道；冲击孔板中心处开有冲击孔，与帽罩前缘壁面之间的空腔为帽罩前缘冲击内腔；帽罩前缘壁面沿周向均布有多个气膜孔，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；多个气膜孔所在平面与帽罩前缘倒圆面的距离为L，该距离与冲击孔直径D的比值为1.2～2.4；热气从热气进口流入热气通道，与帽罩内壁面进行对流换热后经冲击孔板上的冲击孔进入帽罩前缘冲击内腔，然后与帽罩前缘进行冲击换热和对流换热，最终经气膜孔流出与帽罩外壁面进行换热。

技术领域

本发明属于航空发动机帽罩防冰技术领域，具体涉及一种前缘带有冲击-气膜结构的双层壁帽罩防冰系统。

背景技术

航空发动机进气系统结冰会严重影响发动机的正常运行，严重危害飞机飞行安全。当飞机穿过低温大气云层时，空气中存在的过冷水滴、冰晶以及冻雨和降雪会在众多部件如机翼、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)形成积冰现象。因而需要对发动机的进口部件实施较好的防冰措施，来实现对结冰现象的抑制。积冰的产生对发动机会产生非常严重的危害，不仅会对发动机的正常工作进行阻碍，甚至还有可能对发动机产生永久性损坏，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压气机引来的热空气加热需要防冰的固体表面，通过内部的导热过程，使积冰融化或者水蒸发来达到防冰的目的，其优点是加工工艺成熟，结构简单，质量小和良好的可靠性，但缺点是压气机引气会使发动机性能恶化，总压损失提高。在气热式防冰装置设计中，高效的内部换热结构能够在保证防冰效果的同时降低引气量，从而提高航空发动机性能。

在航空发动机涡轮中利用气膜冷却技术来进行涡轮叶片的冷却。在叶片外壁面沿一定方向向主流中喷入冷气，这股冷气在主流的压力和科恩达效应的作用下，贴附在壁面附近，形成温度较低的冷气膜，将壁面同高温燃气隔离，并带走部分高温燃气或明亮火焰对壁面的辐射热量，从而起到良好的保护作用，这种技术就是气膜冷却。借助这项技术，可以明显提高涡轮叶片的耐温极限。于是，作者认为在帽罩防冰系统中，利用从压气机引来的热空气，在完成内部加热的基础上，可以将气膜冷却技术应用于帽罩的外部防冰系统。

在专利CN 203753413 U中在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。

该结构中针对帽罩前缘的结冰问题，引入了冲击换热结构来增强帽罩前缘壁面的内部换热，提高了前缘的换热效果，但并未考虑帽罩的外部防冰措施，仅从增强内部换热效果的方面采取了一定的措施，导致帽罩壁面可能存在一定的温度梯度，产生一定的热应力，降低其疲劳寿命；且冲击换热结构的内部换热有限，难以达到更好的防冰效果。

发明内容

要解决的技术问题：

为了避免现有帽罩前缘冲击换热技术的换热强度有限，并应对由单一的内部冲击换热结构产生的热应力，本发明提出一种前缘带有冲击-气膜结构的双层壁帽罩防冰系统。即在内部冲击换热结构的基础上，在帽罩前缘附近布置一排气膜孔，引入冲击-气膜结构，利用内部与外部防冰技术的结合，实现更加良好的防冰效果；同时根据对气膜孔位置、直径等参数的限定，使得帽罩的强度和气动性能不受影响。