[发明专利]一种航空发动机回流式滑油防冰支板内腔结构

说明书

本发明公开了一种航空发动机回流式滑油防冰支板内腔结构，主要包括：在滑油进口和第一滑油出口之间处的侧壁往防冰支板本体内部凹陷，形成勺状凹陷，勺状凹陷将防冰支板本体的内腔分隔三个部分；发明的防冰支板内腔结构通过改良勺状凹陷，弯头区和第二通道已经没有了分离涡，并且减小了碰撞损失，从而弯头区和第二通道换热性能更好，流阻较小，强化换热作用明显，并且换热更加均匀，防止航空发动机支板结冰，有效地保护航空发动机的安全。

技术领域

本发明涉及航空发动机滑油防冰支板技术领域，特别是涉及一种航空发动机回流式滑油防冰支板内腔结构。

背景技术

进气道防冰系统是保证发动机进气流场品质以及飞机在结冰环境下安全运行的重要手段。为了防止飞机某些部位结冰，或结冰时能间断地除去冰层，保证飞机结冰时安全飞行，需要采取适当的防冰与除冰技术。防冰对飞行安全具有十分重要的意义，航空燃气涡轮发动机是飞机结冰部件中最为敏感的部分，由于发动机高速旋转，进气道空气处于抽吸状态，气流加速，静温下降，使得航空发动机进气系统更容易受到结冰天气的影响，更易于结冰，发动机进气道结冰是飞机结冰中最危险的情况。

现有技术为了防止航空发动机支板结冰，对发动机静止的支板，采用发动机润滑系统所能提供的热滑油进行加热防冰，既可以减少发动机防冰系统对热气的需求量，同时也可以起到冷却滑油的作用。但是热滑油在现有的支板内腔结构流动时会出现分离涡，导致换热不均匀，整体防冰效果不佳，设计支板内腔也需考虑流动阻力问题。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种航空发动机回流式滑油防冰支板内腔结构，通过对内腔结构进行优化设计，减少流动分离涡和撞击损失，从而使得支板与滑油换热更加均匀，本发明具有强化换热的作用，同时流动阻力比较小。

为了实现上述的目的，本发明采用的技术方案为：

一种航空发动机回流式滑油防冰支板内腔结构，包括：呈内部中空的防冰支板本体，所述防冰支板本体一端侧壁处的上部和下部均开有孔，上部的孔为滑油进口，下部的孔为第一滑油出口；所述防冰支板本体另一端侧壁处的上部还开有孔，该孔为第二滑油出口；

在所述滑油进口和所述第一滑油出口之间处的侧壁往所述防冰支板本体内部凹陷，形成勺状凹陷，其中，

所述勺状凹陷靠近所述第二滑油出口一侧处的部分为勺头，该勺头的顶面呈半圆形，所述勺状凹陷靠近所述第一滑油出口一侧处的部分为勺柄，所述勺柄呈等宽的条状，在所述勺头和所述勺柄之间通过平滑的过渡段连接；所述勺状凹陷的内壁设有隔板；

所述勺状凹陷将所述防冰支板本体的内腔分隔三个部分，其中，

所述勺状凹陷的上部为第一通道，该第一通道连通所述滑油进口以及所述第二滑油出口；

所述勺状凹陷的勺头与邻近的防冰支板侧壁形成弯头区；

所述勺状凹陷的下部为第二通道，该第二通道连通所述弯头区和所述第一滑油出口。

进一步的，定义w1为所述第一通道的宽度，定义d为所述第二滑油出口的宽度，定义w2为第二通道的宽度，定义所述第一通道的净宽度w0为：w0＝w1-d，所述第一通道的净宽度w0以及所述第二通道的宽度w2，满足：w0:w2＝3/2。

进一步的，所述勺状凹陷的勺头顶端至临近侧的所述防冰支板本体侧壁距离L为(w1+w2)/4。

进一步的，所述第一通道的宽度w1为106mm，所述第二通道的宽度w2为54mm，所述第二滑油出口的宽度d为25mm。

进一步的，所述第二滑油出口紧贴所述第一通道处的防冰支板本体侧壁。

进一步的，所述滑油进口的高度、所述第一通道的高度、所述第一滑油出口的高度、所述第二滑油出口的高度以及所述弯头区的高度均相等。