[发明专利]一种带有气膜孔与前缘冲击的帽罩防冰传热结构

说明书

本发明一种带有气膜孔与前缘冲击的帽罩防冰传热结构，属于航空发动机帽罩前缘气热防冰技术领域；包括冲击孔板、帽罩前缘壁面、帽罩内壁和帽罩外壁，帽罩内壁和帽罩外壁之间的环形间隙构成双层壁间热气通道，帽罩内壁内的空腔为进气腔；所述冲击孔板中心处开有直径为D的冲击孔，冲击孔板与帽罩前缘壁面之间的空腔为帽罩前缘冲击内腔；在帽罩外壁上设置有阵列气膜孔；进气腔内的热气通过冲击孔喷射至前缘内腔区域冲击帽罩前缘壁面，通过双层壁间热气通道流动加热外壁面后经气膜孔出流。通过热气与主流冷气的掺混提高了外部与帽罩换热的气体温度，从而实现了外部防冰的目的。同时吹拂空气中的冰晶，雨滴，降低其附着在帽罩表面的可能性。

技术领域

本发明属于航空发动机帽罩前缘气热防冰技术领域，具体涉及一种带有气膜孔与前缘冲击的帽罩防冰传热结构。

背景技术

当飞机穿过带有冰晶，雨滴的低温云层时。飞机上包括机翼，尾翼，进气道前缘，风挡玻璃等各部件表面结冰的可能性大大增加。冰层的积累将会改变飞机的气动特性，增加飞机重量，使飞机工作效率下降，甚至威胁飞机的运行安全，造成永久性损伤等。特别对于飞机发动机这种工作条件要求苛刻的部件，除冰结构是保证发动机运行的重要组成部分。

航空发动机进口前缘帽罩防冰的原理是从压气机引来高温气体，加热所需防冰的表面，使水分蒸发或者冰层融化。其优点是结构简单，质量轻便，工艺成熟以及可靠性高。其缺点是从压气机引气会使压气机工作环境恶化，以及发动机做功能力下降。高效的换热结构能够在达到防冰需求的同时，尽量降低引气量，保证发动机的工作性能。

在专利CN203753413U中于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。

虽然该结构对帽罩前缘单位面积防冰热需求量大的问题进行了解决，但是由于采用的冲击换热结构较为简单，换热强度不大，部分仍带有大量热量的气体只从尾部排出，造成了热量的浪费。同时热气在帽罩前缘壁面的冲击换热高效区域较小，仅考虑了内部防冰措施，忽略了外部防冰措施。

发明内容

要解决的技术问题：

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种带有气膜孔与前缘冲击的帽罩防冰传热结构，即在帽罩外壁设置一定数量的气膜孔，利用内部冲击换热强化前缘区域的防冰效果，使冲击换热后的气体，在与外壁面对流换热的过程中通过气膜孔在帽罩外侧形成气体薄膜，通过内部热气与外部冷空气的掺混提高了与帽罩外壁面实际接触的气体温度，从而达到外部防冰的目的。同时对冰晶，雨滴等有一定的吹拂作用，降低其附着在帽罩表面的可能性。有效利用了压气机来流的高温气体，提高帽罩防冰的综合效果。

本发明的技术方案是：一种带有气膜孔与前缘冲击的帽罩防冰传热结构，包括冲击孔板、帽罩前缘壁面、帽罩内壁和帽罩外壁，所述帽罩内壁和帽罩外壁之间的环形间隙构成双层壁间热气通道，帽罩内壁内的空腔为进气腔；所述冲击孔板同轴安装于帽罩内壁的前缘，其中心处开有直径为D的冲击孔，冲击孔板与帽罩前缘壁面之间的空腔为帽罩前缘冲击内腔；其特征在于：还包括帽罩外壁上的阵列气膜孔；

所述气膜孔沿帽罩外壁母线呈线性阵列分布，沿母线方向孔间距为3.5～4.5D；位于所述帽罩前缘壁面的第一排气膜孔的轴线位于同一平面，所在平面与帽罩前缘倒圆面的距离为L，L与冲击孔直径D的比值为1.2～2.4；

进气腔内的热气通过冲击孔喷射至前缘内腔区域冲击帽罩前缘壁面，通过双层壁间热气通道流动加热外壁面后经气膜孔出流。

本发明的进一步技术方案是：所述帽罩外壁的气膜孔沿母线线性阵列分布共7排，每排14个孔沿周向均布。

本发明的进一步技术方案是：所述气膜孔的直径d₁与冲击孔直径D的比值为0.3～0.5。