[发明专利]一种飞机双蒙皮防冰腔结构及换热方法

说明书

本发明属于飞机环境控制领域，涉及一种飞机双蒙皮防冰腔结构及换热方法。本发明方案飞机双蒙皮防冰腔结构，包括双蒙皮、前腔部分(8)、后腔部分(9)；本发明采用了变径化铣通道的双蒙皮防冰腔方式，优化了防冰腔的传热分配路径，增多了防冰系统的性能调节方向，解决了上下翼面同弦长防护区但热量需求不一致的传热问题。较于常规单蒙皮或双蒙皮防冰腔设计，将防冰腔的换热效率进一步提高，降低了引气量的需求，为飞机能源供给优化分配提供了新的方向。

技术领域

本发明属于飞机环境控制领域，涉及一种飞机双蒙皮防冰腔结构及换热方法。

背景技术

目前波音、空客等国内外系列运输飞机的防冰腔防冰方式，均为不化铣的双蒙皮或单蒙皮防冰腔，采用双蒙皮防冰腔结构更为复杂，是换热效率最好的一种防冰腔方式，但由于结构复杂，且国内外军民用飞机上均提供了足够不使用最优换热效率的防冰腔结构的引气量，因此现有的飞机上还未出现过双蒙皮且非均匀化铣的防冰腔方式存在。

而基于国内现有的发动机技术，在民用飞机必须选用国产发动机的前提下，飞机引气量不足会是短时间内一直持续存在的问题，为此产生了一种双蒙皮化铣结构设计的防冰腔结构。为最大化的利用热气开展腔内换热，让热气流入最需要的地方，基于上下翼面接近弧长防护区且上翼面大于下翼面热量需求不均等的情况下，让更多的热气流入上翼面的化铣通道中。因此设计出了一种换热效率好的飞机翼面变径化铣通道的双蒙皮防冰腔。

发明内容

本发明的目的是填补现有飞机采用双蒙皮变径化铣设计的防冰腔的缺失，通过借助现有双蒙皮或单蒙皮防冰腔的设计思路，设计一个适用于上下翼面接近弧长防护区且上翼面大于下翼面热量需求的双蒙皮变径化铣设计的防冰腔结构，提高了防冰系统的换热效率，减低了防冰系统的引气量需求。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种飞机双蒙皮防冰腔结构，其特征在于，包括双蒙皮、前腔部分8、后腔部分9；

其中，所述双蒙皮部分包括下内蒙皮3、上内蒙皮4、外蒙皮5；下内蒙皮3与外蒙皮5固定连接，上内蒙皮4与外蒙皮5固定连接，所述外蒙皮5的内表面设有多个化铣通道6及非化铣部分7，与下内蒙皮3、上内蒙皮4组成热气流通道；所述前腔部分8是由内外蒙皮与前腔挡板10围和的一个封闭空间，前腔部分8内，笛形管1的笛形孔2与下内蒙皮3、上内蒙皮4的对接口处对应，所述后腔部分是由后腔挡板11、下内蒙皮3、上内蒙皮4及前腔挡板10围和的一个封闭空间，后腔部分9的内外蒙皮上设有排气格栅14，与后腔挡板11连接处设有上入口12及下入口13。

笛形管1为管状结构，在管壁上均匀排布多个笛形孔，笛形孔间的距离为25-40mm，笛形孔的直径为1.6-2.1mm。笛形管1的管径为30-50cm。笛形管1与下内蒙皮3、上内蒙皮4的对接口处的外蒙皮距离为40-50mm。所述化铣通道6的宽度为30-40mm，高度为1.2-1.8mm。两个化铣通道6之间为非化铣部分7，宽度为40-50mm。下内蒙皮3、上内蒙皮4的对接口处的距离为8-12mm。非化铣部分7的两端采用收缩设计，宽度减小10-15mm。笛形管1通过支架连接在肋隔板上。

一种飞机双蒙皮防冰腔结构的换热方法，其特征在于，热气通过笛形管1的笛形孔2喷射至前腔部分8经由下内蒙皮3、上内蒙皮4对接开口，流入至外蒙皮5的化铣通道6中并沿展向对非化铣部分7进行传热，而后通过上入口12及下入口13流至后腔部分9，在后腔中混合后通过排气格栅14排出机外。

本发明的优点：本发明的一种飞机双蒙皮防冰腔结构和传热方法，采用了变径化铣通道的双蒙皮方式，优化了防冰腔的传热分配路径，增多了防冰系统的性能调节方向，解决了上下翼面同弦长但热量需求不一致的传热问题。较于常规双蒙皮防冰腔设计，将防冰腔的换热效率进一步提高，降低了引气量的需求，为飞机能源供给优化分配提供了新的方向。

附图说明

图1为本发明提供的一种飞机翼面前缘双蒙皮防冰腔结构示意图

图2为防冰腔前后腔结构及气流方向示意图