CN104088704B - 一种具有与防冰壁面共形的航空发动机热气防冰腔装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种具有与防冰壁面共形的航空发动机热气防冰腔装置，该防冰腔装置包括有防冰腔接口件、密封件、支撑件、防冰腔端盖、整流隔板和整流钉。整流隔板置于防冰腔外壁与防冰腔内壁之间，使防冰腔室分离为三个腔室。整流隔板上均匀阵列开设有安装孔，安装孔内安装有整流钉。布置在整流隔板上的销钉阵列，可以扰动第三腔室内防冰热气的流动，增加热气流动的湍流度，从而强化热气和防冰壁面的对流换热性能；由于阵列销钉是安装在柔性复合材料板上的，使得增加的阵列销钉不会破坏防冰腔的结构，且质量减轻，减低了供气不稳定导致的防冰腔体的刚性震动。

Description

一种具有与防冰壁面共形的航空发动机热气防冰腔装置

技术领域

本发明涉及一种用于航空发动机进气道上的防冰腔，更特别地说，是指一种具有与进气道内通道壁共形的航空发动机热气防冰腔装置。

背景技术

航空发动机都设计有防冰系统，而且多从压气机中间级或压气机后引热空气加温来防冰，这样就要增加发动机燃油消耗。为了提高航空发动机的效率，防冰系统只是在结冰环境下才投入工作。因此，航空发动机研究领域中环境结冰与发动机防冰问题也是一个比较重要的研究课题。

喷气由飞机上的进口(或发动机短舱进口)至发动机进口所经过的一段管道称为发动机的进气道。燃气涡轮发动机的进气道用于从外界吸入空气，将空气供给发动机并在较高的飞行马赫数下利用气流速度减速增压。由进气道、进气道控制装置、放气门和辅助进气门、附面层吸除装置和防止外来物进入的防护装置等组成的系统，称为进气系统。

飞机在结冰条件下飞行时，发动机的进气道、进气部件和动力装置均可能发生结冰。这些部件的结冰对发动机的影响很大，轻则会使发动机的功率降低，重则能造成发动机的损坏。所以，为了保证飞机的飞行安全，对发动机防冰是十分必要的。

防冰系统中的防冰腔的结构形式对防冰的效果影响很大，这个影响主要由防冰通道内的热空气与蒙皮间的换热系数及热空气向外的传热面积不同引起。飞机的防冰系统分为电防冰和热防冰，发动机的进气道和机翼防冰主要是靠发动机的热引气，而空速管和风挡则是依靠电加温来防冰的。发动机防冰系统采用发动机压气机引出的热空气来防冰。是将发动机产生的热气引入防冰腔内，为了提高防冰效果，降低能量消耗，需要合理地设计防冰腔。

在《航空发动机原理》廉筱纯，吴虎编著，于2005年6月第1版西北工业大学出版社出版。在“第1章航空燃气涡轮发动机主要类型及其性能指标”中介绍了多种发动机的结构，同时在发动机结构图中指明了进气道的所在。从图中可知不同发动机的进气道结构是不同的。一般地，防冰通道的结构与进气道的结构是近似的，因为防冰通道会随着进气道的结构改变而变化。进气道的唇口部分通常做成翼型形式，其通道形状既要保证通道内有足够均匀的速度场，又要使压气机的进口具有最大的总压恢复系数，若进气道唇口结冰，首先会改变唇口翼型形状，导致内表面气动特性恶化，其次会减小气流的流通面积，使进入发动机的气流流量减小，降低了发动机的推力。不仅如此，若发动机的进气道唇口的积冰脱落，可能跟随气流进入发动机而打伤大转速的压气机叶片，造成发动机损伤及停车。飞行试验表明，在轻度和中度积冰条件下，飞机甚至不能爬升到12000英尺的高度，冰风洞试验结果显示，发动机效率损失了近20％。

发明内容

为了使防冰腔与进气道的结构共形，从而提高航空发动机进气道防冰通道的热性能，避免发动机进气道内壁结冰，保护航空发动机的运行安全性和稳定性，本发明设计了一种具有与防冰壁面共形的航空发动机热气防冰腔装置。该装置通过在防冰腔内设置柔性整流隔板将防冰腔分离为三个腔室，在整流隔板上设计阵列排布的孔来安装整流钉，在三个腔室通过的不同压力、不同传递速度的热气流时，柔性整流隔板会变形，变形后的柔性整流隔板挤压整流钉，让整流钉与防冰腔内壁接触传递热，阻止进气道结冰。本发明设计的防冰腔结构也可以应用到服役中的航空发动机的进气道的防冰腔中，在不改变进气道机械结构的前提下，提高了发动机进气道防冰通道的热性能。

本发明是一种具有与防冰壁面共形的航空发动机热气防冰腔装置，所述航空发动机热气防冰腔是指航空发动机进气道处设置的热气防冰腔，该热气防冰腔包括有防冰腔外壁(2)与防冰腔内壁(3)；在防冰腔外壁(2)与防冰腔内壁(3)之间设置有整流隔板(7)，整流隔板(7)上套接有支撑件(5)，防冰腔外壁(2)与防冰腔内壁(3)的一端安装有密封件(4)，另一端安装有防冰腔端盖(6)，防冰腔外壁(2)上设有热气入口(21)，热气入口(21)上安装有防冰腔接口件(1)；

整流隔板(7)与支撑件(5)将防冰腔外壁(2)与防冰腔内壁(3)分离为第一腔室(2A)、第二腔室(2B)和第三腔室(2C)；

防冰腔接口件(1)包括有圆形接头(11)和喇叭形接头(12)，圆形接头(11)与喇叭形接头(12)为铆接，喇叭形接头(12)与防冰腔外壁(2)上的热气入口(21)为铆接；

密封件(4)的一端为平面板，密封件(4)的另一端上设有第一凸台(4A)、第二凸台(4B)和凹槽(4C)，凹槽(4C)设置在第一凸台(4A)与第二凸台(4B)之间。所述凹槽(4C)用于安装整流隔板(7)的后端(72)；

支撑件(5)上设有D气流通孔(5A)，D气流通孔(5A)用于将热气从第一腔室(2A)进入第二腔室(2B)中；

防冰腔端盖(6)上均匀阵列开设有A气流通孔(6A)和B气流通孔(6B)，A气流通孔(6A)和B气流通孔(6B)用于热气排出；防冰腔端盖(6)的一端设有凸圆台(6C)，凸圆台(6C)与整流隔板(7)的前端(71)连接；

整流隔板(7)上均匀阵列开设有安装孔(7A)和C气流通孔(7B)，所述的C气流通孔(7B)位于整流隔板(7)的后端(72)；安装孔(7A)上安装有整流钉(8)；

整流钉(8)包括有T形圆柱(81)、锥形卡圈(82)和垫片(83)，T形圆柱(81)上套接锥形卡圈(82)和垫片(83)，锥形卡圈(82)与垫片(83)之间是整流隔板(7)。

在本发明中，在整流隔板(7)上安装多个整流钉(8)、并套接上支撑件(5)、两端安装密封件(4)和防冰腔端盖(6)构成防冰腔中间件，该防冰腔中间件能够与防冰腔外壁(2)与防冰腔内壁(3)形成的防冰腔共形。航空发动机热气防冰腔可以中矩形结构的，也可以是圆形结构的。

在本发明中，整流隔板(7)的长短于航空发动机进气道防冰通道的通道长2～5cm。

附图说明

图1是本发明的圆形热气防冰腔的外部结构图。

图1A是本发明的圆形热气防冰腔的另一视角外部结构图。

图1B是本发明的圆形热气防冰腔的正视结构图。

图1C是图1B的A-A剖视图。

图1D是本发明的圆形热气防冰腔的分解图。

图2是本发明的圆形热气防冰腔的防冰腔端盖结构图。

图3是本发明的圆形热气防冰腔的整流隔板结构图。

图4是本发明的圆形热气防冰腔的支撑件结构图。

图4A是本发明的圆形热气防冰腔的支撑件部分放大图。

图5是本发明的圆形热气防冰腔的密封件结构图。

图6是本发明的圆形热气防冰腔的整流钉结构图。

图7是本发明的圆形热气防冰腔的防冰腔接口件结构图。

图7A是本发明的圆形热气防冰腔的防冰腔接口件的剖视图。

图8是本发明的矩形热气防冰腔的外部结构图。

图8A是本发明的矩形热气防冰腔的分解图。

图9是应用本发明设计的防冰腔结构进行防冰模拟实验的防冰换热性能的提高百分比随供气流量变化的曲线图。

1.防冰腔接口件	11.圆形接头	12.喇叭形接头
			2.防冰腔外壁	21.热气入口	2A.第一腔室
2B.第二腔室	2C.第三腔室	3.防冰腔内壁
			4.密封件	4A.第一凸台	4B.第二凸台
4C.凹槽	5.支撑件	5A.D气流通孔
			6.防冰腔端盖	6A.A气流通孔	6B.B气流通孔
6C.内凸台	7.整流隔板	7A.安装孔
			7B.C气流通孔	71.隔板前端	72.隔板后端
8.整流钉	81.T形圆柱	82.锥形卡圈
			83.垫片	20.A防冰腔外壁	21.热气入口
30.A防冰腔内壁	40.A密封件	40A.凹槽
			40B.竖槽	50.A支撑件	5A.D气流通孔
60.A防冰腔端盖	60A.AA气流通孔	60B.AB气流通孔
			70.A整流隔板	7A.安装孔	7B.C气流通孔
71.隔板前端	72.隔板后端

具体实施方式

下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明。

参见图1、图1A、图1B、图1C、图1D所示，本发明设计了一种具有与防冰壁面共形的航空发动机热气防冰腔装置，该防冰腔装置包括有防冰腔接口件1、密封件4、支撑件5、防冰腔端盖6、整流隔板7和整流钉8。

参见图1C所示，在本发明中，整流隔板7置于防冰腔外壁2与防冰腔内壁3之间，且整流隔板7上套接支撑件5，整流隔板7与支撑件5能够将防冰腔外壁2与防冰腔内壁3之间的防冰腔室分离为第一腔室2A、第二腔室2B和第三腔室2C。

参见图1、图1D、图3所示，在本发明中，整流隔板7的构形依据防冰腔外壁2与防冰腔内壁3的构形来定，整流隔板7可以是圆桶形的，也可以是矩形的。防冰腔外壁2和防冰腔内壁3为航空发动机进气道防冰通道的结构。防冰腔外壁2上设有热气入口21，热气入口21与防冰腔接口件1的喇叭形接头12铆接。防冰腔外壁2与防冰腔内壁3的高度记为h。

防冰腔接口件1

参见图1、图1C、图1D、图7所示，防冰腔接口件1包括有圆形接头11和喇叭形接头12，圆形接头11与喇叭形接头12为铆接，喇叭形接头12与防冰腔外壁2上的热气入口21为铆接。

密封件4

参见图1、图1D、图5所示，密封件4的一端为平面板，密封件4的另一端上设有第一凸台4A、第二凸台4B和凹槽4C，凹槽4C设置在第一凸台4A与第二凸台4B之间。所述凹槽4C用于安装整流隔板7的后端72。

支撑件5

参见图1、图1D、图4、图4A所示，支撑件5上设有D气流通孔5A，D气流通孔5A用于将从第一腔室2A进入第二腔室2B的热气进行流量的再分配，阻挡热气减弱，使热气相对均匀稳定，实现稳流。D气流通孔5A的直径记为d_5A，且 $d_{5A}=(\frac{1}{12}~\frac{1}{6})h.$

在本发明中，支撑件5上设计的D气流通孔5A可以是一层、二层或者三层，当为二层或者三层设计时，D气流通孔5A采用交叉分布。

在本发明中，设置在整流隔板7与防冰腔外壁2之间的支撑件5可以放置多个，至少为1个。支撑件5在整流隔板7与防冰腔外壁2之间的通道中为卡紧安装。支撑件5一方面能够起到支撑起整流隔板7，另一方面能够对热气进行稳流。

防冰腔端盖6

参见图1、图1B、图1C、图1D、图2所示，防冰腔端盖6上均匀阵列开设有A气流通孔6A和B气流通孔6B，A气流通孔6A和B气流通孔6B用于热气排出。防冰腔端盖6的一端设有凸圆台6C，凸圆台6C与整流隔板7的前端71连接。

在本发明中，防冰腔端盖6上设计的A气流通孔6A和B气流通孔6B采用交叉分层分布，有利于热气的快速排出，提高热气的流动性。

在本发明中，防冰腔端盖6上设计的A气流通孔6A和B气流通孔6B的孔直径可以是相同的，也可以是不同的。一般地，孔直径为d_6A表示防冰腔端盖6上设计的气流通孔的直径。

整流隔板7

参见图1、图1C、图1D、图3所示，整流隔板7上均匀阵列开设有安装孔7A和C气流通孔7B，所述安装孔7A中安装有整流钉8，所述的C气流通孔7B位于整流隔板7的后端72。整流隔板7的直径记为d₇，整流隔板7的长短于航空发动机进气道防冰通道的通道长2～5cm。

在本发明中，整流隔板7上设计的C气流通孔7B为矩形孔形状，该C气流通孔7B用于热气通过，即热气从第二腔室2B注入第三腔室2C进行流量的再分配，使热气平稳流动，实现稳流。C气流通孔7B的长记为C气流通孔7B的宽记为且

在本发明中，整流隔板7上设计的安装孔7A与整流钉8的直径相同。

在本发明中，整流隔板7采用碳纤维增强耐热环氧树脂复合材料加工。

整流钉8

参见图1、图1D、图6所示，整流钉8包括有T形圆柱81、锥形卡圈82和垫片83，T形圆柱81上套接锥形卡圈82和垫片83。锥形卡圈82与垫片83之间是整流隔板7。整流钉8的T形圆柱81的直径记为d₈，

在本发明中，T形圆柱81的一端顺次穿过垫片83、整流隔板7上的安装孔7A后，在套接上锥形卡圈82。在整流隔板7上安装多个整流钉8、并套接上支撑件5，两端安装密封件4和防冰腔端盖6构成防冰腔中间件。

在本发明中，整流钉8采用铜加工。

在本发明中，整流钉8阵列排布在整流隔板7上，使得第三腔室2C中布置了排气孔阵，这可以使得进入第三腔室2C内的热气更加合理和均匀。

矩形共形的防冰腔中间件结构设计

参见图8、图8A所示，若防冰腔为矩形结构时，则防冰腔中间件也设计成矩形结构。由于为矩形防冰腔，故A密封件40、A支撑件50、A防冰腔端盖60和A整流隔板70的结构随着变化。

A密封件40为U形结构，A密封件40上设有供安装A整流隔板70的凹槽40A，A密封件40的两个支撑臂上相对设有供安装A支撑件50的竖槽40B。

A支撑件50为矩形结构，A支撑件50上设有供热气通过的气流通孔。

A防冰腔端盖60为T形结构，A防冰腔端盖60上设有供热气通过的气流通孔，A防冰腔端盖60的一面板上设有矩形凸台。

A整流隔板70为矩形结构，A整流隔板70上均匀阵列开设有用于安装整流钉8的安装孔7A，A整流隔板70的后端设有供热气通过的矩形气流通孔。

圆共形防冰腔中间件的实施例

将圆共形防冰腔中间件安装在某型号的航空发动机进气道的防冰腔模拟件中，防冰腔的高度为5mm(即上下通道各2mm，整流隔板高度1mm)，整流钉的直径为3mm，整流钉垂直于流向间距为37.5mm，平行于流向间距为50mm。

热气流量为45.4Kg/hour，防冰壁面实际平均换热热流密度为3600W/m²。

在本发明中，在航空发动机进气道的防冰腔模拟件中安装本发明设计的圆共形防冰腔中间件与未安装圆共形防冰腔中间件进行对比：在防冰腔换热达到稳态工况时，防冰壁面平均对流换热努谢尔数提高了23.66％，参见图9所示。

本发明设计的防冰腔与传统防冰腔的不同及优点在于：

1、本发明的防冰腔中间件与防冰腔内壁面共形，能够提供流动性强的热气，阻止了积冰会破坏发动机进气道内壁面，破换通道内空气的流动稳定性，从而影响发动机的性能。

2、本发明的防冰腔中间件让防冰腔分离成多腔室，多腔室能够将热气进行分段，形成不同压力、不同流速的流动热气，从而提高防冰系统的防冰效果。

3、本发明的防冰腔中间件将防冰腔设计成双层通道的形式(即第一腔室与第二腔室为外通道，第三腔室为内通道)，防冰热气经过防冰腔接口件1进入外通道，流动非常不稳定，分布也不均匀，经过外通道的流动可以使得到达防冰工作段(第二腔室、第三腔室)的流动热气更加稳定，第二腔室对热气可以起到稳流的作用，第一腔室与第二腔室的分隔采用联通孔排结构，可以使得到达第二腔室、第三腔室的热气分布更加合理和均匀。内通道(第三腔室)内的流动热气起到了工作段的隔热作用。

4、布置在整流隔板上的销钉阵列，首先，可以扰动第三腔室内防冰热气的流动，增加热气流动的湍流度，从而强化热气和防冰壁面的对流换热性能；其次，阵列销钉是安装在柔性复合材料板上的，通过内外通道内的气压作用在柔性复合材料板表面，将复合材料板上阵列销钉紧紧的顶在防冰腔内壁面上，阵列销钉与防冰腔内壁面的紧密连接，可以增加防冰腔内壁面的换热面积，从而强化热气和防冰腔内壁面的对流换热性能；第三，由于阵列销钉是安装在柔性复合材料板上的，使得增加的阵列销钉不会破坏防冰腔的结构；第四，采用柔性复合材料板作为整流隔板，可以减轻质量，减低由于供气不稳定导致的防冰腔体的刚性震动。

Claims (7)

1.一种具有与防冰壁面共形的航空发动机热气防冰腔装置，所述航空发动机热气防冰腔是指航空发动机进气道处设置的热气防冰腔，该热气防冰腔包括有防冰腔外壁(2)与防冰腔内壁(3)，其特征在于：在防冰腔外壁(2)与防冰腔内壁(3)之间设置有整流隔板(7)，整流隔板(7)上套接有支撑件(5)，防冰腔外壁(2)与防冰腔内壁(3)的一端安装有密封件(4)，另一端安装有防冰腔端盖(6)，防冰腔外壁(2)上设有热气入口(21)，热气入口(21)上安装有防冰腔接口件(1)；

整流隔板(7)与支撑件(5)将防冰腔外壁(2)与防冰腔内壁(3)分离为第一腔室(2A)、第二腔室(2B)和第三腔室(2C)；

防冰腔接口件(1)包括有圆形接头(11)和喇叭形接头(12)，圆形接头(11)与喇叭形接头(12)为铆接，喇叭形接头(12)与防冰腔外壁(2)上的热气入口(21)为铆接；

密封件(4)的一端为平面板，密封件(4)的另一端上设有第一凸台(4A)、第二凸台(4B)和凹槽(4C)，凹槽(4C)设置在第一凸台(4A)与第二凸台(4B)之间；所述凹槽(4C)用于安装整流隔板(7)的后端(72)；

支撑件(5)上设有D气流通孔(5A)，D气流通孔(5A)用于将热气从第一腔室(2A)进入第二腔室(2B)中；

防冰腔端盖(6)上均匀阵列开设有A气流通孔(6A)和B气流通孔(6B)，A气流通孔(6A)和B气流通孔(6B)用于热气排出；防冰腔端盖(6)的一端设有凸圆台(6C)，凸圆台(6C)与整流隔板(7)的前端(71)连接；

整流隔板(7)上均匀阵列开设有安装孔(7A)和C气流通孔(7B)，所述的C气流通孔(7B)位于整流隔板(7)的后端(72)；安装孔(7A)上安装有整流钉(8)；

整流钉(8)包括有T形圆柱(81)、锥形卡圈(82)和垫片(83)，T形圆柱(81)上套接锥形卡圈(82)和垫片(83)，锥形卡圈(82)与垫片(83)之间是整流隔板(7)。

2.根据权利要求1所述的一种具有与防冰壁面共形的航空发动机热气防冰腔装置，其特征在于：当防冰腔外壁(2)与防冰腔内壁(3)形成的防冰腔为矩形时，则整流隔板(7)、支撑件(5)和防冰腔端盖(6)为矩形结构，且密封件(4)为U形结构。

3.根据权利要求1所述的一种具有与防冰壁面共形的航空发动机热气防冰腔装置，其特征在于：当防冰腔外壁(2)与防冰腔内壁(3)形成的防冰腔为圆形时，则整流隔板(7)、密封件(4)、支撑件(5)和防冰腔端盖(6)为圆形结构。

4.根据权利要求1所述的一种具有与防冰壁面共形的航空发动机热气防冰腔装置，其特征在于：整流隔板(7)采用碳纤维增强耐热环氧树脂复合材料加工，整流钉(8)采用铜加工。

5.根据权利要求1所述的一种具有与防冰壁面共形的航空发动机热气防冰腔装置，其特征在于：整流隔板(7)的长短于航空发动机进气道防冰通道的通道长2～5cm。

6.根据权利要求1所述的一种具有与防冰壁面共形的航空发动机热气防冰腔装置，其特征在于：防冰腔外壁(2)与防冰腔内壁(3)的高度记为h，则支撑件(5)的D气流通孔(5A)的孔直径为防冰腔端盖(6)的气流通孔的孔直径为整流隔板(7)的矩形C气流通孔(7B)的长整流钉(8)的T形圆柱(81)的直径 $d_8=(\frac{1}{6}~1)h.$

7.根据权利要求1所述的一种具有与防冰壁面共形的航空发动机热气防冰腔装置，其特征在于：在航空发动机进气道的防冰腔模拟件中安装本发明设计的圆共形防冰腔中间件与未安装圆共形防冰腔中间件进行对比：在防冰腔换热达到稳态工况时，防冰壁面平均对流换热努谢尔数提高了23.66％。