CN110318882B - 一种带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构 - Google Patents

一种带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构，在前缘冲击内腔的冲击孔板上设置以中心轴线对称的五角星形冲击孔，冲击孔板与五角星形通道固连，冲击孔板周向侧壁与帽罩前缘壁面间形成换热通道，从压气机引入的热气从五角星形冲击孔冲击喷射，经过冲击孔板流动至前缘冲击内腔换热区域，冲击至帽罩前缘壁面，由热气通道向前缘壁面周向流动，通过热气通道环形热气出口流出。该防冰结构在不增加冲击孔出流量的前提下，增强了帽罩前缘与热气通道冲击区壁面的整体换热效果，缓解了热气通道壁面换热不均的情况。将冲击孔型截面设计为五角星状，增加了热气出流冲击射流在周向上的分布，设计合理，结构简单。

Description

一种带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构
技术领域
本发明涉及航空发动机帽罩冷却技术，具体地说，涉及一种带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构。
背景技术
当航空发动机在低温气象条件下工作时，航空发动机的进口部件如进气道前缘、发动机进气部件中的整流帽罩会由于温度过低产生积冰现象。而当发动机整流帽罩实施的换热防冰措施不足、帽罩前缘周向换热能力不均就会有结冰产生。积冰可能会导致许多危害，首先由于前缘周向热气冲击换热能力不足，发动机帽罩前缘壁面后半部分靠近气流进入发动机的进口位置，积冰可能会导致进口位置产生堵塞，将会减少发动机的进口气流量，甚至会导致发动机产生喘振运行；其次，当积冰在帽罩前缘壁面的表面堆积或者脱掉时会造成风扇、螺旋桨不均匀转动，增大了发动机运行振动频率和幅度；最为严重的是，掉落的积冰易会打坏风扇或压气机的叶片、产生发动机运行故障甚至是事故。因此设计高效的帽罩前缘冲击换热结构，增强对帽罩前缘周向壁面的整体换热能力以及换热能力均匀度是保证航空发动机稳定工作的重要措施。
冲击射流增强换热是应用在涡轮叶片、发动机帽罩等部件的一种强化换热技术,即从压气机抽取压缩后的空气输运到帽罩前缘内部通道，在压力差作用下将气体闯过一定形状的喷口喷射到帽罩前缘内壁面上，由于流体直接冲击在壁面上,边界层很薄,因而在冲击区能得到非常理想的换热结果，冲击后沿内表面向后侧流动，对帽罩前缘进行加热，以达到帽罩前缘不结冰的目的。对于常规的帽罩前缘防冰，抽取的气量大，但高换热区域小。
专利CN201420003992中公开了“一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构”，该结构针对前缘区域单位面积防冰热需求量大的问题，前缘采用冲击换热结构形式；防冰热气流动方向为由帽罩前缘沿热气通道往后流动，充分利用防冰热气初始温度高的特点来解决帽罩前缘单位面积热量需求大的问题，有效地利用了防冰热气较高的初始焓值。同时，帽罩中段设置防冰热气射流孔，加强中段及尾端的防冰热量供给；防冰热气最终通过帽罩尾端部位的排气孔排出。虽然该结构中对前缘区域单位面积防冰热需求量大的问题，应用了冲击换热结构，但由于冲击孔型的限制，热气射流对于帽罩前缘壁面的换热效果均匀度依然受限，进而降低了帽罩前缘的对流换热强度以及热气的利用效率。
在文献“航空发动机旋转帽罩结冰表面换热系数研究”(《推进技术》，doi：10.13675/j.cnki.tjjs.2017.04.016)，文中提出一种旋转帽罩的结构，但旋转部件相对于静止部件的加工精度要求高，部件易损坏。
发明内容
为了避免现有技术存在的不足,本发明提出一种带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构，该防冰结构在不增加冲击孔出流量的前提下，增强了帽罩前缘与热气通道冲击区壁面的整体换热效果，缓解了热气通道壁面换热不均的情况，将冲击孔型截面设计为五角星形，增加了热气出流冲击射流在周向上的分布，设计合理，结构简单。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括五角星形冲击孔、冲击孔板、前缘冲击内腔、帽罩前缘壁面、换热通道和热气通道出口，其特征在于在前缘冲击内腔的冲击孔板上设置有以中心轴线对称的五角星形冲击孔，冲击孔板与五角星形通道固连，冲击孔板周向侧壁与帽罩前缘壁面间形成换热通道，帽罩前缘壁面内侧的前缘冲击内腔为冲击换热区域，从压气机引入的热气从五角星形冲击孔冲击喷射，经过冲击孔板流动至前缘冲击内腔区域冲击至帽罩前缘壁面，由换热通道向前缘壁面周向流动，沿热气通道出口流出；
所述五角星形冲击孔出口位于距热气通道出口处帽罩总高度H的67.56％处，五角星形冲击孔五个内角角度为β，五个角围绕帽罩轴线呈均匀分布，五角星边长为a，换热通道高度为b，五角星形冲击孔热气管道外壁面为圆柱形，管道内部的横截面在长度L范围内任意一处均为正五角星形，冲击孔热气管道外径为27mm；
所述冲击孔板的外径为60mm，冲击孔板距帽罩前缘顶端距离为51mm，五角星形热气管道长度L为100mm，帽罩总高度H为148mm。
所述五角星形冲击孔中心位于圆锥形帽罩的中轴线上。
有益效果
本发明提出的一种带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构，在不增加冲击孔出流量的前提下，增强了帽罩前缘与热气通道冲击区壁面的整体换热效果，缓解了热气通道壁面换热不均的情况，将冲击孔型截面设计为五角星状，增加了热气出流冲击射流在周向上的分布，设计合理，结构简单，其特点在于整流帽罩整体形状为圆锥形，整流帽罩防冰传热结构由内外两层薄壁组成，两层薄壁之间形成一条换热通道。将帽罩前缘内部通道的常规圆形冲击孔优化为截面积相同的五角星形冲击孔，冲击孔两侧分别为帽罩前缘内壁面侧的气流出口和与压气机抽气通道相连的气流入口。五角星形孔中心在圆锥形帽罩轴线上，五角星的五个角沿圆周均匀分布，边长均相等且根据圆形冲击孔面积不同而边长略有变化。该结构增强了冲击换热强度，从而得到提高帽罩前缘壁面换热强度的效果，并有效缓解了热气通道壁面换热不均的情况，具有良好的冲击换热特性和较好的加工可实施性。
本发明带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构，采用相同截面积的冲击孔，可以在帽罩前缘形成稳定的换热区域，针对帽罩前缘防冰这个目标，在保持和圆形冲击孔热气流量大小相同的条件下，有高换热区域分布更广，换热效果更好的特点，即可在保证原有换热的条件下，适当降低抽取的热气量，进而提高发动机性能的作用。可用于各种航空发动机整流帽罩中。
附图说明
下面结合附图和实施方式对本发明一种带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构作进一步详细说明。
图1为本发明带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构示意图。
图2为本发明带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构右视图。
图3为本发明带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构剖视图。
图4为五角星形冲击孔型与圆形孔型展向平均Nu对比示意图。
图中:
1.五角星形冲击孔 2.冲击孔板 3.前缘冲击内腔 4.帽罩前缘壁面 5.热气通道6.热气通道出口
β为五角星形冲击孔的内角 a为五角星边长 L为五角星形管道的长度
b为热气通道高度 H为帽罩总高度
具体实施方式
本实施例是一种带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构。
参阅图1～图4，本实施例带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构，由五角星形冲击孔1，冲击孔板2，前缘冲击内腔3，帽罩前缘壁面4，换热通道5和热气通道出口6组成；其中，在前缘冲击内腔3的冲击孔板2上设置有以中心轴线对称的五角星形冲击孔1，冲击孔板2与五角星形通道固定连接，冲击孔板2周向侧壁与帽罩前缘壁面4间形成换热通道，帽罩前缘壁面4内侧的前缘冲击内腔3为冲击换热区域，从压气机引入的热气从五角星形冲击孔1喷射经过冲击孔板2流动至前缘内腔区域冲击至帽罩前缘壁面4，由热气通道向前缘壁面周向流动，通过热气通道出口6流出。五角星形冲击孔1中心位于圆锥形帽罩的中轴线上。五角星形冲击孔出口位于距热气通道出口处帽罩总高度H的67.56％处；五角星形冲击孔五个内角角度β均为36°，五个角围绕帽罩轴线呈均匀分布，五角星边长a均为7.3mm，热气通道高度b为6mm，五角星形冲击孔热气管道外壁面为圆柱形，管道内部的横截面在长度L范围内任意一处均为正五角星形结构，冲击孔热气管道外壁面外径为27mm。冲击孔板2的外径为60mm，冲击孔板2距帽罩前缘顶端距离为51mm，五角星形热气管道长度L为100mm，帽罩总高度H为148mm。
本实施例中，来自压气机引流的热气流经五角星形热气管道，通过冲击孔板2，从五角星形冲击孔1中吹出进入帽罩前缘冲击内腔3，对帽罩前缘壁面4进行冲击换热，最终通过热气通道5流出并同时对前缘壁面进行对流换热。在孔截面积相同的条件下，五角星形冲击孔1的内接圆半径相对于圆形孔半径小，因此在相同流量下，五角星形冲击孔1中心的射流速度高于圆形孔，提升了帽罩前缘内壁面的冲击换热强度，而通过五角星形孔的五个角流出的热气扩大了冲击面积，使热气在帽罩前缘内壁面的分布更广。
图4给出了相同截面积下圆形冲击孔和五角星形冲击孔的平均Nu数对比图。从对比图可以看出，在X/D>3的前缘区域，五角星形冲击孔的换热效果明显要好于圆形冲击孔，换热Nu平均高出圆形冲击孔超过50％；而在X/D>3的其余区域，五角星形冲击孔1与圆形冲击孔的换热效果则基本相一致。该结构增强了冲击换热强度，从而得到提高帽罩前缘壁面换热强度的效果，有效地缓解了热气通道壁面换热不均的情况。

Claims (2)

1.一种带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构，包括五角星形冲击孔、冲击孔板、前缘冲击内腔、帽罩前缘壁面、换热通道和热气通道出口，其特征在于:在前缘冲击内腔的冲击孔板上设置有以中心轴线对称的五角星形冲击孔，冲击孔板与五角星形通道固连，冲击孔板周向侧壁与帽罩前缘壁面间形成换热通道，帽罩前缘壁面内侧的前缘冲击内腔为冲击换热区域，从压气机引入的热气从五角星形冲击孔冲击喷射，经过冲击孔板后，流动至前缘冲击内腔区域，并冲击至帽罩前缘壁面，由换热通道向前缘壁面周向流动，沿热气通道出口流出；
所述五角星形冲击孔出口位于距热气通道出口处帽罩总高度H的67.56％处，五角星形冲击孔五个内角角度为β，五个角围绕帽罩轴线呈均匀分布，五角星边长为a，换热通道高度为b，五角星形冲击孔热气管道外壁面为圆柱形，管道内部的横截面在长度L范围内任意一处均为正五角星形，冲击孔热气管道外径为27mm；
所述冲击孔板的外径为60mm，冲击孔板距帽罩前缘顶端距离为51mm，五角星形热气管道长度L为100mm，帽罩总高度H为148mm。
2.根据权利要求1所述的带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构，其特征在于:所述五角星形冲击孔中心位于圆锥形帽罩的中轴线上。
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