CN110529255A - 一种圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，在冲击内腔侧的冲击孔板上设置有圆弧形导流板结构；整流帽罩防冰传热结构由内外两层薄壁组合而成，两层薄壁中间形成换热通道，从压气机引入的热气从冲击孔喷射经过带有圆弧形导流板的冲击孔板流动至前缘内腔区域冲击至帽罩前缘壁面，通过热气通道向前缘壁面周向流动，由热气环形出口流出。该冲击换热结构通过前凸的圆弧形导流板将帽罩前缘内腔中形成的滚转流场向前挤压，使得冲击前缘区壁面的气流的流速更高，从而提高帽罩前缘壁面区域的冲击换热性能。导流板可提高帽罩前缘壁面区域的冲击换热性能，且具有较好的加工实施性，可应用于各种航空发动机整流帽罩中。
Description
技术领域
本发明涉及发动机帽罩防冰技术，具体地说，涉及一种圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构。
背景技术
当飞机飞行穿过存在过冷水滴、冰晶以及冻雨和降雪的低温大气云层时，许多部件如机翼、尾翼的前缘、风挡玻璃、进气道前缘，及发动机进气部件支撑板、整流罩等都会产生积冰。当发动机进口端部件实施的防冰措施不足就会有结冰产生。积冰的产生对发动机会产生非常严重危害，不仅会对发动机的正常工作进行阻碍，还有可能对发动机产生严重性损坏，因此发动机的防冰装置是保证飞机能安全飞行的重要组成部分。
气热防冰原理是使用高压压气机引来的热空气加热需要防护的表面，使积冰融化或者水蒸发以防止结冰，其优点是工艺比较成熟，结构简单，质量轻和可靠性较高，其缺点是压气机引气会使发动机性能恶化。在气热式防冰装置设计中，高效的换热结构能够在保证防冰效果的同时降低防冰装置引气量，从而提高航空发动机性能。
航空发动机通常在进口位置处会设置整流帽罩，当发动机在结冰气象条件下工作时，整流帽罩外表面会出现结冰现象，随着气流的冲刷和发动机振动等因素的影响，帽罩表面的冰可能会脱落并被发动机吸入，给发动机带来严重的损害，甚至造成机毁人亡的事故。传统热气防冰系统利用发动机引气从内部加热待防护表面，已广泛应用于各类发动机的前缘进气部件。
在文献“航空发动机帽罩热气膜防冰的加热特性”(航空动力学报,2018.)文中，提出了不同射流雷诺数、相对冲击距数和气膜缝结构参数对冲击表面换热特性的影响。结果表明：增大射流雷诺数有利于提高内部冲击换热效果和外部气膜加热效果；最佳相对冲击距随射流雷诺数的增大而增大，在射流雷诺数为10000～50000范围内最佳，相对冲击距在5～8内取得；该文献研究了较多单孔射流冲击相关物理参数对冲击换热表面的影响规律，但未见提出单孔冲击孔出口处导流板的形状对冲击换热表面换热系数的影响规律，通过优化冲击孔出口处导流板的形状可以进一步加强冲击表面换热系数，从而提高传统发动机帽罩的防冰性能。
在专利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，但由于冲击孔与冲击换热的区域存在着一个较大的空腔，会使得热气的冲击速度降低，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。
发明内容
为了避免现有技术存在的不足，提高对于防冰热气的利用效率，本发明提出一种圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，该单孔冲击换热结构在冲击孔出口处加装圆弧形导流板，通过前凸的圆弧形导流板将帽罩前缘内腔中形成的滚转流场向前挤压，使得冲击前缘区壁面的气流的流速增高，从而进一步提高帽罩前缘壁面区域的冲击换热性能。
本发明解决其技术问题所采用的的技术方案是:包括进气大腔、冲击孔板、冲击孔、导流板、前缘冲击区内腔、帽罩前缘壁面、热气通道和热气环形出口，其特征在于在冲击内腔侧的冲击孔板上设置有以中心轴线对称的圆弧形导流板结构，导流板与帽罩前缘壁面中间形成热气通道，帽罩前缘壁面内侧的前缘冲击区内腔为冲击换热区域，从压气机引入的热气从冲击孔喷射经带有圆弧形导流板的冲击孔板流动至前缘内腔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，通过热气环形出口流出；
所述帽罩前缘壁面为圆锥形曲面结构，锥角角度取值范围为60～84°，帽罩前缘的倒圆内径d与冲击孔直径D的比值为0.5～2；
所述导流板为圆弧形，该导流板圆弧起点为冲击孔板与冲击孔出口端点处，终点为热气通道的起始部位，圆弧对应的圆心角取值范围为120～180°；
所述冲击孔为柱形圆孔，冲击孔长度与冲击孔直径的比值为0.25～1.25，冲击孔至帽罩前缘倒圆面的距离H与冲击孔直径D的比值为6～10。
所述热气通道从整流帽罩前端至热气环形出口，逐渐收缩变小。
有益效果
本发明提出的一种圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，在冲击内腔侧的冲击孔板上设置有圆弧形导流板结构；整流帽罩防冰传热结构由内外两层薄壁组合而成，两层薄壁中间形成一条换热通道，从压气机引入的热气从冲击孔喷射经过带有圆弧形导流板的冲击孔板流动至前缘内腔区域冲击至帽罩前缘壁面，通过热气通道向前缘壁面周向流动，通过环形热气出口流出。
本发明圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，在冲击孔孔板的冲击内腔侧加装圆弧形导流板，通过前凸的圆弧形导流板将帽罩前缘内腔中形成的滚转流场向前挤压，使得冲击前缘区壁面的气流的流速更高，从而进一步提高帽罩前缘壁面区域的冲击换热性能，且提高了传统发动机帽罩的换热性能。同时本发明新增的圆弧形导流板，不仅可以提高帽罩前缘壁面区域的冲击换热性能，还具有较好的加工实施性，可应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圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构作进一步详细的说明。
图1为本发明圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构轴测图。
图2为本发明圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构俯视图。
图3(a)为本发明图2的A-A向剖视图。
图3(b)为本发明图3(a)中的局部剖视图.
图4为本发明圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构与传统的发动机帽罩的冲击换热结构的帽罩内壁面的展向平均努塞尔数对比曲线。
图中:
1.进气大腔 2.冲击孔板 3.冲击孔 4.导流板 5.前缘冲击区内腔 6.帽罩前缘壁面 7.热气通道 8.热气环形出口
H为冲击孔与帽罩前缘倒圆面的距离
D为冲击孔直径 d为帽罩前缘的倒圆内径
具体实施方式
本实施例是一种圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构。
参阅图1、图2、图3(a)、图3(b)，本实例将圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构应用于航空发动机整流帽罩中的前缘冲击区域；圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构由进气大腔1、冲击孔板2、冲击孔3、导流板4、前缘冲击区内腔5、帽罩前缘壁面6、热气通道7和热气环形出口8组成；在冲击内腔侧的冲击孔板2上设置有以中心轴线对称的圆弧形导流板4结构，导流板4与帽罩前缘壁面6中间形成热气通道7，帽罩前缘壁面6内侧的前缘冲击区内腔5为冲击换热区域，从压气机引入的热气从冲击孔喷射经过带有圆弧形导流板的冲击孔板流动至前缘内腔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，通过热气环形出口8流出。其中，帽罩前缘壁面为圆锥形曲面结构，锥角角度取值范围为60～84°，帽罩前缘的倒圆内径d与冲击孔直径D的比值为0.5～2。导流板为圆弧形，该导流板圆弧起点为冲击孔板2与冲击孔3出口端点处，终点为热气通道的起始部位，圆弧对应的圆心角取值范围为120～180°。冲击孔3为柱形圆孔，冲击孔长度与冲击孔直径的比值为0.25～1.25，冲击距离，即冲击孔与帽罩前缘倒圆面的距离H与冲击孔直径D的比值为6～10。热气通道从整流帽罩前端至热气环形出口，逐渐收缩变小。
本实施例中，来自进气大腔1的热气经过冲击孔板2，从冲击孔3中吹出，由于冲击孔径较小，所以热气经过冲击孔3后，气流速度会进一步的提升，孔径越小，射流的核心速度越大，那么在前缘冲击区形成的涡流团的气流流速就越大，这会增强射流与壁面的冲击对流换热，使得前缘冲击区域换热效果增强，经过圆弧形导流板4的导流作用进入帽罩前缘冲击区的内腔。与传统的结构相比，圆弧形导流板会将前缘核心区中的滚转流场向前挤压，使得前缘区壁面附近气流的流速更高，因此前缘冲击区的换热区的换热性能会增加，对帽罩前缘壁面6进行冲击换热，最终通过热气通道7的热气环形出口8流出并同时对前缘壁面进行对流换热。
图4为在本实施例圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构与传统的发动机帽罩的冲击换热结构的帽罩内壁面的展向平均努塞尔数的对比示图。本实施例中，在X/D>3的区域中，圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构的展向平均Nu与原先结构基本相当，而在X/D<3的前缘冲击区，圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构的换热效果则有明显的提高，包括滞止区在内的前缘冲击区的展向平均Nu相比原来结构提高了约11％，这是因为圆弧形导流板会将前缘核心区中的滚转流场向前挤压，这使得前缘区壁面附近气流的流速更高，从而使得前缘冲击区的换热区的换热性能增加。
Claims (2)
1.一种圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，包括进气大腔、冲击孔板、冲击孔、导流板、前缘冲击区内腔、帽罩前缘壁面、热气通道和热气环形出口，其特征在于:在冲击内腔侧的冲击孔板上设置有以中心轴线对称的圆弧形导流板结构，导流板与帽罩前缘壁面中间形成热气通道，帽罩前缘壁面内侧的前缘冲击区内腔为冲击换热区域，从压气机引入的热气从冲击孔喷射经带有圆弧形导流板的冲击孔板流动至前缘内腔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，通过热气环形出口流出；
所述帽罩前缘壁面为圆锥形曲面结构，锥角角度取值范围为60～84°，帽罩前缘的倒圆内径d与冲击孔直径D的比值为0.5～2；
所述导流板为圆弧形，该导流板圆弧起点为冲击孔板与冲击孔出口端点处，终点为热气通道的起始部位，圆弧对应的圆心角取值范围为120～180°；
所述冲击孔为柱形圆孔，冲击孔长度与冲击孔直径的比值为0.25～1.25，冲击孔至帽罩前缘倒圆面的距离H与冲击孔直径D的比值为6～10。
2.根据权利要求1所述的圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，其特征在于:所述热气通道从整流帽罩前端至热气环形出口，逐渐收缩变小。
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