CN111502828A - 发动机结冰适航进气构型及设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于直升机设计技术，具体涉及一种发动机进气防结冰适航设计方法。本发明发动机进气结冰适航设计方法，发动机上安装有进气兜，所述进气兜采用侧向进气，所述进气兜转弯侧面处设置有能在结冰下满足适航要求的防护结构。本发明发动机进气防结冰设计方法通过在发动机进气口设置有侧向进气带旁通口的进气防护网或侧向进气的防砂装置，能够在砂尘或非砂尘环境中，减少高原环境下的结冰情况，特别是在结冰环境下，仍能保证发动机的正常工作，发动机具备在在CCAR‑29部规定结冰条件下工作30min的能力，保障直升机高原工作环境的要求。

Description

发动机结冰适航进气构型及设计方法
技术领域
本发明属于直升机设计技术，具体涉及发动机结冰适航进气构型及设计方法。
背景技术
直升机穿过含有过冷水汽等具有结冰气象条件的云层时，发动机进气系统会出现结冰现象。结冰对发动机的正常工作是极其不利的，发动机进气系统结冰会改变进气气流通道的形状，减小发动机进气面积，增加总压损失，甚至堵塞进气道，造成发动机不能正常工作，引起飞行事故；在发动机和直升机振动的作用下，进气系统结冰层可能会脱落进入压气机而损伤发动机零部件，造成机械事故。在民用直升机的适航规章CCAR-27-R1《正常类旋翼航空器适航规定》的§27.1093条款进气系统防冰和CCAR-29-R1《运输类旋翼航空器适航规定》的§29.1093条款进气系统防冰中，都明确要求直升机研制过程中须证明直升机进气系统在结冰情况下有保证发动机正常工作的能力。因此,采用有效的设计方法保证发动机在进气系统在结冰情况下的工作能力是直升机设计中的关键技术之一。
现有技术如CN104507810A，提供的方案也是单纯为了防除冰设计，而在进气口设置防结冰栅格，但其方案无法保证发动机进气系统在适航条款规定的结冰环境下工作能力，也未经过适航条款验证，无法满足发动机进气系统结冰适航条款要求。
发明内容
本发明的目的：提供了一种保证发动机进气系统在结冰环境下的工作能力的发动机结冰适航设计进气构型及其设计方法。
本发明的技术方案：发动机结冰适航进气构型，其发动机上安装有进气兜，所述进气兜采用侧向进气，且进气兜进气口方向与航向形成大角度错开，形成转弯进气通道，所述进气兜侧面处设置有能在结冰下满足适航要求的防护结构。
所述转弯进气通道的大角度错开为90°转弯。
在非砂尘环境中，所述防护结构为进气防护网，所述进气防护网通过设置在发动机上的安装框架安装。
所述进气防护网航向后侧设置有旁通口。
所述进气防护网为规格的11.2mm×11.2mm的平纹不锈钢丝网。
在砂尘环境中，所述防护结构为防砂装置。
所述防砂装置包括防砂滤板、涡旋管、中间通道，其中，所述防砂滤板为弧形结构，中间通道设置在防砂滤板内侧，所述涡旋管排列设置在防砂滤板上，且错开中间通道设置。
所述防砂滤板上设置有与中间通道连通的出口。
所述涡旋管与直升机航向垂直。
所述的发动机结冰适航进气构型的设计方法，发动机上安装有进气兜，所述进气兜侧面进气口方向与航向基本垂直，使得进气兜的进气通道能够吸收航向气体，使得气流转弯，形成发动机侧面进气，并在进气兜侧面设置作为防护结构的进气防护网或防砂装置，从而能够在结冰下满足适航要求。
本发明的有益效果：本发明发动机进气防结冰设计方法通过在发动机上采用侧面进气的进气兜，进气兜上设置有防护结构，能够在砂尘和非砂尘环境中，结合侧面虹吸进气方式，可减少高原环境下的结冰情况，特别是在结冰环境下，发动机具备在在CCAR-29部规定结冰条件下工作30min的能力，保障直升机高原工作环境的要求。
附图说明
图1为本发明发动机进气防结冰适航设计方法实施例1的结构示意图；
图2为本发明发动机进气防结冰适航设计方法实施例2的结构示意图；
其中，1-发动机、2-进气兜、3-进气防护网、4-安装框架、5-旁通口、6-防砂滤板、7-涡旋管、8-中间通道、9-进气口。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明发动机结冰适航进气构型设计时，在发动机上安装进气兜，所述进气兜侧面进气口方向与航向基本垂直，使得进气兜的进气通道能够吸收航向气体，使得气流转弯，形成发动机侧面转弯进气，并在进气兜侧面进气口设置作为防护结构的进气防护网或防砂装置，从而能够有效改变进气气流流动性能，减少高原环境下的结冰情况，特别是能够在结冰环境下，仍能够保障足够进气气流，保证直升机发动机正常工作，满足结冰下的适航要求。
实施例1
请参阅图1，其是本发明发动机进气防结冰适航设计方法实施例1的结构示意图。本实施例中，主要针对非砂环境下，此时该防护结构为进气防护网，所述进气防护网安装在发动机进口，通过复合材料的安装框架固定在发动机进气口。采用11.2mm×11.2mm规格的平纹不锈钢丝网，可以有效防止结冰在进气防护网上聚集，减少高原寒冷结条件下的结冰情况。
结冰条件下，发动机采用侧向进气方式，发动机进气通过进气防护网进入发动机，结冰云层中过冷水滴进入发动机需要经过90°转弯。由于过冷水滴惯性较空气大，导致大部分过冷水滴在转弯过程中丢失，不会进入发动机进气口，从而有效减少进气气体水分，加上防护网阵材料和孔隙的特定设置，可以有效减少水汽凝聚，降低结冰率，同时侧向进气可有效减少迎风面积，减少过冷水滴在发动机进气口的撞击面积，减少发动机进气防护网结冰速率，使得在结冰环境下，直升机发动机能够在正常工作一定时间，满足适航要求。
另外，在发动机进气防护网后侧设计了旁通口，旁通口处于常开状态，开口面积约300cm2，直升机大部分处于前飞状态，旁通口设置在进气防护网航向后侧可有效避免发动机吸入前方异物，当进气防护网结冰情况下仍可保证发动机进气，从而进一步保障高原结冰环境下的适航要求。
实施例2
请参阅图2，其是本发明发动机进气防结冰适航设计方法实施例2的结构示意图。本实施例中，主要针对砂尘环境下，此时该防护结构为防砂装置。所述防砂装置包括防砂滤板、涡旋管、中间通道。其中，所述防砂滤板为弧形结构，中间通道设置在防砂滤板内侧。所述涡旋管内部为中空旋转通道，排列设置在防砂滤板上，且错开中间通道设置，涡旋管尽量采用整齐的布置，排列在中间通道两侧，方便及时将砂尘排出到中间通道，且涡旋管总数需满足发动机进气要求，同时，所述防砂滤板上设置有与中间通道连通的出口，用于排砂风机排出砂尘。
发动机进气通过防砂装置滤板上布置的涡旋管进入发动机。防砂滤板上涡旋管与直升机航向垂直布置，结冰条件下，结冰云层中过冷水滴进入防砂装置滤板上布置的涡旋管需要经过90°转弯再吸入进气兜，由于过冷水滴惯性较空气大，导致大部分过冷水滴在转弯过程中丢失，不会进入涡旋管入口，因此有效减少气流水分，降低结冰率。而水汽进入涡旋管后，在内部旋转通道传输，引导气流发生涡旋，实现水汽分离，进一步减少结冰情况。同时防砂滤板采用侧向布置，防砂滤板与机身外形一致，布置在直升机侧向，布置角度与机身外形一致，可有效减少发动机进气迎风面积，以减少过冷水滴在发动机进气口的撞击面积，达到减少发动机进气防护网结冰速率的目的，使得在结冰环境中，直升机发动机至少满足工作30min，满足结冰环境下的适航要求。
以上两种发动机进气结冰适航符合性设计方法均已通过地面喷洒塔验证，均满足适航条款要求。
以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.发动机结冰适航进气构型，其特征在于，发动机上安装有进气兜，所述进气兜采用侧向进气，且进气兜进气口方向与航向形成大角度错开，形成转弯进气通道，所述进气兜侧面处设置有能在结冰下满足适航要求的防护结构。
2.根据权利要求1所述的发动机结冰适航进气构型，其特征在于，所述转弯进气通道的大角度错开为90°转弯。
3.根据权利要求2所述的发动机结冰适航进气构型，其特征在于，在非砂尘环境中，所述防护结构为进气防护网，所述进气防护网通过设置在发动机上的安装框架安装。
4.根据权利要求3所述的发动机结冰适航进气构型，其特征在于，所述进气防护网航向后侧设置有旁通口。
5.根据权利要求4所述的发动机结冰适航进气构型，其特征在于，所述进气防护网为规格的11.2mm×11.2mm的平纹不锈钢丝网。
6.根据权利要求3所述的发动机结冰适航进气构型，其特征在于，在砂尘环境中，所述防护结构为防砂装置。
7.根据权利要求6所述的发动机结冰适航进气构型，其特征在于，所述防砂装置包括防砂滤板、涡旋管、中间通道，其中，所述防砂滤板为弧形结构，中间通道设置在防砂滤板内侧，所述涡旋管排列设置在防砂滤板上，且错开中间通道设置。
8.根据权利要求7所述的发动机结冰适航进气构型，其特征在于，所述防砂滤板上设置有与中间通道连通的出口。
9.根据权利要求8所述的发动机结冰适航进气构型，其特征在于，所述涡旋管与直升机航向垂直。
10.权利要求1所述的发动机结冰适航进气构型的设计方法，其特征在于，发动机上安装有进气兜，所述进气兜侧面进气口方向与航向基本垂直，使得进气兜的进气通道能够吸收航向气体，使得气流转弯，形成发动机侧面进气，并在进气兜侧面设置作为防护结构的进气防护网或防砂装置，从而能够在结冰下满足适航要求。
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