CN114893299B - 一种航空发动机复合材料进口部件的防冰结构 - Google Patents
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Abstract
本申请提供了一种航空发动机复合材料进口部件的防冰结构，所述防冰结构包括：帽罩，所述帽罩包括构成帽罩曲面外形的帽罩外壁和用于支撑帽罩外壁的内锥体，所述帽罩外壁与内锥体之间形成有用于对帽罩外壁防冰的加热通道，所述内锥体中心具有流道，所述帽罩外壁上具有多个周向分布的支板通气孔；喷管，所述喷管至少部分的伸入所述内锥体的流道内，通过所述喷管与所述内锥体构成引射装置；以及支板，所述支板连接所述帽罩及机匣以固定所述帽罩。本申请提供的除冰结构可以高效的对帽罩前端外壁进行加热及对支板进行有效的热防护，降低复合材料结构所承受的热冲击，能在满足防冰要求的前提下，减小发动机引气量，有效降低飞机发动机代偿损失。
Description
技术领域
本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种航空发动机复合材料进口部件的防冰结构。
背景技术
当飞机在温度低于零度和小马赫数条件下飞行时，由于空气中存在过冷水滴，会使发动机进口整流支板和整流帽罩表面结冰。整流支板和帽罩结冰会改变支板和帽罩的气动外形，导致气动性能下降，同时支板结冰会减小气流的进气面积，积冰脱落还会打伤发动机部件，造成机械损伤，因此需要对发动机进口部件进行防冰保护。
热气防冰是实现发动机防冰功能的主要方式，一般采用对流、冲击等加热方式。但由于发动机前向隐身及减重的需求，进口部件由金属材料转变为采用复合材料，但由于复合材料导热系数低，传统的防冰传热结构对于复合材料防冰部件的加热效果不理想，不能满足复合材料防冰部件的防冰需求。由于复合材料加热效率不高，热气的需求量较大，不利于发动机性能的提高。传统的防冰传热流路，热气均先经由支板再进入帽罩，而整流支板采用“气膜”吹袭后可能会导致进入帽罩的气流量减少，从而导致帽罩的防冰能力欠佳。
发明内容
本申请的目的是提供了一种航空发动机复合材料进口部件的防冰结构，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
本申请的技术方案是：一种航空发动机复合材料进口部件的防冰结构，所述防冰结构包括：
帽罩，所述帽罩包括构成帽罩曲面外形的帽罩外壁和用于支撑帽罩外壁的内锥体，所述帽罩外壁与内锥体之间形成有用于对帽罩外壁防冰的加热通道，所述内锥体中心具有流道，所述帽罩外壁上具有多个周向分布的支板通气孔；
喷管，所述喷管至少部分的伸入所述内锥体的流道内，通过所述喷管与所述内锥体构成引射装置；以及
支板，所述支板连接所述帽罩及机匣以固定所述帽罩。
进一步的，所述帽罩外壁与内锥体之间均匀的分布有若干筋肋，通过所述筋肋加强帽罩外壁与内锥体之间的换热效果。
进一步的，所述流道包括靠近帽罩前端的平直段和远离帽罩前端的扩张段，所述喷管部分插入所述扩张段内而与所述内锥体之间形成引射通道。
进一步的，所述支板包括内支板和外支板，所述内支板沿着长度方向从内支板的前端向后端设置有连通的射流孔、射流通道和稳压腔，所述稳压腔连通帽罩外壁的支板通气孔；
所述外支板包裹部分的内支板，且所述外支板与内支板之间具有间隙，所述间隙形成微通道换热器，在所述微通道换热器的后端具有集气腔，连通所述集气腔的外支板侧壁设有气膜孔。
进一步的，所述集气腔的截面宽度大于所述微通道换热器的截面宽度。
进一步的，所述气膜孔与支板长度方向的夹角为60°～90°。
进一步的，所述外支板与所述内支板通过螺钉连接。
进一步的，在所述帽罩外壁的内侧壁上敷设传热结构。
本申请提供的除冰结构可以高效的对帽罩前端外壁进行加热及对支板进行有效的热防护，降低复合材料结构所承受的热冲击，能在满足防冰要求的前提下，减小发动机引气量，有效降低飞机发动机代偿损失。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请的复合材料进口部件防冰结构原理图。
图2为本申请中的帽罩结构示意图。
图3为本申请中的支板结构剖面图。
图4为本申请中的内支板径向剖面示意图。
图5为本申请中的外支板径向剖面示意图。
图6为本申请中的支板总体结构示意图。
图7为本申请中的支板内热气流路示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
为了克服现有技术中采用复合材料的进气部件防冰效果不佳、热气需求量大等问题，申请提出了一种可用于航空发动机复合材料进气部件的防冰结构。
如图1所示，本申请提供的防冰结构通过在帽罩1内耦合一套引射装置，该引射装置能够从发动机喷管3(喷管3后侧可设置调节阀4)后引入高温高压气体，从而实现对帽罩前端壁面和支板2进行防冰，用于解决航空发动机复合材料进口机匣部件的防冰问题，可以有效满足发动机防冰需求。
如图2所示，该防冰结构的帽罩1包括构成帽罩曲面外形的帽罩外壁11、用于支撑帽罩外壁11的内锥体12，帽罩1的帽罩外壁11与内锥体12之间具有间隙，该间隙形成帽罩外壁11的防冰加热通道。优选的，帽罩外壁11与内锥体12之间均匀分布若干弯扭状延伸的筋肋13，通过筋肋13加强帽罩外壁11与内锥体12间的热气换热效果。
其中，内锥体12的中心形成有一流道，该流道包括靠近帽罩前端的平直段122和远离帽罩前端的扩张段121，喷管3部分插入扩张段121中而与内锥体12之间形成引射通道。喷管3和内锥体12构成引射装置。
在帽罩外壁11的末端具有多个周向分布的支板通气孔14，从帽罩外壁11内侧的防冰加热通道流过的部分高温高压气体可以从支板通气孔14流向支板2，另一部分的高温高压气体又能够从扩张段121与喷管3间的引射通道流向帽罩前端。
如图3～图7所示，支板2包括内支板21和外支板22，内支板21嵌套在外支板22内，两者通过螺钉伸入螺钉孔224后进行连接。其中，内支板21沿着其长度方向从内支板21的前端向后端设置有射流孔213、射流通道212和稳压腔211，射流孔213、射流通道212和稳压腔211均连通。外支板22的前部包裹在内支板21的前部外侧，且与内支板21之间具有间隙，该间隙构成微通道换热器221，在微通道换热器221的尾端具有面积较大的集气腔222，在该集气腔222对应的外支板22侧壁设有气膜孔223。在本申请一些实施例中，气膜孔223与支板的长度方向的夹角为60°～90°。外支板22的后部包裹在内支板21上形成紧密的连接结构。
本申请的防冰结构利用航空发动机高压压气机引来的高温空气对整流支板和整流帽罩进行加热防冰，除冰的热气流路如下：
高温高压热气首先经过引射装置的喷管3进入内锥体12内的流道，采用射流冲击的方式加热帽罩前缘，随后高温高压热气由帽罩外壁11与内锥体12间的防冰加热通道对帽罩表面进行加热；
由该防冰加热通道流出的热气分成两部分，一部分热气回流进入引射装置的射流通道，以增大局部流量，提升换热效果；另一部分热气从帽罩外壁11的支板通气孔14进入支板2的稳压腔211内，并依次通过射流通道212及射流孔213射流冲击支板2的前缘，之后再进入外支板22与内支板21间的微通道换热器221加热外支板的侧壁防护区域，最后由外支板22侧壁上的气膜孔233吹袭形成气膜覆盖在支板2的外表面，通过微通道换热器221加热支板表面和气膜孔223吹袭形成气膜两种方式耦合，达到支板2的防冰要求。
在本申请优选实施例中，在帽罩外壁11的内侧可敷设传热结构15(例如涂层)，通过传热结构15以加快热量的传递，提高热传递效率。
本申请提供的除冰结构可以高效的对帽罩前端外壁进行加热及对支板进行有效的热防护，降低复合材料结构所承受的热冲击，能在满足防冰要求的前提下，减小发动机引气量，有效降低飞机发动机代偿损失。
本申请的除冰结构克服了复合材料导热系数低带来的防冰难度大的问题，有效地降低防冰系统用气量，提高发动机性能。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (8)
1.一种航空发动机复合材料进口部件的防冰结构，其特征在于，所述防冰结构包括：
帽罩(1)，所述帽罩(1)包括构成帽罩曲面外形的帽罩外壁(11)和用于支撑帽罩外壁(11)的内锥体(12)，所述帽罩外壁(11)与内锥体(12)之间形成有用于对帽罩外壁防冰的加热通道，所述内锥体(12)中心具有流道，所述帽罩外壁(11)上具有多个周向分布的支板通气孔(14)；
喷管(3)，所述喷管(3)至少部分的伸入所述内锥体(12)的流道内，通过所述喷管(3)与所述内锥体(12)构成引射装置；以及
支板(2)，所述支板连接所述帽罩(1)及机匣以固定所述帽罩(1)。
2.如权利要求1所述的航空发动机复合材料进口部件的防冰结构，其特征在于，所述帽罩外壁(11)与内锥体(12)之间均匀的分布有若干筋肋(13)，通过所述筋肋(13)加强帽罩外壁(11)与内锥体(12)之间的换热效果。
3.如权利要求1所述的航空发动机复合材料进口部件的防冰结构，其特征在于，所述流道包括靠近帽罩前端的平直段(122)和远离帽罩前端的扩张段(121)，所述喷管(3)部分插入所述扩张段(121)内而与所述内锥体(12)之间形成引射通道。
4.如权利要求1所述的航空发动机复合材料进口部件的防冰结构，其特征在于，所述支板(2)包括内支板(21)和外支板(22)，所述内支板(21)沿着长度方向从内支板(21)的前端向后端设置有连通的射流孔(213)、射流通道(212)和稳压腔(211)，所述稳压腔(211)连通帽罩外壁的支板通气孔(14)；
所述外支板(22)包裹部分的内支板(21)，且所述外支板(22)与内支板(21)之间具有间隙，所述间隙形成微通道换热器(221)，在所述微通道换热器(221)的后端具有集气腔(222)，连通所述集气腔(222)的外支板(22)侧壁设有气膜孔(223)。
5.如权利要求4所述的航空发动机复合材料进口部件的防冰结构，其特征在于，所述集气腔(222)的截面宽度大于所述微通道换热器(221)的截面宽度。
6.如权利要求4所述的航空发动机复合材料进口部件的防冰结构，其特征在于，所述气膜孔(223)与支板(2)长度方向的夹角为60°～90°。
7.如权利要求4至6任一所述的航空发动机复合材料进口部件的防冰结构，其特征在于，所述外支板(22)与所述内支板(21)通过螺钉连接。
8.如权利要求1所述的航空发动机复合材料进口部件的防冰结构，其特征在于，在所述帽罩外壁(11)的内侧壁上敷设传热结构(15)。
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