CN203753413U - 一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构 - Google Patents

一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构 Download PDF

Info

Publication number
CN203753413U
CN203753413U CN201420003992.9U CN201420003992U CN203753413U CN 203753413 U CN203753413 U CN 203753413U CN 201420003992 U CN201420003992 U CN 201420003992U CN 203753413 U CN203753413 U CN 203753413U
Authority
CN
China
Prior art keywords
calotte
icing
cover hood
rectification
heat transfer
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201420003992.9U
Other languages
English (en)
Inventor
袁美名
刘国朝
周建军
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute
Original Assignee
AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute filed Critical AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute
Priority to CN201420003992.9U priority Critical patent/CN203753413U/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN203753413U publication Critical patent/CN203753413U/zh
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Landscapes

  • Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)

Abstract

一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，包括帽罩内壁前缘射流孔，帽罩内壁上周向均布的射流孔，防冰热气通道，帽罩尾端的通气孔；其中：整流帽罩为圆锥或者椭圆锥结构，整流帽罩防冰传热结构由内外两层薄壁组成，两层薄壁之间的距离从整流帽罩前端到尾端，逐渐变小，中间形成一条换热通道；帽罩内壁前缘射流孔位于整流帽罩前端，帽罩内壁上周向均布的射流孔与整流帽罩轴线所夹锐角度数为30～60°。本实用新型的优点：合理的利用了防冰热气的焓值，有效提高了防冰热气的使用效率，节约了防冰热气引气量，减少了防冰引气带来的代偿损失，有利于提高发动机总体性能。

Description

一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构
技术领域
本实用新型涉及航空发动机领域，特别涉及了一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构。
背景技术
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。
实用新型内容
本实用新型的目的是为了有效防冰，特提供了一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构
本实用新型提供了一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，其特征在于：所述的航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，包括帽罩内壁前缘射流孔1，帽罩内壁上周向均布的射流孔2，防冰热气通道3，帽罩尾端的通气孔4；
其中：整流帽罩为圆锥或者椭圆锥结构，整流帽罩防冰传热结构由内外两层薄壁组成，两层薄壁之间的距离从整流帽罩前端到尾端，逐渐变小，中间形成一条换热通道；帽罩内壁前缘射流孔1位于整流帽罩前端，帽罩内壁上周向均布的射流孔2与整流帽罩轴线所夹锐角度数为30～60°。
所述的帽罩尾端的通气孔4的个数与发动机支板数目相同。
所述的帽罩内壁上周向均布的射流孔2个数优选为10个。
所述的航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，能很好的满足整流帽罩表面各个区域的防冰热量分配需求。
针对整流帽罩外表面水撞击特性及防冰热载荷需求的分布情况，对防冰热量进行了合理的分配，充分发挥了防冰热气的效能，避免影响发动机总体性能的问题出现，为航空发动机进口部件防冰系统设计提供了一种可靠的传热结构。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防冰热气通道往后流动，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。
本实用新型的优点：
本实用新型所述的航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，合理的利用了防冰热气的焓值，有效提高了防冰热气的使用效率，节约了防冰热气引气量，减少了防冰引气带来的代偿损失。有利于提高发动机总体性能。
附图说明
下面结合附图及实施方式对本实用新型作进一步详细的说明：
图1为航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构示意图。
具体实施方式
实施例1
本实用新型提供了一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，其特征在于：所述的航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，包括帽罩内壁前缘射流孔1，帽罩内壁上周向均布的射流孔2，防冰热气通道3，帽罩尾端的通气孔4；
其中：整流帽罩为圆锥或者椭圆锥结构，整流帽罩防冰传热结构由内外两层薄壁组成，两层薄壁之间的距离从整流帽罩前端到尾端，逐渐变小，中间形成一条换热通道；帽罩内壁前缘射流孔1位于整流帽罩前端，帽罩内壁上周向均布的射流孔2与整流帽罩轴线所夹锐角度数为30°。
所述的帽罩尾端的通气孔4的个数与发动机支板数目相同。
所述的航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，能很好的满足整流帽罩表面各个区域的防冰热量分配需求。
针对整流帽罩外表面水撞击特性及防冰热载荷需求的分布情况，对防冰热量进行了合理的分配，充分发挥了防冰热气的效能，避免影响发动机总体性能的问题出现，为航空发动机进口部件防冰系统设计提供了一种可靠的传热结构。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防冰热气通道往后流动，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。
实施例2
本实用新型提供了一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，其特征在于：所述的航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，包括帽罩内壁前缘射流孔1，帽罩内壁上周向均布的射流孔2，防冰热气通道3，帽罩尾端的通气孔4；
其中：整流帽罩为圆锥或者椭圆锥结构，整流帽罩防冰传热结构由内外两层薄壁组成，两层薄壁之间的距离从整流帽罩前端到尾端，逐渐变小，中间形成一条换热通道；帽罩内壁前缘射流孔1位于整流帽罩前端，帽罩内壁上周向均布的射流孔2与整流帽罩轴线所夹锐角度数为45°。
所述的帽罩尾端的通气孔4的个数与发动机支板数目相同。
所述的帽罩内壁上周向均布的射流孔2个数优选为10个。
所述的航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，能很好的满足整流帽罩表面各个区域的防冰热量分配需求。
针对整流帽罩外表面水撞击特性及防冰热载荷需求的分布情况，对防冰热量进行了合理的分配，充分发挥了防冰热气的效能，避免影响发动机总体性能的问题出现，为航空发动机进口部件防冰系统设计提供了一种可靠的传热结构。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防冰热气通道往后流动，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。
实施例3
本实用新型提供了一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，其特征在于：所述的航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，包括帽罩内壁前缘射流孔1，帽罩内壁上周向均布的射流孔2，防冰热气通道3，帽罩尾端的通气孔4；
其中：整流帽罩为圆锥或者椭圆锥结构，整流帽罩防冰传热结构由内外两层薄壁组成，两层薄壁之间的距离从整流帽罩前端到尾端，逐渐变小，中间形成一条换热通道；帽罩内壁前缘射流孔1位于整流帽罩前端，帽罩内壁上周向均布的射流孔2与整流帽罩轴线所夹锐角度数为60°。
所述的帽罩尾端的通气孔4的个数与发动机支板数目相同。
所述的帽罩内壁上周向均布的射流孔2个数优选为10个。
所述的航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，能很好的满足整流帽罩表面各个区域的防冰热量分配需求。
针对整流帽罩外表面水撞击特性及防冰热载荷需求的分布情况，对防冰热量进行了合理的分配，充分发挥了防冰热气的效能，避免影响发动机总体性能的问题出现，为航空发动机进口部件防冰系统设计提供了一种可靠的传热结构。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防冰热气通道往后流动，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。

Claims (3)

1.一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，其特征在于：所述的航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，包括帽罩内壁前缘射流孔（1），帽罩内壁上周向均布的射流孔（2），防冰热气通道（3），帽罩尾端的通气孔（4）；
其中：整流帽罩为圆锥或者椭圆锥结构，整流帽罩防冰传热结构由内外两层薄壁组成，两层薄壁之间的距离从整流帽罩前端到尾端，逐渐变小，中间形成一条换热通道；帽罩内壁前缘射流孔（1）位于整流帽罩前端，帽罩内壁上周向均布的射流孔（2）与整流帽罩轴线所夹锐角度数为30～60°。
2.按照权利要求1所述的航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，其特征在于：所述的帽罩尾端的通气孔（4）的个数与发动机支板数目相同。
3.按照权利要求1所述的航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，其特征在于：所述的帽罩内壁上周向均布的射流孔（2）个数优选为10个。
CN201420003992.9U 2014-01-03 2014-01-03 一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构 Expired - Fee Related CN203753413U (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201420003992.9U CN203753413U (zh) 2014-01-03 2014-01-03 一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201420003992.9U CN203753413U (zh) 2014-01-03 2014-01-03 一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN203753413U true CN203753413U (zh) 2014-08-06

Family

ID=51248715

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201420003992.9U Expired - Fee Related CN203753413U (zh) 2014-01-03 2014-01-03 一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN203753413U (zh)

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106428573A (zh) * 2015-06-26 2017-02-22 罗斯蒙特航天公司 用于防止积冰的系统和方法
CN107061013A (zh) * 2017-03-30 2017-08-18 中国航发沈阳发动机研究所 一种用于发动机进口旋转整流帽罩的热气防冰方法
CN108757180A (zh) * 2018-05-31 2018-11-06 中国航发沈阳发动机研究所 发动机防冰旋转帽罩
CN109630273A (zh) * 2018-11-23 2019-04-16 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩
CN110318881A (zh) * 2019-07-10 2019-10-11 西北工业大学 一种孔板前倾式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构
CN110318882A (zh) * 2019-07-10 2019-10-11 西北工业大学 一种带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构
CN110529255A (zh) * 2019-07-10 2019-12-03 西北工业大学 一种圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构
CN113090391A (zh) * 2021-05-11 2021-07-09 西北工业大学 一种带有气膜孔与前缘冲击的帽罩防冰传热结构
CN113357010A (zh) * 2021-05-23 2021-09-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机前向雷达隐身结构
CN113882952A (zh) * 2020-07-03 2022-01-04 中国航发商用航空发动机有限责任公司 进气整流罩、燃气涡轮发动机以及热气防冰方法

Cited By (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106428573A (zh) * 2015-06-26 2017-02-22 罗斯蒙特航天公司 用于防止积冰的系统和方法
CN107061013A (zh) * 2017-03-30 2017-08-18 中国航发沈阳发动机研究所 一种用于发动机进口旋转整流帽罩的热气防冰方法
CN107061013B (zh) * 2017-03-30 2019-05-24 中国航发沈阳发动机研究所 一种用于发动机进口旋转整流帽罩的热气防冰方法
CN108757180A (zh) * 2018-05-31 2018-11-06 中国航发沈阳发动机研究所 发动机防冰旋转帽罩
CN109630273A (zh) * 2018-11-23 2019-04-16 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩
CN110318882A (zh) * 2019-07-10 2019-10-11 西北工业大学 一种带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构
CN110318881A (zh) * 2019-07-10 2019-10-11 西北工业大学 一种孔板前倾式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构
CN110529255A (zh) * 2019-07-10 2019-12-03 西北工业大学 一种圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构
CN110529255B (zh) * 2019-07-10 2021-08-13 西北工业大学 一种圆弧导流式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构
CN110318882B (zh) * 2019-07-10 2021-09-07 西北工业大学 一种带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构
CN110318881B (zh) * 2019-07-10 2021-09-14 西北工业大学 一种孔板前倾式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构
CN113882952A (zh) * 2020-07-03 2022-01-04 中国航发商用航空发动机有限责任公司 进气整流罩、燃气涡轮发动机以及热气防冰方法
CN113090391A (zh) * 2021-05-11 2021-07-09 西北工业大学 一种带有气膜孔与前缘冲击的帽罩防冰传热结构
CN113357010A (zh) * 2021-05-23 2021-09-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机前向雷达隐身结构
CN113357010B (zh) * 2021-05-23 2022-08-19 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机前向雷达隐身结构

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN203753413U (zh) 一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构
CN106762147B (zh) 一种发动机防冰系统
CN104791020A (zh) 一种具有纵向相交肋冷却结构的燃气透平叶片
CN102673793A (zh) 一种飞机辅助动力装置排气引射系统
CN104088704B (zh) 一种具有与防冰壁面共形的航空发动机热气防冰腔装置
CN205034346U (zh) 一种设备吊舱散热装置
CN104648674A (zh) 一种低阻风扇辅助引射进气装置
CN204231846U (zh) 一种导风罩及电子设备
CN204609950U (zh) 一种具有纵向相交肋冷却结构的燃气透平叶片
CN204787965U (zh) 高效节能的甲醇气体汽提换热器
CN201928566U (zh) 一种热交换器及应用该热交换器的通讯机柜
CN203214108U (zh) 一种涡轮叶片前缘冷却结构
CN203476508U (zh) 一种防冰螺塞组件结构
CN212202252U (zh) 一种带整流凸台的发动机帽罩
CN202109707U (zh) 一种具有电加热装置的油分离器
CN205543874U (zh) 横梁具有通风孔的配电柜
CN205405376U (zh) 一种计算机高效散热机箱
CN204925957U (zh) 一种计算机高效散热装置
CN204616267U (zh) 高压变频器辅助水冷散热系统
CN204231105U (zh) 双层结构立式电机冷却装置
CN208643833U (zh) 一种设有冷却通道的新型模具
CN202434922U (zh) 一种风电变流器机柜的散热结构
CN202353031U (zh) 一种大功率元件的通风散热装置
CN207706602U (zh) 一种细纱机的变频器散热装置
CN105644789A (zh) 飞机前冲压进气热交换装置

Legal Events

Date Code Title Description
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20140806

Termination date: 20220103