CN208778104U - 发动机进口整流帽罩 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种发动机进口整流帽罩，整流帽罩包括帽罩外壁和帽罩内壁，帽罩外壁与帽罩内壁之间形成热气通道，帽罩外壁内表面上设置有多个凹坑，多个凹坑与帽罩外壁前缘的最小水平距离大于等于40毫米并且小于等于60毫米，多个凹坑与前缘的最大水平距离大于等于150毫米并且小于等于170毫米。本实用新型通过在帽罩外壁的内表面上开设有多个凹坑，多个凹坑与帽罩外壁前缘的最小水平距离大于等于40毫米并且小于等于60毫米，多个凹坑与帽罩外壁前缘的最大水平距离大于等于150毫米并且小于等于170毫米，通过将凹坑分布在上述的范围内，极大地增加了帽罩外壁内表面与防冰热气之间的对流换热强度，从而使得整流帽罩的防冰效果更好。
Description
技术领域
本实用新型属于航空发动机技术领域，具体涉及一种发动机进口整流帽罩。
背景技术
整流帽罩是涡扇发动机进口部件中需要采取防冰措施的主要部件之一。当发动机在飞行过程中遭遇结冰环境时，过冷水滴撞击在整流帽罩表面上可发生结冰现象。帽罩上的积冰改变了帽罩气动型面，增大了发动机进口流场的畸变度，使发动机的气动性能以及可操作性降低。当积冰达到一定体积，帽罩表面积冰极有可能受前方气流冲刷或发动机运转产生振动的影响发生脱落并被发动机吸入，为发动机内部转子部件带来严重的损害，甚至造成机毁人亡的事故。现有技术中的航空发动机进口整流帽罩主要依靠热气与帽罩热气通道之间的对流换热来使帽罩表面积冰脱落，热气通道内不具备强化换热结构，导致整流帽罩防冰效果较差。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述问题。
实用新型内容
本实用新型的目的在于提供一种发动机进口整流帽罩来克服或至少减轻现有技术中的至少一个上述问题。
为实现上述目的，本实用新型提供了一种发动机进口整流帽罩，所述整流帽罩包括帽罩外壁和帽罩内壁，所述帽罩外壁与所述帽罩内壁之间形成第一热气通道，所述帽罩外壁内表面上设置有多个凹坑，多个所述凹坑与所述帽罩外壁前缘的最小水平距离大于等于40毫米并且小于等于60毫米，多个所述凹坑与所述前缘的最大水平距离大于等于150毫米并且小于等于170毫米。
优选的，每相邻两个所述凹坑之间的距离大于等于2毫米并且小于等于4毫米。
优选的，所述凹坑深度大于等于0.5毫米并且小于等于0.8毫米。
优选的，所述凹坑的截面为圆弧形凹坑。
优选的，所述圆弧形凹坑的过其中心的截面并以凹坑的曲率延长所形成的圆的直径大于等于0.8毫米并且小于等于1.4毫米。
优选的，所述帽罩外壁的前缘开设有热气出口，所述整流帽罩的尾部设置有热气入口。
优选的，所述帽罩外壁的内部开设有第二热气通道，所述第二热气通道与所述热气出口连通，在所述帽罩外壁内表面上每相邻两所述凹坑之间开设有一个热气孔，所述热气孔与所述第二热气通道连通。
本实用新型通过在帽罩外壁的内表面上开设有多个凹坑，多个凹坑与帽罩外壁前缘的最小水平距离大于等于40毫米并且小于等于60毫米，多个凹坑与帽罩外壁前缘的最大水平距离大于等于150毫米并且小于等于170毫米，通过将凹坑分布在上述的范围内，极大地增加了帽罩外壁内表面与防冰热气之间的对流换热强度，从而使得整流帽罩的防冰效果更好。同时，通过设置凹坑之间的距离大于等于2毫米并且小于等于4毫米，凹坑的深度大于等于0.5毫米并且小于等于0.8毫米，能够进一步地增强帽罩外壁内部凹面与防冰热气之间的对流换热强度，热量利用率较高。
附图说明
图1是本实用新型实施例提供的整流帽罩的结构示意图；
图2是本实用新型实施例提供的折柳帽罩凹坑分布示意图；
图3是图1中A处的局部放大图；
图4是本实用新型实施例提供的热气出口分布示意图。
附图标记：
10、帽罩外壁；11、凹坑；12、热气孔；13、第二热气通道；20、帽罩内壁；30、热气出口；40、热气入口。
具体实施方式
为使本实用新型实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。下面结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明。
在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型保护范围的限制此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
本实用新型的实施例提供了一种发动机进口整流帽罩，通过增强镇流帽罩与防冰热气之间的对流换热，来是帽罩表面积冰脱落，从而达到整流帽罩防冰的效果。
参见图1，整流帽罩包括帽罩外壁10和帽罩内壁20，帽罩外壁10和帽罩内壁20之间形成热气通道，用于通入防冰热气，通过防冰热气与帽罩外壁10的对流换热来实现帽罩的防冰效果，在帽罩外壁10的内表面上设置多个凹坑11，其中，多个凹坑11的设置范围为：凹坑11与帽罩外壁10前缘的最小水平距离大于等于40毫米并且小于等于60毫米，凹坑11与帽罩外壁10前缘的最大水平距离大于等于150毫米并且小于等于170毫米，通过这种分布方式，能够增强帽罩外壁10与防冰热气之间的对流交换，从而极大地增加了帽罩防冰效果。
需要说明的是，参见图2，凹坑11与帽罩外壁10前缘的最小水平距离为图2中b1所示的距离，凹坑11与帽罩外壁10前缘的最大水平距离为图2中b2所示的距离，可以理解的是，凹坑11分布在距离帽罩外壁10前缘水平距离从b1到b2的范围内。
在一些可选的实施例中，每相邻两个凹坑11之间的距离大于等于2毫米并且小于等于4毫米。
凹坑11的深度大于等于0.5毫米并且小于等于0.8毫米，凹坑11的深度。
在防冰热气通入到热气通道中时，每相邻两凹坑11之间的距离以及凹坑11的深度决定了防冰热气与帽罩外壁10之间的对流交换效率，增加对流换热强度，从而使整流帽罩具有较好的防冰效果。
参见图3，凹坑11的截面为圆弧形凹坑，该圆弧形凹坑11的过其中心的截面并以凹坑11的曲率延长所形成的圆的直径大于等于0.8毫米并且小于等于1.4毫米。将凹坑11设置成圆弧形，能够更有利于防冰热气流入或流出凹坑11中，使防冰热气与帽罩外壁10的换热效率显著地增加，相比于其他形状的凹坑11，例如，截面为矩形的凹坑会使得部分热量不能有效的传递到帽罩外壁的最外侧从而降低防冰热气热量的利用率。
参见图2、图3和图4，在帽罩外壁10的前缘开设有热气出口30，整流帽罩的尾部设置有热气入口40，通过将防冰热气从热气入口40通入并从热气出口30处引出，在这个过程中，防冰热气与帽罩外壁10上的凹坑11进行对流换热，使得整流帽罩具有防冰的效果。其中，在帽罩外壁10上开设有多个热气出口30，多个热气出口30呈环状分布，主要集中在整流帽罩上从其前缘到开设凹坑11部分的范围内，热气出口30处喷出的热气，能够有效地防止整流帽罩前缘处形成积冰。
在一些可选的实施例中，帽罩外壁的内部开设有第二热气通道13，第二热气通道13与热气出口30连通，在帽罩外壁10的内表面上每相邻两凹坑11之间开设有一个热气孔12，热气孔12与第二热气通道13连通。通过热气孔12和第二热气通道13能够进一步地增加帽罩外壁与防冰热气的对流换热效率，从而使整流帽罩达到更好的防冰效果。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本实用新型各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (7)
1.一种发动机进口整流帽罩，其特征在于，所述整流帽罩包括帽罩外壁和帽罩内壁，所述帽罩外壁与所述帽罩内壁之间形成第一热气通道，所述帽罩外壁内表面上设置有多个凹坑，多个所述凹坑与所述帽罩外壁前缘的最小水平距离大于等于40毫米并且小于等于60毫米，多个所述凹坑与所述前缘的最大水平距离大于等于150毫米并且小于等于170毫米。
2.根据权利要求1所述发动机进口整流帽罩，其特征在于，每相邻两个所述凹坑之间的距离大于等于2毫米并且小于等于4毫米。
3.根据权利要求2所述的发动机进口整流帽罩，其特征在于，所述凹坑深度大于等于0.5毫米并且小于等于0.8毫米。
4.根据权利要求3所述的发动机进口整流帽罩，其特征在于，所述凹坑的截面为圆弧形凹坑。
5.根据权利要求4所述的发动机进口整流帽罩，其特征在于，所述圆弧形凹坑的过其中心的截面并以凹坑的曲率延长所形成的圆的直径大于等于0.8毫米并且小于等于1.4毫米。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的发动机进口整流帽罩，其特征在于，所述帽罩外壁的前缘开设有热气出口，所述整流帽罩的尾部设置有热气入口。
7.根据权利要求6所述的发动机进口整流帽罩，其特征在于，所述帽罩外壁的内部开设有第二热气通道，所述第二热气通道与所述热气出口连通，在所述帽罩外壁内表面上每相邻两所述凹坑之间开设有一个热气孔，所述热气孔与所述第二热气通道连通。
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| CN201821281384.9U CN208778104U (zh) | 2018-08-09 | 2018-08-09 | 发动机进口整流帽罩 |
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110318883A (zh) * | 2019-07-10 | 2019-10-11 | 西北工业大学 | 一种螺旋形曲面通道的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 |
| CN114483314A (zh) * | 2022-02-24 | 2022-05-13 | 南京航空航天大学 | 一种多孔射流冲击的帽罩换热结构 |
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| 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 |
| CN114483314A (zh) * | 2022-02-24 | 2022-05-13 | 南京航空航天大学 | 一种多孔射流冲击的帽罩换热结构 |
| CN114483314B (zh) * | 2022-02-24 | 2024-04-05 | 南京航空航天大学 | 一种多孔射流冲击的帽罩换热结构 |
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