CN209925093U - 一种利用合成射流辅助连续性射流的航空发动机防冰装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种利用合成射流辅助连续性射流的航空发动机防冰装置，包括发动机进气唇口，射流阵列和合成射流激发器，发动机进气唇口为一个弧形面，弧形面形成一个空腔，若干个射流阵列依次设置在空腔内部，相邻的两个射流阵列之间设置合成射流激发器，合成射流激发器为一个中空腔体，且在腔体上设置有运动隔膜和激发器孔口，运动隔膜与驱动器相接，射流阵列和激发器孔口均指向发动机进气唇口；本实用新型中合成射流激发器形成的涡环，冲击到靶板表面，增强了射流与发动机进气唇口表面的对流换热；合成射流改善了射流阵列之间由于相邻连续性射流对冲位置处边界层变厚而造成流体与发动机进气唇口对流换热削弱的问题；实现了航空发动机唇口防/除冰。

Description

一种利用合成射流辅助连续性射流的航空发动机防冰装置

技术领域

本发明属于航空发动机进气唇口防冰技术领域，特别涉及一种利用合成射流辅助连续性射流的航空发动机防冰装置。

背景技术

飞机在结冰气象条件下飞行时，机翼和发动机等部件的迎风面会发生结冰现象，结冰会严重危及对飞机的飞行安全。作为吸气部件，发动机进气唇口发生结冰时，它给发动机的稳定、有效运行甚至飞机的飞行安全带来很大的危害，主要体现在以下几个方面：（1）气动性能恶化，发动机吸气部件的结冰会导致这些部件气动性能的恶化，如速度场发生畸变、气流发生局部分离，甚至引起压气机叶片的振动；（2）发动机推力减小，发动机吸气部件结冰减小了气流的流通面积，使进入发动机的空气流量减小，进而导致发动机的推力减小。（3）冰脱落对发动机造成损害，脱落的冰会随着气流进入发动机的内部，撞击具有很大转速的风扇或压气机叶片，造成发动机的机械损伤。因此，对发动机进行除冰是十分必要的。

目前飞机发动机防/除冰的设备分为两大类:防冰系统与除冰系统。防冰系统的作用是防止飞机和发动机部件上结冰，它采用热空气(压气机引出)、电加热或冰点低的特殊液体等方法来实现防冰。除冰系统是在飞机部件上结少量的冰时，周期地把冰除去的系统，采用膨胀管、电脉冲、电热等方式来除冰。在允许结少量冰的部位可采用除冰系统。

但是，这两种防/除冰方式均有各自的缺点。首先，对于防冰系统，为了保证发动机在给定转速下的推力，就必须自动增大燃油比流量。一方面增大了燃油的消耗量，另一方面还会使涡轮前的燃气温度增加，涡轮寿命降低，甚至可能烧坏涡轮。发动机防冰系统上作通常要求从发动机内引气，发动机性能可能因此而变坏。其次，对于除冰系统，除冰期间会消耗发动机大量的能量，这使得除冰系统只能在短时间内工作，不能持续的对航空发动机进行防/除冰工作。

前人对航空发动机进气唇口的防冰工作展开了大量的技术尝试。

北京航空航天大学等公开了一种具有与防冰壁面共形的航空发动机热气防冰腔装置(专利号：CN201410298494.6)。该防冰腔装置包括有防冰腔接口件、密封件、支撑件、防冰腔端盖、整流隔板和整流钉。整流隔板置于防冰腔外壁与防冰腔内壁之间，使防冰腔室分离为三个腔室。布置在整流隔板上的销钉阵列，可以扰动第三腔室内防冰热气的流动，增加热气流动的湍流度，从而强化热气和防冰壁面的对流换热性能。刘永公开了一种发动机进气道防冰系统(专利号: CN201410100780.7)。系统包括换热通道、引气管、环形分气管和排气管。环形分气管设置在换热通道中，在环形分气管上设有开孔，引气管的靠近进气道的进口的一端与开孔相连接。其中，环形分气管具有喉部和唇口，唇口沿向着进气道的进口方向延伸，在唇口上安装有可调节的导流叶栅，可调节的导流叶栅与进气道的中面成一定角度，并由驱动机构来调节导流叶栅的该角度。陈俊公开了一种进气道防冰装置及民用涡扇发动机(专利号：CN201210496822.4)。它利用引气结构获取外部的环境空气，并通过内部换热结构将低温的环境空气与风扇舱内的待换热部件进行热量交换，加热后的空气再被引入气流加热结构来对进气道唇口进行加热，从而满足发动机进气道的防冰需求。中航商用发动机公司公开了一种发动机进气道用热气防冰装置(专利号：CN201110447988.2)。它的目的是提供一种能够有效控制热空气流向从而提高换热效率的热气防冰装置该装置包括：从压气机引出热空气的引气管道、与引气管道连通的环形管道、将环形管道支撑到进气道短舱前壁面上的多个支架、安装在环形管道的喷气喉部上形成的唇部上用来引导气流的多个导流叶栅、以及将换热通道内的换热后的空气排出的排气管道。该发明使喷出的热空气尽可能地贴合进气道前缘换热通道内的防冰表面流动，并在换热通道内呈螺旋状前进，最大限度地提高换热效率。美国联合技术公司公开了一个航空发动机防冰系统(专利号:US2016/0167792 A1)。它包括一个空腔，该空腔具有一个用于结冰的外表面和一个通过管道向腔体内部提供热空气的气源。该系统在发动机表面安装多个温度传感器，用于测量和检测相关表面的温度进而判断其结冰情形。系统控制器与每一个温度传感器通信。该控制器根据温度传感器的输出来判断每一个温度传感器是否故障。

罗尔斯-罗伊斯公司公布了一种飞机和飞机发动机短舱除冰装置(专利号：US8480032 B2)。该装置在飞机和飞机发动机短舱安装了除冰装置。与发动机短舱在入口处设置环形通道，该通道引入热空气。至少一个油冷却器安装在发动机舱内部。与加热气流离开油冷却器通过穿过空气通道。Nuria Llamas Castro公开了用于除冰的飞机推进装配进气唇口电路(专利号：US 2016/0114898 Al)。它包括一个环绕的机舱，环形进气唇口，航空发动机。发动机动力组件还包括一个电路元件的发动机润滑涡轮和进气道唇口除冰电路，其特征在于所述的融冰电路包括一个热交换器和电路。润滑回路提供多个除冰通道，它延伸到进气唇传热流体的次级电路。

罗振兵公开了一种用于除湿/霜/冰的合成热射流激励器及应用(201510920386.2)。合成热射流激励器由合成射流激励器与热源组成，合成射流激励器由腔体、振动膜和出口组成，腔体开设有一个或多个出口；热源设置在腔体内部。罗振兵公开一种基于等离子体冲击射流的破除冰方法(201610841778.4)。在有除冰需求对象的易结冰区域中，与该易结冰区域物面平齐安装等离子体激励器和结冰探测器，等离子体激励器和结冰探测器均与一控制器连接，当结冰探测器探测到该易结冰区域物面发生结冰时，控制器控制位于该易结冰区域处的等离子体激励器工作，并控制等离子体激励器的放电功率、频率和工作时间，利用其产生的周期性高温高动压射流冲击冰层快速振动变形破裂，甚至直接击碎和融化冰层，进行破冰。罗振兵公开基于高超声速流能量利用的零能耗零质量合成射流装置(201410324990.4)。该零能耗零质量合成射流装置包括气源单元、电源单元和合成射流激励器，气源单元包括迎风凹腔、集气罐和电磁阀，电源单元包括热电转换模块、输入电路、高压电源、高压直流电路和高压脉冲电路；合成射流激励器包括激励器壳体，激励器壳体内设有主放电电极、点火正极和点火负极，激励器壳体上设有气源入口和至少一个射流出口，主放电电极、点火正极和点火负极分别与电源单元相连，气源入口与电磁阀之间通过供气管道连通。

目前的航空发动机唇口防/除冰方案大部分为射流阵列冲击航空发动机唇口内腔表面。滞止中心位置，航空发动机唇口与射流的对流换热达到最大。此后，射流沿射流沿发动机进气唇口内表面流动，射流在到达中心位置处与相邻射流进行对冲，流体向前移动受到阻碍后向上运动。射流对冲作用使得该位置射流的边界层变厚，流体与发动机进气唇口表面的换热性能恶化。

合成射流是由腔体内部隔膜的周期性运动造成腔内气体交替喷出或吸入而在外部流场形成的一种射流形式，实现合成射流的装置就是合成射流激发器。合成射流由于具有零质量射流的显著特征，它在流场主动控制和强化换热技术上有着广阔的发展前景。

发明内容

为了克服现有的航空发动机唇口防/除冰时相邻射流中间位置传热恶化的问题，本发明提出了一种利用合成射流辅助连续性射流的航空发动机防冰的装置，以期改善该相邻射流中间位置处射流与航空发动机唇口壁面传热恶化的问题，提升其防/除冰效果。本发明利用了周期性的合成射流对相邻射流中间位置进行冲击，削弱了射流该位置的边界层，增强了射流与航空发动机唇口壁面的对流换热。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种利用合成射流辅助连续性射流的航空发动机防冰装置，包括发动机进气唇口1，射流阵列2和合成射流激发器3，所述发动机进气唇口1为一个弧形面，弧形面形成一个空腔，若干个射流阵列2依次设置在空腔内部，相邻的两个射流阵列2之间设置有合成射流激发器3，所述合成射流激发器3为一个中空腔体，且在腔体上设置有运动隔膜31和激发器孔口34，运动隔膜31与驱动器35相接，所述射流阵列2和激发器孔口34均指向发动机进气唇口1；驱动器35驱动运动隔膜31往复变形，带动腔体的体积周期性变化，气体周期性交替地自激发器孔口34进入或排出。

进一步的，若干个射流阵列2等间距布置，且若干个射流阵列2和合成射流激发器3位于同一平面。

进一步的，所述射流阵列2和合成射流激发器3位于发动机进气唇口1弧形面两端的连接平面的中垂面上，且所述中垂面与弧形面两端不相交。

进一步的，所述合成射流激发器3包括运动隔膜31，激发器内腔32，激发器腔体壁面33，激发器孔口34和驱动器35，腔体的一端设置有激发器孔口34，与激发器孔口34相对的一端设置有运动隔膜31，所述腔体的侧壁为激发器腔体壁面33。

进一步的，所述激发器孔口34距离发动机进气唇口1表面的距离为激发器孔口34直径的8-12倍。

进一步的，所述合成射流激发器3产生的合成射流冲击相邻连续性射流对冲位置11，相邻连续性射流对冲位置11为合成射流激发器3的延长线与发动机进气唇口1的交汇处。

进一步的，所述运动隔膜31为可变性的金属膜粘贴压电陶瓷片。

进一步的，所述驱动器35产生周期性的电压，驱动运动隔膜31变形，往复性的运动，往复运动的运动隔膜31使得激发器内腔32的体积周期性变化，激发器孔口34附近的气体交替地进入或排出，在激发器孔口34下游形成合成射流。

进一步的，所述激发器孔口34的口径小于腔体的内径。

进一步的，所述运动隔膜31的尺寸大于激发器孔口34的口径，运动隔膜31的尺寸小于腔体的内径。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

本发明中合成射流激发器形成的周期性的合成射流不断与周围空气剪切，形成一系列的涡环，冲击到靶板表面，增强了射流与发动机进气唇口表面的对流换热；周期性的合成射流改善了射流阵列之间由于相邻连续性射流对冲位置处边界层变厚而造成流体与发动机进气唇口对流换热削弱的问题；因此，使得利用航空发动机唇口防/除冰效果得到提高。

附图说明

图1为本发明的原理图；

图2为本发明中装置的后视图；

图3为本发明中装置的侧视图；

图4为本发明中装置的主视图；

图5为本发明中装置的45°视图；

图6为本发明中合成射流激发器的结构示意图；

图7为本发明中装置的原理图；

图8为合成射流激发器在t=0T时刻的工作原理图；

图9为合成射流激发器在t∈(0, 1/4T) 时刻的工作原理图；

图10为合成射流激发器在t∈(1/4T, 1/2T) 时刻的工作原理图；

图11为合成射流激发器在t∈(1/2T, 3/4T) 时刻的工作原理图；

图12为合成射流激发器在t∈(3/4T, 1T) 时刻的工作原理图；

图中：1-发动机进气唇口，2-射流阵列，3-合成射流激发器，11-相邻连续性射流对冲位置，31-运动隔膜，32-激发器内腔，33-激发器腔体壁面，34-激发器孔口，35-驱动器。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作更进一步的说明。

如图1-6所示，一种利用合成射流辅助连续性射流的航空发动机防冰装置，包括发动机进气唇口1，射流阵列2和合成射流激发器3，所述发动机进气唇口1为一个弧形面，弧形面形成一个空腔，若干个射流阵列2依次设置在空腔内部，相邻的两个射流阵列2之间设置有合成射流激发器3，所述合成射流激发器3为一个中空腔体，且在腔体上设置有运动隔膜31和激发器孔口34，运动隔膜31与驱动器35相接，所述射流阵列2和激发器孔口34均指向发动机进气唇口1；驱动器35驱动运动隔膜31往复变形，带动腔体的体积周期性变化，气体周期性交替地自激发器孔口34进入或排出。

若干个射流阵列2等间距布置，且若干个射流阵列2和合成射流激发器3位于同一平面，所述射流阵列2和合成射流激发器3位于发动机进气唇口1弧形面两端的连接面的中垂面上，且所述中垂面与弧形面两端不相交。所述合成射流激发器3产生的合成射流冲击相邻连续性射流对冲位置11，相邻连续性射流对冲位置11为合成射流激发器3的延长线与发动机进气唇口1的交汇处。

所述合成射流激发器3包括运动隔膜31，激发器内腔32，激发器腔体壁面33，激发器孔口34和驱动器35，腔体的一端设置有激发器孔口34，与激发器孔口34相对的一端设置有运动隔膜31，所述腔体的侧壁为激发器腔体壁面33。所述激发器孔口34距离发动机进气唇口1表面的距离为激发器孔口34直径的8-12倍；具体地讲，合成射流激发器形成的周期性的合成射流不断与周围空气剪切，形成一系列的涡环，冲击到靶板表面，增强了射流与发动机进气唇口表面的对流换热，周期性的合成射流改善了射流阵列之间由于相邻连续性射流对冲位置处边界层变厚而造成流体与发动机进气唇口对流换热削弱的问题；因此，使得利用航空发动机唇口防/除冰效果得到提高。

所述运动隔膜31为可变性的金属膜粘贴压电陶瓷片，所述驱动器35产生周期性的电压，驱动运动隔膜31变形，往复性的运动，往复运动的运动隔膜31使得激发器内腔32的体积周期性变化，激发器孔口34附近的气体交替地进入或排出，在激发器孔口34下游形成合成射流。

所述激发器孔口34的口径小于腔体的内径，所述运动隔膜31的尺寸大于激发器孔口34的口径，运动隔膜31的尺寸小于腔体的内径。

如图1和7所示，本发明的原理如下，发动机进气唇口1呈现弧形并形成一个空腔，射流阵列2和合成射流激发器3均安置在发动机进气唇口1空腔内部，优选地，若干个射流阵列2等间距地布置在发动机进气唇口1形成的空腔内部，且垂直于发动机进气唇口1表面，相邻的射流阵列2之间设置合成射流激发器3；航空发动机高压压气机端引入的气体通过射流阵列2后形成的连续性射流，高温的连续性射流冲击到发动机进气唇口1表面，这使得发动机进气唇口1表面的温度升高并保持在0℃以上，进而达到防冰的效果。合成射流激发器3布置在相邻的射流阵列2之间，激发器孔口34距离发动机进气唇口1表面的距离为激发器孔口34直径的8-12倍，合成射流激发器3产生的合成射流冲击相邻连续性射流对冲位置11，周期性的合成射流破坏了相邻连续性射流对冲位置11区域的边界层，这增加了流体与发动机进气唇口1表面的对流换热，该位置处发动机进气唇口1表面升高；

具体地讲，从射流阵列2流出的连续性射流冲击到发动机进气唇口1表面，射流开始沿发动机进气唇口1表面流动，射流在到达中心位置处后与相邻射流进行对冲，进而向上运动，该位置处相邻连续性射流对冲位置11，射流由于对冲作用，向上流动，该处的边界层变厚，流体与发动机进气唇口1表面的换热性能恶化，发动机进气唇口1表面的温度降低。相邻连续性射流对冲位置11位置处安装合成射流激发器3，合成射流激发器3产生周期性的合成射流。合成射流在流向发动机进气唇口1表面的过程中一边剪切周围静止的空气形成一系列的涡环。同时，周期性的合成射流到达发动机进气唇口1表面后，削弱了该位置的边界层厚度。因此，射流与发动机进气唇口1表面的对流换热得到增强。

如图8-12所示，合成射流激器3不同时刻的工作原理，具体地讲，图8为合成射流激发器在t=0T时刻的工作原理图，图9为合成射流激发器在t∈（0, 1/4T）时刻的工作原理图，图10为合成射流激发器在t∈（1/4T, 1/2T）时刻的工作原理图，图11为合成射流激发器在t∈（1/2T, 3/4T）时刻的工作原理图，图12为合成射流激发器在 t∈（3/4T, 1T）时刻的工作原理图。驱动器5给运动隔膜31周期性变化的电压，使运动隔膜31沿中间位置虚线周期性的运动，t=0T时刻，驱动器35不给予运动隔膜31电压，运动隔膜31位于中间位置。此时，激发器内腔32体积不发生变化，激发器孔口34附近射流的速度为零；t∈（0, 1/4T）时刻，驱动器35加载在运动隔膜31的电压为正，隔膜向靠近激发器孔口34的位置移动，激发器内腔32体积减少，激发器内腔32内气压增大。此时，激发器孔口34处流体向外喷出，形成射流；t∈（1/4T, 1/2T）时刻，驱动器35加载在运动隔膜31的电压为负，隔膜向远离激发器孔口34的位置移动，激发器内腔32体积增大，激发器内腔32内气压减少。激发器孔口34附近的气体被吸入激发器内腔32内部；t∈（1/2T, 3/4T）时刻，驱动器35加载在运动隔膜31的电压依然为负，运动隔膜31继续向远离激发器孔口34的位置移动，激发器孔口34附近的气体被吸入激发器内腔32内部，到t=3/4T时刻，激发器内腔32体积达到最大；t∈（3/4T, 1T）时刻，驱动器35加载在运动隔膜31的电压重新变为正，隔膜向靠近激发器孔口34的位置移动，激发器内腔32体积减少，激发器内腔32内气压增大，此时，激发器孔口34处流体向外喷出，形成射流，t=T时刻，运动隔膜31重新回复到中间位置；隔膜如此往复运动，激发器孔口34下游形成周期性的合成射流。合成射流在向下游移动的过程中，不断与周围静止的空气卷吸，形成一系列的涡环。

本发明的机理如下：从航空发动机高压压气机端引入的空气通过射流阵列2形成连续性射流，连续性射流冲击到发动机进气唇口1表面。合成射流激发器3交替布置在射流阵列2之间。利用合成射流激发器3产生的合成射流冲击相邻连续性射流对冲位置11，周期性的合成射流削弱了相邻连续性射流对冲位置11处边界厚度。射流与发动机进气唇口1表面的对流换热得到增强，进而发动机进气唇口1表面的温度得到提高。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种利用合成射流辅助连续性射流的航空发动机防冰装置，其特征在于，包括发动机进气唇口（1），射流阵列（2）和合成射流激发器（3），所述发动机进气唇口（1）为一个弧形面，弧形面形成一个空腔，若干个射流阵列（2）依次设置在空腔内部，相邻的两个射流阵列（2）之间设置有合成射流激发器（3），所述合成射流激发器（3）为一个中空腔体，且在腔体上设置有运动隔膜（31）和激发器孔口（34），运动隔膜（31）与驱动器（35）相接，所述射流阵列（2）和激发器孔口（34）均指向发动机进气唇口（1）；驱动器（35）驱动运动隔膜（31）往复变形，带动腔体的体积周期性变化，气体周期性交替地自激发器孔口（34）进入或排出。

2.根据权利要求1所述的利用合成射流辅助连续性射流的航空发动机防冰装置，其特征在于：若干个射流阵列（2）等间距布置，且若干个射流阵列（2）和合成射流激发器（3）位于同一平面。

3.根据权利要求2所述的利用合成射流辅助连续性射流的航空发动机防冰装置，其特征在于：所述射流阵列（2）和合成射流激发器（3）位于发动机进气唇口（1）弧形面两端的连接平面的中垂面上，且所述中垂面与弧形面两端不相交。

4.根据权利要求1所述的利用合成射流辅助连续性射流的航空发动机防冰装置，其特征在于：所述合成射流激发器（3）包括运动隔膜（31），激发器内腔（32），激发器腔体壁面（33），激发器孔口（34）和驱动器（35），腔体的一端设置有激发器孔口（34），与激发器孔口（34）相对的一端设置有运动隔膜（31），所述腔体的侧壁为激发器腔体壁面（33）。

5.根据权利要求1所述的利用合成射流辅助连续性射流的航空发动机防冰装置，其特征在于：所述激发器孔口（34）距离发动机进气唇口（1）表面的距离为激发器孔口（34）直径的8-12倍。

6.根据权利要求1所述的利用合成射流辅助连续性射流的航空发动机防冰装置，其特征在于：所述合成射流激发器（3）产生的合成射流冲击相邻连续性射流对冲位置（11），相邻连续性射流对冲位置（11）为合成射流激发器（3）的延长线与发动机进气唇口（1）的交汇处。

7.根据权利要求1所述的利用合成射流辅助连续性射流的航空发动机防冰装置，其特征在于：所述运动隔膜（31）为可变性的金属膜粘贴压电陶瓷片。

8.根据权利要求1所述的利用合成射流辅助连续性射流的航空发动机防冰装置，其特征在于：所述驱动器（35）产生周期性的电压，驱动运动隔膜（31）变形，往复性的运动，往复运动的运动隔膜（31）使得激发器内腔（32）的体积周期性变化，激发器孔口（34）附近的气体交替地进入或排出，在激发器孔口（34）下游形成合成射流。

9.根据权利要求1所述的利用合成射流辅助连续性射流的航空发动机防冰装置，其特征在于：所述激发器孔口（34）的口径小于腔体的内径。

10.根据权利要求1所述的利用合成射流辅助连续性射流的航空发动机防冰装置，其特征在于：所述运动隔膜（31）的尺寸大于激发器孔口（34）的口径，运动隔膜（31）的尺寸小于腔体的内径。

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