专利名称：一种进气道防冰腔结构的制作方法
技术领域：
本实用新型属于飞行器设计领域，具体涉及一种飞机短舱前缘的进气道防冰腔结构。
背景技术：
当飞机在有过冷水滴的云层飞行时，发动机的短舱前缘会结冰，短舱结冰会大大地限制通过发动机的空气流量，从而引起发动机性能损失并可能会使发动机发生故障，此夕卜，脱落下来的冰块被吸入发动机时可能造成损坏，所以短舱前缘的防冰设计是必要的。现有的发动机进气道防冰系统多为热气防冰系统，采用从发动机压气机引来的热空气，将发动机热气进行一定的温度和压力调节后，对进气道的前缘进行 加热，使撞击在进气道前缘的水吸收从蒙皮传来的热量后蒸发。加热区域通常称为防护区域，防冰区域的内侧加热结构通常称为防冰腔，热空气进入防冰腔后，沿防冰通道流动，热空气在沿通道的流动过程中把热量传给蒙皮，使防冰表面的温度达到一定值，从而保证表面不结冰。防冰腔的形式对防冰的效果影响很大，现有的防冰腔形式多采用通道式或笛形管引射式，如图I、图2所示。图I所示的结构简单、重量轻，但是效率低，图2所示的笛形管引射式，结构复杂、效率高，但是带来重量的增加。CN101962076A中描述了一种防冰腔，如图3所示，这种形式虽然效率很高，但是会影响到外蒙皮的强度，而且容易受外在环境的影响，容易被沙、尘等污物堵住。
发明内容本实用新型的目的是为了克服上述防冰腔形式的不足，本实用新型提供了将笛形管与结构一体化设计的一种进气道防冰腔结构，该防冰腔结构简单、重量轻、效率高。本实用新型的技术方案是一种进气道防冰腔结构，包括外蒙皮I、隔板2，还包括内蒙皮3,内蒙皮3上分布有若干个小孔5,内蒙皮3和隔板2组成供气通道8,外蒙皮I和内蒙皮3组成防冰通道7，外蒙皮I和内蒙皮3之间有间隙，供气通道8内的热空气通过小孔5进入防冰通道7内，热空气进入防冰通道7后，沿防冰通道7流动，从排气孔6排出。优选地，所述小孔5为圆孔或椭圆孔或方空或三角形孔。优选地，所述排气孔设置在外蒙皮I上或隔板2上。本实用新型的有益效果是首次提出了将笛形管与结构一体化设计的一种进气道防冰腔结构，该防冰腔结构简单、重量轻、效率高，解决了传统防冰方式所造成的防冰时热量利用率和重量很难匹配的弊端，为飞机短舱前缘提供一种高效并且重量轻的热防护的飞机短舱前缘防冰结构。
图I :通道式防冰腔示意图图2 :笛形管引射式防冰腔示意图[0012]图3:气膜式防冰结构图4:短舱前缘示意图图5 :本实用新型截面图图6:本实用新型A向视图图7 :本实用新型内蒙皮排气孔结构图图8 :本实用新型隔板排气孔结构图其中，I-外蒙皮，2-隔板,3-内蒙皮，4-笛形管,5_小孔,6_排气孔,7_防冰通道，8-供气通道。
具体实施方式
·
以下结合附图对本实用新型作进一步详细说明，请参阅图I至图8。如图I、图2所示，现有的防冰腔形式多采用通道式或笛形管引射式，图I所示的结构简单、重量轻，但是效率低，图2所示的笛形管引射式，结构复杂、效率高，但是带来重量的增加。如图3所示，CN101962076A中描述了一种防冰腔，这种形式虽然效率很高，但是会影响到外蒙皮的强度，而且容易受外在环境的影响，容易被沙、尘等污物堵住。如图4所示，是发动机的短舱，通常飞机在结冰气象条件下飞行时，飞机的进气道即短舱前缘会结冰。如图5及图6所示，为本实用新型的结构示意图，它由外蒙皮I、隔板2和内蒙皮3组成。从发动机引来的热空气经过调压活门进行压力调节后，进入有隔板2和内蒙皮3组成的供气通道8，热气可在整个环状的供气通道8内流动。在隔板2外表面敷设绝热层，用以减少高温气体向外的热量流失，隔板2可以采用不锈钢和钛合金等导热系数小、而且耐高温的金属，这样对隔热和强度都有好处。防冰通道7由外蒙皮I和内蒙皮3组成，外蒙皮I和内蒙皮3保持一定的间距，实际使用时可以是2 5mm的间距，在内蒙皮3上开有多排小孔5，供气通道8内的热空气通过小孔5进入到防冰通道7内，小孔5为圆孔或椭圆孔或方空或三角形孔，实际使用时采用了圆孔形式，小孔的尺寸为Φ0.8πιπι Φ2.5πιπι。热空气进入防冰通道7后，沿防冰通道7流动，热空气在沿防冰通道7的流动过程中把热量传给外蒙皮3，使外蒙皮3表面的温度升高，从而保证表面不结冰。当供气通道内8的气体压力通常要高于一定值(彡190kPa)后，从小孔5喷出的热空气速度将达到音速，这样不但能起到限流的作用，而且还能保证很好的加热效果。加热过后的废气从隔板2上开的排气孔6排出。如图7及图8所示，图7和图8显示的是两种不同的排气孔形式，图7中的排气孔6在外蒙皮I上，图8的排气孔6为开在隔板3的一排Φ5 Φ8的小孔,两种方式均能有效实现气体的排放。
权利要求1.一种进气道防冰腔结构，包括外蒙皮[I]、隔板[2]，其特征在于，还包括内蒙皮[3]，内蒙皮[3]上分布有若干个小孔[5]，内蒙皮[3]和隔板[2]组成供气通道[8]，外蒙皮[I]和内蒙皮[3]组成防冰通道[7]，外蒙皮[I]和内蒙皮[3]之间有间隙，供气通道[8]内的热空气通过小孔[5]进入防冰通道[7]内，热空气进入防冰通道[7]后，沿防冰通道[7]流动，从排气孔[6]排出。
2.根据权利要求I所述的一种进气道防冰腔结构，其特征在于，所述小孔[5]为圆孔或椭圆孔或方孔或三角形孔。
3.根据权利要求2所述的一种进气道防冰腔结构，其特征在于，所述排气孔设置在外蒙皮[I]上或隔板[2]上。
专利摘要本实用新型属于飞行器设计领域，具体涉及一种飞机短舱前缘的进气道防冰腔结构，包括外蒙皮、隔板，还包括内蒙皮，内蒙皮上分布有若干个小孔，内蒙皮和隔板组成供气通道，外蒙皮和内蒙皮组成防冰通道，外蒙皮和内蒙皮之间有间隙,供气通道内的热空气通过小孔进入防冰通道内，热空气进入防冰通道后，沿防冰通道流动，从排气孔排出。本实用新型首次提出了将笛形管与结构一体化设计的一种进气道防冰腔结构，该防冰腔结构简单、重量轻、效率高，解决了传统防冰方式所造成的防冰时热量利用率和重量很难匹配的弊端，为飞机短舱前缘提供一种高效并且重量轻的热防护的飞机短舱前缘防冰结构。
文档编号B64D15/04GK202624640SQ20122021043
公开日2012年12月26日 申请日期2012年5月11日 优先权日2012年5月11日
发明者郭涛 申请人:中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所