缝翼前缘防冰腔的制作方法
【专利摘要】本实用新型公开了一种缝翼前缘防冰腔，所述防冰腔沿缝翼前缘的蒙皮设置，包括由防冰梁隔开的前腔和后腔，笛形管布置于所述前腔中借由引入的热气对所述蒙皮加热，所述防冰梁与所述蒙皮之间设置有连通所述前腔和所述后腔的多个通气槽，其中，所述通气槽被设置为从所述前腔到所述后腔截面渐缩。根据本实用新型的缝翼前缘防冰腔有利于后腔上蒙皮温度升高，提升防冰能力。
【专利说明】
缝翼前缘防冰腔
技术领域
[0001]本实用新型总的涉及民用飞机防冰技术领域，尤其涉及一种缝翼前缘防冰腔。
【背景技术】
[0002]目前航空工业上，飞机机翼防冰系统常用热气防冰，通过引气系统从发动机引热气，然后分配到需要防冰的机翼前缘。如图1和图2所示的一种常规双蒙皮结构形式的缝翼前缘防冰腔结构，该机翼前缘防冰腔通常被设计成前后两个腔，其中前腔I和后腔2通过防冰梁3隔开，防冰梁3的上端与蒙皮9下方之间的位置布置有通气长桁4，通气长桁4上开了数个等截面形式的通气槽51，由此连通被防冰梁3隔开的前后防冰腔空间。在缝翼前缘的防除冰过程中，发动机引气系统引来热气经管路到达缝翼前缘内的笛形管6中，从笛形管上的射流孔7喷射在前腔I的内表面上，加热前腔的蒙皮，然后热气经过通气槽51流向后腔2加热后腔的蒙皮，最后从后腔2的排气孔8排出。这种传统的等截面通气槽51的主要目的是将前腔I中的气流集中在蒙皮内表面附近形成二次射流，并对后腔2的蒙皮9表面(防护区上表面)进行加热，达到加热整个防护区的防冰目的。
[0003]现有的传统等截面通气槽虽然加工制造简单，但换热能力一般，尤其是在后腔蒙皮表面的对流换热能力尚有提升空间。因此，在工程研发设计过程中，期望增加防冰腔后腔蒙皮表面的换热量，提高后腔蒙皮表面温度和换热效率，从而提高防冰性能。
【实用新型内容】
[0004]本实用新型的目的就在于提供一种新型的缝翼前缘防冰腔的通气槽结构设计，使得有效提高通气槽区域内流体射流速度，从而提高蒙皮内表面的换热系数，增强换热能力，优化后腔蒙皮温度分布。
[0005]为达到以上目的，根据本实用新型的缝翼前缘防冰腔沿缝翼前缘的蒙皮设置，包括由防冰梁隔开的前腔和后腔，笛形管布置于所述前腔中借由引入的热气对所述蒙皮加热，所述防冰梁与所述蒙皮之间设置有连通所述前腔和所述后腔的多个通气槽，其中，所述通气槽被设置为从所述前腔到所述后腔截面渐缩。
[0006]根据某些实施方式，所述防冰梁与所述蒙皮之间设有通气长桁，所述通气长桁的上表面紧贴所述蒙皮的内表面布置，所述通气槽直接布置在所述通气长桁上。
[0007]优选地，所述通气槽的上表面是所述蒙皮的内表面。
[0008]进一步地，所述笛形管在其正对所述蒙皮的前缘线方向的一例上设有若干热气喷孔。
[0009]进一步地，所述防冰腔还包括设置于所述后腔并位于底部的排气孔。
[0010]本实用新型将缝翼前缘防冰腔内的传统等截面形式的通气槽设计成截面渐缩式的通气槽，前腔内的热气从通气槽的入口进入槽道，流经通气槽内截面渐缩结构对气流产生加速作用后进入后腔，与后腔蒙皮进行热量交换后，废气从排气孔排出。因此，根据本实用新型的缝翼前缘防冰腔的通气槽有利于缝翼前缘防冰腔的后腔蒙皮温度升高，提升防冰能力。
【附图说明】
[0011]本实用新型的更多特征及优点将通过下面结合附图对优选实施方式的进一步详细说明来更好地理解。附图中:
[0012]图1为具有等截面形式通气槽的传统缝翼前缘防冰腔的结构示意图；
[0013]图2为从图1中截取一个等截面形式通气槽的缝翼前缘防冰腔的示意图；
[0014]图3为根据本实用新型一种实施方式的具有截面渐缩式通气槽的缝翼前缘防冰腔的示意图，其中仅截取一个截面渐缩式通气槽为例；
[0015]图4A和图4B分别为具有等截面形式通气槽的缝翼前缘防冰腔的外表面压力分布和截面压力分布示意图；
[0016]图5A和图5B分别为具有截面渐缩式通气槽的缝翼前缘防冰腔的外表面压力分布和截面压力分布示意图；
[0017]图6A为具有等截面形式通气槽的缝翼前缘防冰腔的蒙皮外表面热流量分布示意图；
[0018]图6B为具有截面渐缩式通气槽的缝翼前缘防冰腔的蒙皮外表面热流量分布示意图。
【具体实施方式】
[0019]下面详细讨论实施例的实施和使用。然而，应当理解，所讨论的具体实施例仅仅示范性地说明实施和使用本实用新型的特定方式，而非限制本实用新型的范围。
[0020]如图3所示，根据本实用新型的缝翼前缘防冰腔沿缝翼前缘的蒙皮9设置，包括前腔1、后腔2，其间由防冰梁3间隔开。防冰梁3的顶部与蒙皮9之间设置通气长桁4，多个截面渐缩的通气槽52均匀阵列分布在通气长桁4上，在所示实施方式中，以截取防冰腔的一个通气槽52为例。笛形管6安装固定于前腔I中，笛形管6上的若干热气喷孔7可以双排分布且间距规律地分布在笛形管6正对蒙皮9的前缘线10的一侧。
[0021]有利的是，通气槽52是直接布置在防冰腔的防冰梁3顶部的通气长桁4上，通气长桁4的上表面紧贴蒙皮9内表面布置，并且截面渐缩式的通气槽52的上表面优选是蒙皮9的内表面。
[0022]根据本实用新型，截面渐缩式的通气槽52从前腔I到后腔2截面渐缩，例如图3所示的一种实施方式，形成沿平行于蒙皮9的平面截面渐缩的梯形通气槽的连通形式。这里应当理解的是，通气槽52的截面还可采用沿不平行于蒙皮9的平面渐缩的形式，凡是截面由大变小的设计都应落入本实用新型的保护范围。在进行热气防冰的过程中，笛形管6内的热气通过热气喷孔7正对缝翼前缘线10喷出，对缝翼前缘防冰腔的前腔I对应的蒙皮9进行加热，热气流经前腔I然后进入通气槽52，与通气槽52上方对应的蒙皮9进行加热，同时热气在截面渐缩的通气槽52中气体被加速，形成射流流入后腔2，对防冰腔后腔2对应的蒙皮9进行加热，再从后腔2的排气孔8排出缝翼前缘防冰腔，由此完成对整个防护区蒙皮9的加热防冰。
[0023]下面截取防冰腔的一个通气槽为例，分别建立具有等截面形式的通气槽的防冰腔模型及具有截面渐缩式通气槽的防冰腔模型，并对两种通气槽的防冰腔模型建立网格模型，在相同的笛形管喷孔热气参数条件下，对防冰腔内部流场进行数值模拟，输出两种不同的通气槽形式下的防冰腔压力、蒙皮表面热流量等参数的分布图并获得结果。
[0024]首先参见图4A至图4B，分别为具有等截面形式通气槽51的缝翼前缘防冰腔的外表面压力分布和截面压力分布示意图，图5A至图5B则示出了具有截面渐缩式通气槽52的缝翼前缘防冰腔的外表面压力分布和截面压力分布示意图。图中数值为压力模拟数值，以N/m2为单位。分析图中数值可知，由于截面渐缩式的通气槽52的出口截面减小对热气起到了加速作用，后腔的气流入口射流速度增大。与等截面形式的传统通气槽51的防冰腔构型相比，具有截面渐缩式的通气槽52的防冰腔内的压力虽然有所升高，但仍在防冰腔结构能承受的压力范围，且满足笛形管小孔的音速射流要求，因此截面渐缩式通气槽是可以接受的。
[0025]图6A和图6B分别为具有等截面形式通气槽51的缝翼前缘防冰腔和具有截面渐缩式的通气槽52的缝翼前缘防冰腔的蒙皮外表面热流量分布示意图。图中数值为热通量模拟数值，以W/m2为单位。分析图中数值可知，将连通前后腔的传统通气槽形式改为截面渐缩式的通气槽后，通气槽及后腔上方对应的蒙皮表面热量交换能力明显提高。这主要是由于梯形通气槽结构会提高流经后腔蒙皮内表面的气流速度，增强该表面的对流换热，使得热流量增大，有利于后腔蒙皮加热。
[0026]由此说明，与等截面形式的传统通气槽构型相比，采用截面渐缩式的梯形通气槽结构，加速了进入后腔的热气射流速度，增大了缝翼前缘防冰腔的后腔蒙皮表面热流量，从而有利于提高外界耦合换热时的换热量，改善后腔上蒙皮的温度分布。因此，根据本实用新型的缝翼前缘防冰腔有利于后腔上蒙皮温度升高，提升防冰能力。
[0027]本实用新型的技术内容及技术特点已揭示如上。应当理解的是，附图所示并加以描述的仅为本实用新型的原理，上述实施方式存在许多修改方式，这些方式对相关领域技术人员来说是很明显的。例如，图中示出的各部件的结构形状仅为示例，并不作为对本实用新型的限定，凡是依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均落入本实用新型技术方案的保护范围内。
【主权项】
1.一种缝翼前缘防冰腔，其特征在于，所述防冰腔沿缝翼前缘的蒙皮设置，包括由防冰梁隔开的前腔和后腔，笛形管布置于所述前腔中借由引入的热气对所述蒙皮加热，所述防冰梁与所述蒙皮之间设置有连通所述前腔和所述后腔的多个通气槽，其中，所述通气槽被设置为从所述前腔到所述后腔截面渐缩。2.根据权利要求1所述的缝翼前缘防冰腔，其特征在于，所述防冰梁与所述蒙皮之间设有通气长桁，所述通气长桁的上表面紧贴所述蒙皮的内表面布置，所述通气槽直接布置在所述通气长桁上。3.根据权利要求1或2所述的缝翼前缘防冰腔，其特征在于，所述通气槽的上表面是所述蒙皮的内表面。4.根据权利要求3所述的缝翼前缘防冰腔，其特征在于，所述笛形管在其正对所述蒙皮的前缘线方向的一侧上设有若干热气喷孔。5.根据权利要求4所述的缝翼前缘防冰腔，其特征在于，所述防冰腔还包括设置于所述后腔并位于底部的排气孔。
【文档编号】B64D15/04GK205440885SQ201521061503
【公开日】2016年8月10日
【申请日】2015年12月17日
【发明人】彭莹, 霍西恒, 杨胜华, 杜延平, 王大伟
【申请人】中国商用飞机有限责任公司, 中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院