一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构的制作方法
【专利摘要】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。
【专利说明】一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构
【技术领域】
[0001]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】
[0002]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
[0003]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
[0004]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 ；
[0005]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I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°。
[0006]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。
[0007]所述的帽罩内壁上周向均布的射流孔2个数优选为10个。
[0008]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。
[0009]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。
[0010]本实用新型的优点:
[0011]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。
【专利附图】
【附图说明】[0012]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:
[0013]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】
[0014]实施例1
[0015]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 ；
[0016]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I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°。
[0017]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。
[0018]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。
[0019]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。
[0020]实施例2
[0021]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 ；
[0022]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I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°。
[0023]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。
[0024]所述的帽罩内壁上周向均布的射流孔2个数优选为10个。
[0025]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。
[0026]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。
[0027]实施例3
[0028]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 ；
[0029]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I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°。
[0030]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。
[0031]所述的帽罩内壁上周向均布的射流孔2个数优选为10个。
[0032]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。
[0033]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。
【权利要求】
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(I)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。
【文档编号】B64D33/00GK203753413SQ201420003992
【公开日】2014年8月6日 申请日期:2014年1月3日 优先权日:2014年1月3日
【发明者】袁美名, 刘国朝, 周建军 申请人:中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所