阅读说明：本技术 一种适用于航空发动机支板和机翼的防冰结构 (Anti-icing structure suitable for aeroengine extension board and wing ) 是由 宣益民 梁久立 连文磊 于 2020-12-15 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种适用于航空发动机整流支板和机翼的防冰结构,包括防冰部件,所述防冰部件内设隔板,隔板将防冰部件内部空间分为进气腔和冲击腔,且隔板上开设射流孔,进气腔和冲击腔之间通过射流孔连通,形成热流在进气腔和冲击腔之间的对流-冲击换热；所述进气腔内竖直设置分流板,分流板右侧的进气腔顶部开设进气口,分流板两端与防冰部件的顶面、底面均预留间距,形成热流向前输送的通道；所述冲击腔内沿展向铺设多层多孔介质填充物,冲击腔表面开设出气狭缝。本发明能够调控距离热源远近端的热流分配,减小传统换热结构的远近端防护不均匀,还能增强热气流与部件前缘的换热效果,降低常规热气防冰方法所需的热气条件要求。(The invention discloses an anti-icing structure suitable for a rectification support plate and a wing of an aircraft engine, which comprises an anti-icing part, wherein a partition plate is arranged in the anti-icing part, the partition plate divides the internal space of the anti-icing part into an air inlet cavity and an impact cavity, a jet hole is formed in the partition plate, the air inlet cavity is communicated with the impact cavity through the jet hole, and the convection-impact heat exchange of heat flow between the air inlet cavity and the impact cavity is formed; a flow distribution plate is vertically arranged in the air inlet cavity, an air inlet is formed in the top of the air inlet cavity on the right side of the flow distribution plate, and intervals are reserved between the two ends of the flow distribution plate and the top surface and the bottom surface of the anti-icing component to form a channel for forward conveying of heat flow; and a plurality of layers of porous medium fillers are laid in the impact cavity along the expansion direction, and the surface of the impact cavity is provided with an air outlet slit. The invention can regulate and control the heat flow distribution far away from the near end of the heat source, reduce the uneven far-near end protection of the traditional heat exchange structure, enhance the heat exchange effect of hot air flow and the front edge of the part, and reduce the hot air condition requirement required by the conventional hot air anti-icing method.)

一种适用于航空发动机支板和机翼的防冰结构

技术领域

本发明涉及飞行器部件防冰传热技术，具体涉及一种适用于航空发动机支板和机翼的防冰结构。

背景技术

飞机在飞越高空低温、湿润环境时，有些迎风部件表面会产生积冰，如机翼和整流支板前缘等。积冰的产生不仅影响飞机的工作性能，还严重威胁飞行安全。目前飞机上大多数部件的防冰以热气防冰形式实现，该防冰方式发展成熟、应用广泛，但是也存在一些缺点。首先，热气防冰需要从发动机的高压级引气，而这些气体对于发动机来说是十分宝贵的，引气导致发动机做功能力降低、推力下降；其二，欲提高热防冰系统的换热效率，需要进行复杂的热气通道设计，因此不可避免在部件内部和表面开孔、开缝等，从而造成部件的强度不足；其三，一些跨距较大的部件，如机翼、支板等，在进行热气防冰时存在防护效果不均匀的问题，远离热气源的区域防护效果较差；最后，热防冰系统仅仅依靠设计热气的流动结构来完成换热，手段单一且提升的空间不大。

目前，随着大推力发动机研制的推进，对热气防冰系统的引气量提出了更为严苛的要求，需要对相关部件的防冰热结构进行深入优化设计，并寻求除流动结构设计之外的手段，充分提高热保护气的加热效率和防护均匀性，从而以尽可能小的引气量实现满意的防冰效果。

发明内容

发明目的：本发明的目的在于提供一种能够进行热气流分配，有效缓解防冰结构远近端的防护差异，还能增强热气流与部件前缘的换热效果的适用于航空发动机支板和机翼的防冰结构。

技术方案：本发明包括防冰部件，所述防冰部件内设隔板，隔板将防冰部件内部空间分为进气腔和冲击腔，且隔板上开设射流孔，进气腔和冲击腔之间通过射流孔连通，形成热流在进气腔和冲击腔之间的对流-冲击换热；所述进气腔内竖直设置分流板，分流板右侧的进气腔顶部开设进气口，分流板两端与防冰部件的顶面、底面均预留间距，形成热流向前输送的通道；所述冲击腔内沿展向铺设多层多孔介质填充物，冲击腔表面开设出气狭缝。

所述多孔介质填充物的孔径自上而下逐层减小，多孔介质填充物的厚度和层数根据内部流动阻力和防冰要求调整，以适应不同的工作条件。

所述多孔介质填充物在同一层内孔隙率一致、孔径均匀，且沿各个方向的流动属性相同。

所述多孔介质填充物的材料采用非金属多孔材料，或者采用以金属及其合金为原材料制备而成的泡沫金属，重量轻且孔隙率高。

所述射流孔的数量为多个，且按单排等距的规则进行排列，实现进气腔与冲击腔的热流交换。

所述冲击腔前、后两表面分别开设两排出气狭缝，位于同一表面的出气狭缝以叉排形式分布，并且，冲击腔前表面的出气狭缝和冲击腔后表面的出气狭缝对称设置，能够及时将热流排出并在所述防冰部件表面形成热气膜，对下游区域起到一定的防护作用。

所述防冰部件的材料采用金属铝。

有益效果：本发明与现有技术相比，其有益效果在于：(1)能够对热气流在距离热源不同距离区域进行分配，缓解了传统防冰结构由于热气沿程流量降低和温度损失造成的部件远、近端防护差异大的问题；(2)由于多孔介质具有低密度、高孔隙率、高比表面积、高有效导热系数等优秀特性，用作填充物后不仅可以增强热气流与部件之间的换热效果，达到高效、低耗的防冰效果；而且在一定程度上提高了防冰部件的结构强度；(3)在较严苛的热气条件下，依然具有很好的防护效果，且本发明的防冰结构所需的引气条件已低于常规防冰方式的引气要求，由于部件表面仍有一定的结冰温度裕度(高出结冰温度的数值)，因此，允许进一步降低热气温度或流量，实现引气量的进一步降低；(4)本发明的防护结构加工过程并未比传统防护结构复杂，多孔介质填充物的铺设简单。

附图说明

图1为本发明的结构示意图；

图2为热气流在图1防冰部件内部通道中的流动示意图；

图3为图1的俯视图；

图4为本发明中进气口热气流量为6g/s时各射流孔的射流流量示意图；

图5为本发明中采用不同多孔介质填充物时整流支板前缘线的温度分布示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施方式和说明书附图对本发明做进一步详细描述。

如图1和图2所示，本发明包括具有三维全尺寸结构的防冰部件1，防冰部件1的材料采用金属铝。防冰部件1内设隔板3，隔板3将防冰部件1内部空间分为左、右两部分，隔板3左侧为进气腔11，隔板3右侧为冲击腔12。隔板3上开设多个射流孔31，根据热流条件和部件尺寸对射流孔31进行冲击距离、孔形状、孔尺寸、孔间距以及开孔角度等参数的调整。本实施例中，射流孔31为圆形，且按单排等距的规则进行排列。进气腔11和冲击腔12之间通过射流孔31连通，形成热流在进气腔11和冲击腔12之间的对流-冲击换热。进气腔11内竖直设置分流板111，分流板111右侧的进气腔顶部开设进气口112，分流板111两端与防冰部件1的顶面、底面均预留间距，形成热流向前输送的通道，并且，通道的尺寸可以调节。热流从进气口112进入进气腔11后分为两股，分别集中对防冰部件1上端和下端进行集中加热，之后两股热流在进气腔11前半部分中部汇合，弥补了由于热流沿程热量损失而造成中部防护不足的缺点，起到热流调控作用。分流板111其他位置的通道开设与否及开设尺寸根据各部位的热防护效果决定，并且，根据相应区域的热量需要等设置合适尺寸的分流板111及通道个数，以进行合理的热流调控。冲击腔12前、后两表面分别开设两排出气狭缝121，位于同一表面的出气狭缝以叉排形式分布，并且，冲击腔12前表面的出气狭缝和冲击腔12后表面的出气狭缝对称设置。出气狭缝121各参数的调整可以参照射流孔31。

如图1和图3所示，冲击腔12内沿展向铺设多层多孔介质填充物2，形成积冰重点区域的强化换热区。每层多孔介质填充物的孔隙率和孔径尺寸可调。多孔介质填充物2的孔径自上而下逐层减小。多孔介质填充物2在同一层内孔隙率一致、孔径均匀，且沿各个方向的流动属性相同。多孔介质填充物2的厚度和层数根据内部流动阻力和部件表面防冰的均匀度要求进行调整，每层多孔介质填充物的孔径尺寸也可根据流动阻力特性进行调整，但各层之间孔径整体变化规律不改变。本实施例中，多孔介质填充物2有六层。多孔介质填充物2具有轻质、高孔隙率的特性，符合该特性的多孔介质可以是石墨泡沫、石膏、陶瓷等非金属多孔材料，或采用以Cu、Al、Ni等金属及其合金为原材料制备而成的泡沫金属。本实施例中，采用泡沫铝作为多孔介质填充物2，泡沫金属孔隙率为0.9，沿叶高方向由上而下六层泡沫金属层孔径依次为1.6mm，1.4mm，1.2mm，1.0mm，0.8mm，0.6mm。厚度依次为62.9mm，60.0mm，60.0mm，60.0mm，60.0mm，72.9mm。热流从进气口112引入，当引气温度为420K，引气量为5g/s，工作环境温度为263.15K时，得到的整流支板表面平均温度为328.5K，最低温度为292.8K，其分别高出冰点温度值为55.5K和19.8K，可达到足够的防冰效果。

本实施例中，选用以金属铝为材料的整流支板作为防冰部件1。如图4所示，比较了整流支板内部冲击腔12在填充了六层不同孔径的泡沫金属、不填充泡沫金属以及只填充一种孔径的泡沫金属三种条件下的流量分配情况，在填充泡沫金属后，整流支板底部和顶部的射流孔流量稍有减小，而中段的射流孔流量有所增加，流量分配特性有所提升。如图5所示，选择最容易结冰的整流支板前缘为对象，比较其在同样的三种条件下表面温度分布情况，相比于不填充泡沫金属，填充后热气防护区的温度明显提高，平均提升10K以上。可见，本发明的防冰结构有效提高了热流与防护部件之间的热量交换，使防冰效果得到增强。在实际应用中，可以将热气条件进一步降低，获得低耗、高效的防冰换热结构。本发明以航空发动机整流支板为例，一方面增设分流板进行热流分配以提高部件的防护均匀性，另一方面在热气流动结构设计基础上结合优良换热材料的内部填充手段，显著提升了热气防冰效果。