一种基于对流换热的均温性整流支板热气防冰结构的制作方法

本申请属于航空发动机热交换领域，特别涉及一种基于对流换热的均温性整流支板热气防冰结构。

背景技术：

1、当飞机在温度低于零度和小马赫数条件下飞行时，由于空气中存在过冷水滴，会使发动机进口部件表面结冰从而导致气动性能下降，若积冰脱落还可能会打伤发动机部件，造成机械损伤，因此需要对发动机进口部件进行防冰保护。热气防冰是从高压部件引出热气对发动机进口部件进行加热以达到防冰的目的，因此热气防冰必然会对发动机性能产生一定影响。由于发动机进口整流支板数量较多，因此整流支板的传热结构是热气防冰的关键因素，高效的传热结构可以降低热气的损耗，提高支板换热效率，从而降低发动机热气防冰系统的整体引气量。本专利提出一种高效低损耗的整流支板传热结构，强化了支板前腔区域的换热效果，保证支板重点防护区域的防冰效果，同时想比纯对流结构可有效减少防冰系统引气量，从而降低对防冰系统引气对发动机性能的影响。

2、现有技术的缺点包括：通过水撞击特性分析可知，支板前缘区域的水收集系数最大，防冰条件最为严苛，因此支板前缘处的换热效果是整流支板传热结构设计的关键之处。目前比较主流的整流支板传热结构有以下两种，一种是“冲击-气膜”结构，即一部分热气由支板后腔流入前腔，对支板前腔进行冲击换热并由异形防冰孔排出；该防冰方法存在以下不足：一、由于整流支板内腔结构的特殊性，冲击孔距离冲击靶面较远，而冲击换热系数的大小受冲击孔与冲击靶面距离的影响较大，因此无法保证冲击换热达到最优的加热效果；二、由于防冰孔的结构为异形，导致防冰孔表面完整性降低，可能会造成安全隐患；三、由于大部分热气经支板前腔排出，只有小部分的热气流入帽罩，且进入帽罩的热气温度较低，势必会造成帽罩防冰能力欠佳。

3、另一种应用较多的是纯对流结构，即热气直接进入支板前腔，对支板前腔进行纯对流加热，之后进入中腔或者后腔后排出；该结构可以保证支板叶身的强度但纯对流的方式导致换热系数相对较小，为提升换热效果只能提高防冰引气量，且热气流动过程存在沿程温降，从而导致支板前腔的上下壁温分布不均匀，支板根部的壁温偏低。

技术实现思路

1、为了解决上述问题，本申请提供了一种基于对流换热的均温性整流支板热气防冰结构，包括：所述结构具有朝向冷流方向的锥形面，在所述锥形面背离冷流方向处具有空腔，所述空腔具有第一隔板与第二隔板，第一隔板与第二隔板分别将所述空腔分隔成靠近所述锥形面的支板前腔、远离所述锥形面的支板后腔以及位于支板前腔与支板后腔之间的支板中腔，支板前腔与支板中腔在顶端具有通入热流的进气口，支板前腔与支板中腔在底端与支板后腔联通，支板后腔具有多个排气孔；

2、其中，支板前腔与支板中腔之间的第一隔板具有多个沿热流流动方向分布的通孔；支板前腔根部具有节流孔，所述节流孔的中轴线落入支板前腔中。

3、优选的是，第二隔板末端向支板前腔位置处弯折，所述圆弧段用于导流以及增加热流排出支板中腔的流阻。

4、优选的是，第一隔板的所述通孔通过多个第一隔板间断布置形成。

5、优选的是，所述圆弧段形成的支板中腔出口截面与支板中腔的截面垂直。

6、优选的是，所述排气孔沿热流方向均匀分布。

7、优选的是，节流孔靠近支板中腔的一侧具有导流凸台，导流凸台与锥形面内壁面形成使热流进入所述节流孔的节流通道。

8、优选的是，所述圆弧段的末端具有与导流凸台平行的导流边缘，所述导流边缘与导流凸台外侧壁形成热流进入支板后腔的进口。

9、优选的是，导流凸台外侧壁与所述空腔底面之间具有用于加固以及导流的圆弧倒角。

10、优选的是，第一隔板的厚度沿热流方向逐渐增加，使支板中腔截面积逐渐减小。

11、优选的是，所述防冰结构的截面呈楔形。

12、本申请的优点包括：

13、1、本申请在支板前腔形成多路热气汇集至前缘，集中热量对防冰结构前缘进行强化换热，保证防冰结构最为薄弱的前缘位置的防冰效果满足需求；

14、2、申请从支板前腔和支板中腔同时进入热流，通过所述圆弧段增大支板中腔的排气流阻，通过所述节流孔减少所述支板前腔的排气流阻，从而实现支板中腔的热流让热流流动方向逐渐进入支板前腔，支板前腔的热流流量逐渐增加，并且支板前腔的截面积不变，使支板前腔的热流流速逐渐增大，从而在热流温度逐渐降低的情况下，通过逐渐增加的热流流速平衡支板前缘锥形面的换热效果，也能兼顾防冰需求，想比于前腔纯对流方案，可有效减少防冰引气量，降低防冰系统引气对发动机性能的影响；

15、3、本发明克服了热流沿程温降导致的带来的支板温度分布不均匀，通过中腔和前腔流路汇集的方式，提高了防冰结构根部的换热系数，从而达到提高防冰结构根部温度的目的，减少了防冰结构温度分布的不均匀性。

16、4、提高整流支板热气防冰结构沿热流方向温度分布的均匀性，减少由于支板顶部与根部温差造成的热应力，增强支板强度。

技术特征：

1.一种基于对流换热的均温性整流支板热气防冰结构，其特征在于，包括：所述结构具有朝向冷流方向的锥形面，在所述锥形面背离冷流方向处具有空腔，所述空腔具有第一隔板(3)与第二隔板(4)，第一隔板(3)与第二隔板(4)分别将所述空腔分隔成靠近所述锥形面的支板前腔(1)、远离所述锥形面的支板后腔(6)以及位于支板前腔(1)与支板后腔(6)之间的支板中腔(2)，支板前腔(1)与支板中腔(2)在顶端具有通入热流的进气口，支板前腔(1)与支板中腔(2)在底端与支板后腔(6)联通，支板后腔(6)具有多个排气孔(5)；

2.如权利要求1所述的基于对流换热的均温性整流支板热气防冰结构，其特征在于，第二隔板(4)末端向支板前腔(1)位置处弯折，所述圆弧段用于导流以及增加热流排出支板中腔(2)的流阻。

3.如权利要求1所述的基于对流换热的均温性整流支板热气防冰结构，其特征在于，第一隔板(3)的所述通孔通过多个第一隔板(3)间断布置形成。

4.如权利要求2所述的基于对流换热的均温性整流支板热气防冰结构，其特征在于，所述圆弧段形成的支板中腔(2)出口截面与支板中腔(2)的截面垂直。

5.如权利要求1所述的基于对流换热的均温性整流支板热气防冰结构，其特征在于，所述排气孔(5)沿热流方向均匀分布。

6.如权利要求2所述的基于对流换热的均温性整流支板热气防冰结构，其特征在于，节流孔(7)靠近支板中腔(2)的一侧具有导流凸台(8)，导流凸台(8)与锥形面内壁面形成使热流进入所述节流孔(7)的节流通道。

7.如权利要求1所述的基于对流换热的均温性整流支板热气防冰结构，其特征在于，所述圆弧段的末端具有与导流凸台(8)平行的导流边缘，所述导流边缘与导流凸台(8)外侧壁形成热流进入支板后腔(6)的进口。

8.如权利要求7所述的基于对流换热的均温性整流支板热气防冰结构，其特征在于，导流凸台(8)外侧壁与所述空腔底面之间具有用于加固以及导流的圆弧倒角。

9.如权利要求1所述的基于对流换热的均温性整流支板热气防冰结构，其特征在于，第一隔板(3)的厚度沿热流方向逐渐增加，使支板中腔(2)截面积逐渐减小。

10.如权利要求1所述的基于对流换热的均温性整流支板热气防冰结构，其特征在于，所述防冰结构的截面呈楔形。

技术总结
本申请属于航空发动机热交换领域，特别涉及一种基于对流换热的均温性整流支板热气防冰结构，包括：所述结构具有空腔，所述空腔具有第一隔板与第二隔板，第一隔板与第二隔板分别将所述空腔分隔成支板前腔、支板后腔以及支板中腔，支板前腔与支板中腔在顶端具有通入热流的进气口，支板前腔与支板中腔在底端与支板后腔联通，支板后腔具有多个排气孔；其中，支板前腔与支板中腔之间的第一隔板具有多个沿热流流动方向分布的通孔；支板前腔根部具有节流孔，所述节流孔的中轴线落入支板前腔中，申请克服了热流沿程温降导致的带来的支板温度分布不均匀的问题，减少了防冰结构温度分布的不均匀性。

技术研发人员：龚欢,李淼,李云单,贾琦,袁美名,李毅
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/1/13