[发明专利]冲击-热气膜复合式防冰结构设计方法

说明书

本发明公开了一种冲击‑热气膜复合式防冰结构设计方法，该设计方法和流程从设计的角度综合考虑防冰部件各个区域的流场参数，在稳态换热情况下，给出了求取使得防冰部件待防护区域的表面温度达到防冰要求所需要的部件结构及相应的供气参数的方法和流程。本发明对于冲击‑热气膜复合式热气防冰结构，其不同区域有不同的流动换热特点，各个区域的防冰方式及研究方法也不同。将部件进行区域划分并分别针对性的研究，可有效提高研究效率。

技术领域

本发明涉及一种基于冲击-热气膜防冰方法的航空发动机进气部件的结构设计方法，适用于航空发动机前缘部件防冰结构设计，属于航空发动机防冰领域。

背景技术

航空发动机在结冰气象条件下会发生结冰现象，发动机前缘进气部件结冰对发动机的影响很大，会使发动机功率降低，严重时造成发动机损坏。目前我国国军标和适航规章均对涡扇发动机防冰提出了一定的设计要求。

防冰技术对发动机的安全具有重要意义。目前多采用的防冰方法为热气式，即从压气机引入热气，对需要防护的表面进行加热来防止结冰。复合材料具有强度高且质量轻的优点，在飞机发动机上已得到广泛的应用，鉴于复合材料导热系数较低，限制了热气防冰的传热效率，需要改进设计使得复合材料部件达到防冰要求。

新型航空发动机进气部件采用(支板、帽罩)全复合材料结构或金属前缘的复合材料结构。复合材料导热系数较小，为实现前缘及中后部待防护壁面的防冰要求，可采用高效的冲击-热气膜复合式热气防冰结构，即采用热气冲击部件前缘内部，采用气膜缝结构排气。冲击气体通过前缘壁面导热进行防冰，气膜缝排出气体对缝后壁面进行加热，同时可将撞击到中后部的水滴吹离壁面，具有一定的防冰效果。

一些学者对冲击-热气膜复合式防冰结构的流动换热特性和水滴撞击特性进行了探究。

李云单、陆海鹰(2011)等针对发动机冲击-气膜防冰结构进行了冲击换热研究，研究发现整流支板冲击换热结构的换热规律与单独冲击换热机构是一致的。Dong W、Zhu J(2015)等用数值模拟方法和试验研究了帽罩气膜加热的性能，气膜从帽罩前端排出，用拉格朗日法计算了水滴运动轨迹，耦合考虑了传质与传热对帽罩表面温度的影响。发现前端排出的气膜对水滴运动轨迹产生了一定的影响。(Dong W,Zhu J,Zheng M,et al.ThermalAnalysis and Testing of Nonrotating Cone with Hot-Air Anti-Icing System[J].Journal of Propulsion and Power,2015,31(3):896-903.)

相关的发明专利和实用新型专利如下。

北京航空航天大学公开了一种飞机短舱前缘气膜式防冰结构，采用主动防御策略，通过外壁面的气膜孔引气能迅速在结冰表面形成高温气体的热覆盖，在防冰时效性方面具有很强的优势。通过在环形热气管前端开设出流孔，既可以减少热气体在环形热气管道内的压头损失，也可以对内壁面进行强有力的冲击换热，提高热利用率。(北京航空航天大学.一种飞机短舱前缘气膜式防冰结构.中国，发明，CN101962076A，2011.02.02)

沈阳发动机设计研究所公开了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；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。

因此，冲击-热气膜复合式防冰方法在防冰结构中应用日趋广泛，针对该结构的流动、换热特性研究也逐步展开。但是由于冲击-热气膜复合式防冰结构的复杂性，多数学者只是初步研究了特定结构下的流动换热特性或水滴撞击特性，鲜有从设计角度对该防冰结构的复杂流动换热规律进行全面的研究，同时也缺乏系统的防冰结构设计方法。

发明内容