[发明专利]一种航空发动机复合材料进口部件的防冰结构

说明书

本申请提供了一种航空发动机复合材料进口部件的防冰结构，所述防冰结构包括：帽罩，所述帽罩包括构成帽罩曲面外形的帽罩外壁和用于支撑帽罩外壁的内锥体，所述帽罩外壁与内锥体之间形成有用于对帽罩外壁防冰的加热通道，所述内锥体中心具有流道，所述帽罩外壁上具有多个周向分布的支板通气孔；喷管，所述喷管至少部分的伸入所述内锥体的流道内，通过所述喷管与所述内椎体构成引射装置；以及支板，所述支板连接所述帽罩及机匣以固定所述帽罩。本申请提供的除冰结构可以高效的对帽罩前端外壁进行加热及对支板进行有效的热防护，降低复合材料结构所承受的热冲击，能在满足防冰要求的前提下，减小发动机引气量，有效降低飞机发动机代偿损失。

技术领域

本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种航空发动机复合材料进口部件的防冰结构。

背景技术

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，会使发动机进口整流支板和整流帽罩表面结冰。整流支板和帽罩结冰会改变支板和帽罩的气动外形，导致气动性能下降，同时支板结冰会减小气流的进气面积，积冰脱落还会打伤发动机部件，造成机械损伤，因此需要对发动机进口部件进行防冰保护。

热气防冰是实现发动机防冰功能的主要方式，一般采用对流、冲击等加热方式。但由于发动机前向隐身及减重的需求，进口部件由金属材料转变为采用复合材料，但由于复合材料导热系数低，传统的防冰传热结构对于复合材料防冰部件的加热效果不理想，不能满足复合材料防冰部件的防冰需求。由于复合材料加热效率不高，热气的需求量较大，不利于发动机性能的提高。传统的防冰传热流路，热气均先经由支板再进入帽罩，而整流支板采用“气膜”吹袭后可能会导致进入帽罩的气流量减少，从而导致帽罩的防冰能力欠佳。

发明内容

本申请的目的是提供了一种航空发动机复合材料进口部件的防冰结构，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

本申请的技术方案是：一种航空发动机复合材料进口部件的防冰结构，所述防冰结构包括：

帽罩，所述帽罩包括构成帽罩曲面外形的帽罩外壁和用于支撑帽罩外壁的内锥体，所述帽罩外壁与内锥体之间形成有用于对帽罩外壁防冰的加热通道，所述内锥体中心具有流道，所述帽罩外壁上具有多个周向分布的支板通气孔；

喷管，所述喷管至少部分的伸入所述内锥体的流道内，通过所述喷管与所述内椎体构成引射装置；以及

支板，所述支板连接所述帽罩及机匣以固定所述帽罩。

进一步的，所述帽罩外壁与内锥体之间均匀的分布有若干筋肋，通过所述筋肋加强帽罩外壁与内椎体之间的换热效果。

进一步的，所述流道包括靠近帽罩前端的平直段和远离帽罩前端的扩张段，所述喷管部分插入所述扩张段内而与所述内锥体之间形成引射通道。

进一步的，所述支板包括内支板和外支板，所述内支板沿着长度方向从内支板的前端向后端设置有连通的射流孔、射流通道和稳压腔，所述稳压腔连通帽罩外壁的支板通气孔；

所述外支板包裹部分的内支板，且所述外支板与内支板之间具有间隙，所述间隙形成微通道换热器，在所述微通道换热器的后端具有集气腔，连通所述集齐腔的外支板侧壁设有气膜孔。

进一步的，所述集气腔的截面宽带大于所述微通道换热器的截面宽度。

进一步的，所述气膜孔与支板长度方向的夹角为60°-90°。

进一步的，所述外支板与所述内支板通过螺钉连接。

进一步的，在所述帽罩外壁的内侧壁上敷设传热结构。

本申请提供的除冰结构可以高效的对帽罩前端外壁进行加热及对支板进行有效的热防护，降低复合材料结构所承受的热冲击，能在满足防冰要求的前提下，减小发动机引气量，有效降低飞机发动机代偿损失。

附图说明