[发明专利]一种基于肋柱分区扰流的均温性整流支板热气防冰结构

说明书

本发明提供了一种基于肋柱分区扰流的均温性整流支板热气防冰结构。包括整流支板，所述整流支板内设多条隔板，第一隔板将内部空间分为前腔和蛇形空腔通道；所述前腔顶部为热气进口，热气自前腔换热后分别流入蛇形空腔通道和下端出口，所述前腔沿展向分区布置不同类型及数量的肋柱，以均匀上、下端换热能力，所述肋柱多为斜肋柱；所述蛇形空腔通道为多个相互连通的换热空腔，末腔壁面开设气膜孔。本发明前腔为分区肋柱扰流结构，不仅能强化防冰部件前缘和前腔换热，还能提高支板上、下端外表面温度的均匀性；此外，蛇形空腔通道结构增加了有效换热长度和换热时间，热气利用率高，能进一步强化整流支板换热效果，降低热气引用量。

技术领域

本发明属于航空发动机防冰领域，具体为一种基于肋柱分区扰流的均温性整流支板热气防冰结构。

背景技术

飞行过程中迎风表面结冰是影响飞机安全性的一个主要问题，几乎每年都有因结冰而引发的飞行事故，其中发动机作为动力输出，结冰对于飞行安全可能是致命的。当飞机穿过含有过冷水滴的云层时，位于发动机前部的所有部件(帽罩、整流支板、导向叶片、一级压缩机叶片)都容易受到过冷水滴的直接撞击而导致结冰，因此为避免发动机结冰所产生的流场恶化、推力减小，结构损坏等不利影响，必须设计发动机防冰系统。

其中，发动机前端部件的防冰方式有多种，如电热防冰、热气防冰、润滑油防冰等，其中热气防冰系统是发展成熟、可靠且应用最为广泛的防冰系统，目前发动机防冰系统主要采用热气防冰系统，主要为通道换热和气膜-射流冲击换热，气膜-射流冲击换热结构因表面开缝而强度较低，而通道换热结构具有较好的结构强度，但热交换效率不高，同时防冰腔内部热气沿流动方向温度逐渐减小，存在上下端防护效果差异大问题。

近些年来，发动机高推力要求更低的防冰引气量，因此需要更高效的换热结构提高热气利用效率，此外，整流支板以往换热结构只关注于强化传热与否，而忽略了支板沿程换热的均匀性，使得整流支板上部过度强化传热而造成热量的损失，整流支板下部强化换热不足而不能达到防冰要求。针对上述问题，需要对防冰结构进行更精细化的设计，如通过防冰内表面结构设计、分区强化传热、多换热空腔结构设计等方式强化传热，提高热气利用效率和表面温度的均匀性，在尽可能地减小防冰所需热气的同时提高换热均匀性。

发明内容

发明目的：本发明目的在于提供一种基于肋柱分区扰流的均温性整流支板热气防冰结构，强化整流支板前缘及前腔换热效果，提高整流支板上、下端表面温度均匀性，以及提高热气利用率。

技术方案：一种基于肋柱分区扰流的均温性整流支板热气防冰结构，包括整流支板，所述整流支板内依次至少设有第一隔板、第二隔板和第三隔板三个隔板，其中所述第一隔板的一侧设有前腔，其另一侧设有蛇形空腔通道，所述前腔的顶部设有热气进口，其底部设有出口，热气自所述前腔换热后分别流入蛇形空腔通道和下端出口，所述前腔沿展向分为多个区域，以均匀上、下端换热能力；所述蛇形空腔通道至少包括第一腔体、第二腔体和第三腔体三个腔体，其中在最后一个腔体上开设有多个阵列分布的气膜孔，部分热气于所述蛇形空腔通道换热后自多个所述气膜孔排入冷流。

优选的，所述整流支板的前缘厚度不小于2.5毫米，所述前腔和所述蛇形空腔通道的外壁面厚度均不小于1毫米，所述前腔和所述蛇形空腔通道自上而下为等截面或变截面状。

优选的，所述蛇形空腔通道中腔体数量不小于，且最后一个腔体的宽度大于其他空腔的宽度。

优选的，所述整流支板内的隔板数量不小于，且最后一个隔板上开设多个圆形或矩形的通道以调整多个所述气膜孔的流量。

优选的，多个所述气膜孔阵列开设于所述蛇形空腔通道的最后一个腔体的一侧壁面或者最后一个腔体的两侧壁面。

优选的，所述整流支板的一侧设有可调部件，当单侧壁面开设多个所述气膜孔时，多个所述气膜孔处于所述可调部件偏转的一侧。

优选的，所述可调部件为可调支板。