[發明專利]一種航空發動機回流式滑油防冰支板內腔結構

有效

• 申請號: 202110302617.9
• 申請日: 2021-03-22
• 公開（公告）號: CN113047960B
• 公開（公告）日: 2022-06-10
• 發明（設計）人: 宣文韜;楊衛華;鄧創新;顧豪;李承陽
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: F02C7/04
• 分類號: F02C7/04;F02C7/047;F02C7/06
• 代理公司: 南京瑞弘專利商標事務所(普通合伙) 32249
• 代理人: 張寧馨

本發明公開了一種航空發動機回流式滑油防冰支板內腔結構，主要包括：在滑油進口和第一滑油出口之間處的側壁往防冰支板本體內部凹陷，形成勺狀凹陷，勺狀凹陷將防冰支板本體的內腔分隔三個部分；發明的防冰支板內腔結構通過改良勺狀凹陷，彎頭區和第二通道已經沒有了分離渦，并且減小了碰撞損失，從而彎頭區和第二通道換熱性能更好，流阻較小，強化換熱作用明顯，并且換熱更加均勻，防止航空發動機支板結冰，有效地保護航空發動機的安全。

技術領域

本發明涉及航空發動機滑油防冰支板技術領域，特別是涉及一種航空發動機回流式滑油防冰支板內腔結構。

背景技術

進氣道防冰系統是保證發動機進氣流場品質以及飛機在結冰環境下安全運行的重要手段。為了防止飛機某些部位結冰，或結冰時能間斷地除去冰層，保證飛機結冰時安全飛行，需要采取適當的防冰與除冰技術。防冰對飛行安全具有十分重要的意義，航空燃氣渦輪發動機是飛機結冰部件中最為敏感的部分，由于發動機高速旋轉，進氣道空氣處于抽吸狀態，氣流加速，靜溫下降，使得航空發動機進氣系統更容易受到結冰天氣的影響，更易于結冰，發動機進氣道結冰是飛機結冰中最危險的情況。

現有技術為了防止航空發動機支板結冰，對發動機靜止的支板，采用發動機潤滑系統所能提供的熱滑油進行加熱防冰，既可以減少發動機防冰系統對熱氣的需求量，同時也可以起到冷卻滑油的作用。但是熱滑油在現有的支板內腔結構流動時會出現分離渦，導致換熱不均勻，整體防冰效果不佳，設計支板內腔也需考慮流動阻力問題。

發明內容

有鑒于此，本發明的目的在于提供一種航空發動機回流式滑油防冰支板內腔結構，通過對內腔結構進行優化設計，減少流動分離渦和撞擊損失，從而使得支板與滑油換熱更加均勻，本發明具有強化換熱的作用，同時流動阻力比較小。

為了實現上述的目的，本發明采用的技術方案為：

一種航空發動機回流式滑油防冰支板內腔結構，包括：呈內部中空的防冰支板本體，所述防冰支板本體一端側壁處的上部和下部均開有孔，上部的孔為滑油進口，下部的孔為第一滑油出口；所述防冰支板本體另一端側壁處的上部還開有孔，該孔為第二滑油出口；

在所述滑油進口和所述第一滑油出口之間處的側壁往所述防冰支板本體內部凹陷，形成勺狀凹陷，其中，

所述勺狀凹陷靠近所述第二滑油出口一側處的部分為勺頭，該勺頭的頂面呈半圓形，所述勺狀凹陷靠近所述第一滑油出口一側處的部分為勺柄，所述勺柄呈等寬的條狀，在所述勺頭和所述勺柄之間通過平滑的過渡段連接；所述勺狀凹陷的內壁設有隔板；

所述勺狀凹陷將所述防冰支板本體的內腔分隔三個部分，其中，

所述勺狀凹陷的上部為第一通道，該第一通道連通所述滑油進口以及所述第二滑油出口；

所述勺狀凹陷的勺頭與鄰近的防冰支板側壁形成彎頭區；

所述勺狀凹陷的下部為第二通道，該第二通道連通所述彎頭區和所述第一滑油出口。

進一步的，定義w1為所述第一通道的寬度，定義d為所述第二滑油出口的寬度，定義w2為第二通道的寬度，定義所述第一通道的凈寬度w0為：w0＝w1-d，所述第一通道的凈寬度w0以及所述第二通道的寬度w2，滿足：w0:w2＝3/2。

進一步的，所述勺狀凹陷的勺頭頂端至臨近側的所述防冰支板本體側壁距離L為(w1+w2)/4。

進一步的，所述第一通道的寬度w1為106mm，所述第二通道的寬度w2為54mm，所述第二滑油出口的寬度d為25mm。

進一步的，所述第二滑油出口緊貼所述第一通道處的防冰支板本體側壁。

進一步的，所述滑油進口的高度、所述第一通道的高度、所述第一滑油出口的高度、所述第二滑油出口的高度以及所述彎頭區的高度均相等。