[發明專利]一種飛機雙蒙皮防冰腔結構及換熱方法

有效

• 申請號: 202111167763.1
• 申請日: 2021-09-30
• 公開（公告）號: CN113844659B
• 公開（公告）日: 2023-06-23
• 發明（設計）人: 張帆;劉賢良;邢芳芳;王樂;趙澎渤
• 申請（專利權）人: 中航通飛華南飛機工業有限公司
• 主分類號: B64D15/04
• 分類號: B64D15/04;B64C3/26
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 張淑華

本發明屬于飛機環境控制領域，涉及一種飛機雙蒙皮防冰腔結構及換熱方法。本發明方案飛機雙蒙皮防冰腔結構，包括雙蒙皮、前腔部分(8)、后腔部分(9)；本發明采用了變徑化銑通道的雙蒙皮防冰腔方式，優化了防冰腔的傳熱分配路徑，增多了防冰系統的性能調節方向，解決了上下翼面同弦長防護區但熱量需求不一致的傳熱問題。較于常規單蒙皮或雙蒙皮防冰腔設計，將防冰腔的換熱效率進一步提高，降低了引氣量的需求，為飛機能源供給優化分配提供了新的方向。

技術領域

本發明屬于飛機環境控制領域，涉及一種飛機雙蒙皮防冰腔結構及換熱方法。

背景技術

目前波音、空客等國內外系列運輸飛機的防冰腔防冰方式，均為不化銑的雙蒙皮或單蒙皮防冰腔，采用雙蒙皮防冰腔結構更為復雜，是換熱效率最好的一種防冰腔方式，但由于結構復雜，且國內外軍民用飛機上均提供了足夠不使用最優換熱效率的防冰腔結構的引氣量，因此現有的飛機上還未出現過雙蒙皮且非均勻化銑的防冰腔方式存在。

而基于國內現有的發動機技術，在民用飛機必須選用國產發動機的前提下，飛機引氣量不足會是短時間內一直持續存在的問題，為此產生了一種雙蒙皮化銑結構設計的防冰腔結構。為最大化的利用熱氣開展腔內換熱，讓熱氣流入最需要的地方，基于上下翼面接近弧長防護區且上翼面大于下翼面熱量需求不均等的情況下，讓更多的熱氣流入上翼面的化銑通道中。因此設計出了一種換熱效率好的飛機翼面變徑化銑通道的雙蒙皮防冰腔。

發明內容

本發明的目的是填補現有飛機采用雙蒙皮變徑化銑設計的防冰腔的缺失，通過借助現有雙蒙皮或單蒙皮防冰腔的設計思路，設計一個適用于上下翼面接近弧長防護區且上翼面大于下翼面熱量需求的雙蒙皮變徑化銑設計的防冰腔結構，提高了防冰系統的換熱效率，減低了防冰系統的引氣量需求。

本發明解決其技術問題所采用的技術方案是：一種飛機雙蒙皮防冰腔結構，其特征在于，包括雙蒙皮、前腔部分8、后腔部分9；

其中，所述雙蒙皮部分包括下內蒙皮3、上內蒙皮4、外蒙皮5；下內蒙皮3與外蒙皮5固定連接，上內蒙皮4與外蒙皮5固定連接，所述外蒙皮5的內表面設有多個化銑通道6及非化銑部分7，與下內蒙皮3、上內蒙皮4組成熱氣流通道；所述前腔部分8是由內外蒙皮與前腔擋板10圍和的一個封閉空間，前腔部分8內，笛形管1的笛形孔2與下內蒙皮3、上內蒙皮4的對接口處對應，所述后腔部分是由后腔擋板11、下內蒙皮3、上內蒙皮4及前腔擋板10圍和的一個封閉空間，后腔部分9的內外蒙皮上設有排氣格柵14，與后腔擋板11連接處設有上入口12及下入口13。

笛形管1為管狀結構，在管壁上均勻排布多個笛形孔，笛形孔間的距離為25-40mm，笛形孔的直徑為1.6-2.1mm。笛形管1的管徑為30-50cm。笛形管1與下內蒙皮3、上內蒙皮4的對接口處的外蒙皮距離為40-50mm。所述化銑通道6的寬度為30-40mm，高度為1.2-1.8mm。兩個化銑通道6之間為非化銑部分7，寬度為40-50mm。下內蒙皮3、上內蒙皮4的對接口處的距離為8-12mm。非化銑部分7的兩端采用收縮設計，寬度減小10-15mm。笛形管1通過支架連接在肋隔板上。

一種飛機雙蒙皮防冰腔結構的換熱方法，其特征在于，熱氣通過笛形管1的笛形孔2噴射至前腔部分8經由下內蒙皮3、上內蒙皮4對接開口，流入至外蒙皮5的化銑通道6中并沿展向對非化銑部分7進行傳熱，而后通過上入口12及下入口13流至后腔部分9，在后腔中混合后通過排氣格柵14排出機外。

本發明的優點：本發明的一種飛機雙蒙皮防冰腔結構和傳熱方法，采用了變徑化銑通道的雙蒙皮方式，優化了防冰腔的傳熱分配路徑，增多了防冰系統的性能調節方向，解決了上下翼面同弦長但熱量需求不一致的傳熱問題。較于常規雙蒙皮防冰腔設計，將防冰腔的換熱效率進一步提高，降低了引氣量的需求，為飛機能源供給優化分配提供了新的方向。

附圖說明

圖1為本發明提供的一種飛機翼面前緣雙蒙皮防冰腔結構示意圖

圖2為防冰腔前后腔結構及氣流方向示意圖