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1、10申请公布号CN101962076A43申请公布日20110202CN101962076ACN101962076A21申请号201010283009X22申请日20100915B64D15/0420060171申请人北京航空航天大学地址100191北京市海淀区学院路37号72发明人张斌刘沛清田云贾玉红74专利代理机构北京永创新实专利事务所11121代理人赵文利54发明名称一种飞机短舱前缘气膜式防冰结构57摘要本发明公开了一种飞机短舱前缘气膜式防冰结构，包括短舱外壁、环形热气管和支板，环形热气管位于短舱外壁与支板形成的防冰腔中，支板两端固定连接短舱外壁，环形热气管靠近短舱外壁前缘顶端一侧开有出。
2、流孔，短舱外壁上设有气膜孔。本发明采用主动防御策略，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。而且本发明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。51INTCL19中华人民共和国国家知识产权局12发明专利申请权利要求书1页说明书3页附图2页CN101962077A1/1页21一种飞机短舱前缘气膜式防冰结构，包括短舱外壁、环形热气管和支板，环形热气管位于短舱外壁与支板形成的防冰腔中，其特征在于，支板两端固定连接短舱外壁，环形热气管靠近短舱外壁前缘顶端一侧开有出流孔。
3、，短舱外壁上设有气膜孔。2根据权利要求1所述的一种飞机短舱前缘气膜式防冰结构，其特征在于，所述的出流孔大小根据环形热气管的大小确定。3根据权利要求1所述的一种飞机短舱前缘气膜式防冰结构，其特征在于，所述的出流孔的孔排为一排。4根据权利要求1所述的一种飞机短舱前缘气膜式防冰结构，其特征在于，所述的气膜孔沿短舱外壁前缘周向及整个环向分布，气膜孔的孔排数根据飞机短舱大小确定。5根据权利要求1所述的一种飞机短舱前缘气膜式防冰结构，其特征在于，所述的气膜孔的倾斜角度为3060，孔径为毫米量级。权利要求书CN101962076ACN101962077A1/3页3一种飞机短舱前缘气膜式防冰结构技术领域000。
4、1本发明属于航空技术领域，具体涉及一种飞机短舱前缘防冰系统防冰结构。背景技术0002当飞机穿过有过冷水珠的云层或者在有冻雾的地面工作时，装载发动机的短舱前缘会结冰，这些地方若要是结冰就会大大地限制通过发动机的空气流量，从而引起发动机性能损失并可能会使发动机发生故障，此外，脱落下来的冰块被吸入发动机或者撞击进气道吸音材料衬层时可能造成损坏，所以短舱前缘的防冰设计是必要的。飞机的短舱前缘一般采用热气防冰，主要第一是由于发动机的热气源离得很近，第二这种防冰效果好，而且可靠性高。防冰系统的热空气通常取自高压压气机级，通过调压活门用导管输至短舱前缘部位。0003传统的短舱前缘防冰结构如图1所示，该图为前。
5、缘结构剖面图，包括短舱外壁1、环形热气管2和支板8，环形热气管2位于短舱外壁1与支板8形成的防冰腔4中，支板8一端固定连接短舱外壁1，另一端与短舱外壁1之间设有排气缝隙7。首先热气经导气管从发动机的压气机引到短舱前缘内部，引入的热气进入环形热气管2中后，热气在里面作片刻停留，然后从环形热气管2壁面处的出气孔3中喷射而出，进入到前缘的防冰腔4内，整个防冰腔4的截面约为半圆形，防冰腔4中间为环形热气管2，进入防冰腔4内的热气通过对流换热，将热量主要传给短舱前缘内壁面5，然后热量从内壁面5通过导热的方式传递到前缘外壁面6，使得短舱外壁1的外壁面6温度升高，以达到防冰目的，经过换热后的气体乏气绕过热气。
6、管2通过支板8与短舱外壁1之间的排气缝隙7排出防冰腔4，完成防冰任务。支板8主要起支撑和阻挡热气的作用。0004鉴于传统的热气防冰在热量传递方式上主要依靠壁面的导热进行，我们知道导热是传热学中较为低等级的一种热量传递方式，应用在这里有两个主要问题第一热量以导热的方式传递，速度很慢，也就是说外壁面要达到防冰温度的时效性较差；第二在这种防冰方式中，热气仅仅通过内壁面的换热即完成使命，造成热气很多潜在的能量浪费，进而影响发动机的热效率，从而影响整个飞机的性能。发明内容0005本发明的目的是为了解决传统防冰方式所造成的防冰时效性差、热量利用率低等弊端，为飞机短舱前缘提供一种高效并且及时的热防护，达到立。
7、体防冰效果的飞机短舱前缘气膜式防冰结构。0006本发明的一种飞机短舱前缘气膜式防冰结构，包括短舱外壁、环形热气管和支板，环形热气管位于短舱外壁与支板形成的防冰腔中，支板两端固定连接短舱外壁，环形热气管靠近短舱外壁前缘顶端一侧开有出流孔，短舱外壁上设有气膜孔。0007本发明的优点在于00081本发明采用主动防御策略，通过外壁面的气膜孔引气能迅速在结冰表面形成说明书CN101962076ACN101962077A2/3页4高温气体的热覆盖，在防冰时效性方面具有很强的优势；00092本发明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，。
8、提高热利用率；00103本发明是立体的热防护，既有内壁面的冲击换热、对流换热、还有气膜孔内的换热以及由气膜孔出去热气的外壁面换热，所以本发明具有很高的热量利用率，在减少发动机引起量方面具有广阔的应用前景；00114由于本发明采用的是热气防冰，所以该结构工作可靠性很高。附图说明0012图1现有传统式短舱前缘防冰结构示意图；0013图2是本发明的一种飞机短舱前缘气膜式防冰结构的结构示意图；0014图3是本发明的短舱结构整体轮廓图。0015图中00161短舱外壁2环向热气管3出气孔4防冰腔00175内壁面6前外壁面7排气缝隙8支板00189出流孔10气膜孔具体实施方式0019下面将结合附图和实施例对。
9、本发明作进一步的详细说明。0020本发明是一种飞机短舱前缘气膜式防冰结构，如图2所示，包括短舱外壁1、环形热气管2和支板8。0021环形热气管2位于短舱外壁1与支板8形成的防冰腔4中，支板8两端固定连接短舱外壁1，环形热气管2靠近短舱外壁1前缘顶端一侧开有一排出流孔9，短舱外壁1上设有气膜孔10。0022所述的环形热气管2中出流孔9的尺寸根据具体发动机环形热气管2的大小确定，气膜孔10沿短舱外壁1前缘周向及整个环向分布，气膜孔10的孔排数根据具体发动机短舱大小确定，气膜孔10的倾斜角度一般在3060之间，孔径基本在1MM量级左右。0023本发明与现有短舱前缘防冰结构不同的是首先是防冰腔4内的环。
10、形热气管2，传统式的环形热气管2是上面开很多出气孔3，热气经流出气孔3出去，而本发明中环形热气管2只开了靠近短舱外壁1前缘顶端侧的一排出流孔9；其次是防冰腔4的结构，传统式在防冰腔4的右下方有排气缝隙7，而本发明中没有此结构，支板8直接堵死；最后是短舱外壁1的前缘，传统式短舱外壁1前缘壁面是完整的封闭结构，而本发明中短舱外壁1的前缘壁面开了许多排气膜孔10。0024本发明所述的一种飞机短舱前缘气膜式防冰结构在短舱中的位置剖面如图3所示，局部放大如图2所示，一种飞机短舱前缘气膜式防冰结构工作过程为0025首先热气经导气管从发动机的压气机引到短舱前缘内部，引来的热气进入环形热气管2中，然后热气从环形热气管2的出流孔9喷射而出，进入到前缘的防冰腔4内，在防冰腔4内和内壁面5进行强烈的冲击换热和对流换热，气流在防冰腔4内经过旋流及换热说明书CN101962076ACN101962077A3/3页5后，沿着短舱外壁1前缘壁面的许多排气膜孔10射到短舱前缘的外壁面6，射出去的热气在外界冷气流的作用下紧紧覆盖住短舱前缘外壁面6，使得前缘包围在热气膜之中，达到防冰目的。说明书CN101962076ACN101962077A1/2页6图1图2说明书附图CN101962076ACN101962077A2/2页7图3说明书附图CN101962076A。