一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构

标题：一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构

摘要：一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，包括帽罩内壁前缘射流孔，帽罩内壁上周向均布的射流孔，防冰热气通道，帽罩尾端的通气孔；其中：整流帽罩为圆锥或者椭圆锥结构，整流帽罩防冰传热结构由内外两层薄壁组成，两层薄壁之间的距离从整流帽罩前端到尾端，逐渐变小，中间形成一条换热通道；帽罩内壁前缘射流孔位于整流帽罩前端，帽罩内壁上周向均布的射流孔与整流帽罩轴线所夹锐角度数为30～60°。本实用新型的优点：合理的利用了防冰热气的焓值，有效提高了防冰热气的使用效率，节约了防冰热气引气量，减少了防冰引气带来的代偿损失，有利于提高发动机总体性能。

申请号：CN201420003992.9

申请日：2014/1/3

申请人：中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所

首项权利要求：一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，其特征在于：所述的航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构，包括帽罩内壁前缘射流孔(1)，帽罩内壁上周向均布的射流孔(2)，防冰热气通道(3)，帽罩尾端的通气孔(4)；其中：整流帽罩为圆锥或者椭圆锥结构，整流帽罩防冰传热结构由内外两层薄壁组成，两层薄壁之间的距离从整流帽罩前端到尾端，逐渐变小，中间形成一条换热通道；帽罩内壁前缘射流孔(1)位于整流帽罩前端，帽罩内壁上周向均布的射流孔(2)与整流帽罩轴线所夹锐角度数为30～60°。

专利类型：实用新型