一种孔板前倾式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构

标题：一种孔板前倾式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构

摘要：本发明公开了一种孔板前倾式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，在冲击孔板上的冲击孔处设置同中心轴线的前倾三角形结构形成前倾扩张通道，前倾扩张通道与冲击孔板侧壁面成一体结构, 且与帽罩前缘壁面中间形成热气通道；帽罩前缘壁面内侧的前缘冲击区内腔为冲击换热区域；从压气机引入的热气从冲击孔喷射，经过带有前倾三角形结构冲击孔板流动至前缘冲击内腔区域冲击至帽罩前缘壁面，由热气通道向前缘壁面周向流动通过通道环形出口流出；通过前倾扩张式通道结构提高冲击气流在帽罩前缘的湍流度，通过扩张式通道的前倾结构压缩滚转流场，使得前缘壁面的射流流速增加，增强了冲击换热强度，从而提高帽罩前缘壁面换热强度的效果。

申请号：CN201910617191.9

申请日：2019/7/10

申请人：西北工业大学; 中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种孔板前倾式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，包括进气大腔、冲击孔板、冲击孔、前倾扩张通道、前缘冲击区内腔、帽罩前缘壁面、热气通道、通道环形出口，其特征在于 :
在冲击孔板上的冲击孔处设置同中心轴线的前倾三角形结构形成前倾扩张通道，前倾扩张通道与冲击孔板侧壁面成一体结构，且与帽罩前缘壁面中间形成热气通道；帽罩前缘壁面内侧的前缘冲击区内腔为冲击换热区域，气流通过冲击孔冲击至帽罩前缘壁面之前，通过前倾三角形结构对气流冲击至帽罩前缘壁面的冲击区域变大；从压气机引入的热气从冲击孔喷射，经过带有前倾三角形结构冲击孔板流动至前缘冲击内腔区域冲击至帽罩前缘壁面，由热气通道向前缘壁面周向流动，通过通道环形出口流出；
所述帽罩前缘壁面为圆锥形曲面结构，锥角角度取值范围为60～84°，帽罩前缘的倒圆内径d与冲击孔直径D的比值为0.5～2；
所述冲击孔为柱形圆孔，冲击孔长度与冲击孔直径的比值为0.25～1.25，冲击孔至帽罩前缘倒圆面的距离H与冲击孔直径D的比值为6～10；
所述前倾扩张通道壁面与水平来流夹角为30～42°，前倾扩张通道长度L与冲击孔孔径D比值为3～5，前倾扩张通道出口孔径M与冲击孔孔径D比值为3～5。

专利类型：发明申请