一种螺旋形曲面通道的航空发动机帽罩单孔冲击换热结构

标题：一种螺旋形曲面通道的航空发动机帽罩单孔冲击换热结构

摘要：本发明公开了一种螺旋形曲面通道的航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，在帽罩前缘冲击内腔的冲击孔板侧壁上设置螺旋形曲面结构，冲击孔板上螺旋曲面结构与帽罩前缘壁面间形成换热通道，从压气机引入的热气沿冲击孔流动喷射经过冲击孔板至帽罩前缘冲击腔区域冲击至帽罩前缘壁面，通过换热通道沿螺旋曲面向前缘壁面周向流动至通道环形出口流出。通过将冲击孔板侧面的锥环形换热通道设置为螺旋曲面结构，增大气流在帽罩内的流动行程，使得高速高温气流在帽罩内的流动时间增加，热气流与壁面的换热更加充分，可提高帽罩前缘壁面区域的冲击换热性能和换热效果，且具有较好的加工实施性，可应用于各种航空发动机整流帽罩中。

申请号：CN201910617199.5

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：1.一种螺旋形曲面通道的航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，包括进气通道、冲击孔板、冲击孔、帽罩前缘冲击腔、帽罩前缘壁面、换热通道、螺旋曲面结构、通道环形出口，其特征在于 : 在帽罩前缘冲击腔内侧的冲击孔板侧壁上设置有螺旋形曲面结构，冲击孔板上螺旋曲面结构与帽罩前缘壁面间形成换热通道，帽罩前缘壁面内侧的帽罩前缘冲击腔为冲击换热区域，从压气机引入的热气沿冲击孔流动喷射经过冲击孔板至帽罩前缘冲击腔区域冲击至帽罩前缘壁面，通过换热通道沿螺旋曲面向前缘壁面周向流动至通道环形出口流出；
所述帽罩前缘壁面为圆锥形曲面结构，帽罩锥角角度取值为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。

专利类型：发明申请