航空发动机短舱防冰设计方法技术

本公开涉及一种航空发动机短舱防冰设计方法，包括：根据航空发动机短舱内防冰组件的设计参数，为防冰组件建立其处于工作状态下的第一热态模型；将第一热态模型转换为防冰组件处于非工作状态下的冷态模型；根据防冰组件工作过程中的热分布情况，将冷态模型转换为第二热态模型；对第二热态模型所能达到的防冰性能进行评估，且在评估结果满足防冰性能需求的情况下采用当前的设计参数，在评估结果不满足防冰性能需求的情况下对当前的设计参数进行优化，并重新建立第一热态模型。并重新建立第一热态模型。并重新建立第一热态模型。

【技术实现步骤摘要】
航空发动机短舱防冰设计方法


[0001]本公开涉及航空发动机防冰
，特别涉及一种航空发动机短舱防冰设计方法。

技术介绍

[0002]航空发动机的进气道结冰会改变发动机进气流道外形气动面，这会增加发动机阻力并降低发动机工作效率。结冰引起的最严重情况是，大量冰块脱离被吸入发动机引起灾难性事故。因此，发动机进气道必须进行防冰设计，即针对发动机进气道结冰区加热防止结冰。
[0003]目前在役发动机进气道主要采用热气防冰，即对结冰区进行加热从而实现防冰的方式。防冰性能设计的目标是理想位置热气射流冲击结果，但是由于发动机进气道结冰区即唇口流道面部分通常为不规则复杂双曲型面，防冰实际结构设计结果与防冰性能理想参数存在一定差异。该差异会影响防冰性能和防冰效率，甚至严重者，导致结冰区未达到有效除冰设计，产生不可接受的结冰量从而影响发动机安全。

技术实现思路

[0004]本公开提供了一种航空发动机短舱防冰设计方法，能够提高航空发动机工作的安全性。
[0005]本公开提供的航空发动机短舱防冰设计方法，包括：
[0006]根据航空发动机短舱内防冰组件的设计参数，为防冰组件建立其处于工作状态下的第一热态模型；
[0007]将第一热态模型转换为防冰组件处于非工作状态下的冷态模型；
[0008]根据防冰组件工作过程中的热分布情况，将冷态模型转换为第二热态模型；
[0009]对第二热态模型所能达到的防冰性能进行评估，且在评估结果满足防冰性能需求的情况下采用当前的设计参数，在评估结果不满足防冰性能需求的情况下对当前的设计参数进行优化，并重新建立第一热态模型。
[0010]在一些实施例中，防冰组件包括环形引气管；将第一热态模型转换为航空发动机处于非工作状态下的冷态模型的步骤包括：
[0011]根据防冰组件从工作状态到非工作状态的温度变化情况，计算环形引气管的中心线从第一热态模型转换至冷态模型时的径向偏移量Δr和轴向偏移量Δt；
[0012]根据环形引气管在第一热态模型的中心线O1、径向偏移量Δr和轴向偏移量Δt，得出环形引气管在冷态模型的中心线O2，以确定出环形引气管在冷态模型中的位置。
[0013]在一些实施例中，防冰组件包括：环形引气管、第一铰接座、支撑杆和第二铰接座，环形引气管设在D形的引气腔内，引气腔由进气道的唇口和隔板围合形成，第一铰接座固定在环形引气管上，第二铰接座固定在隔板上，支撑杆的两端分别与第一铰接座和第二铰接座铰接；
[0014]其中，在第一热态模型中，端部支撑连线与支撑杆共线，端部支撑连线为环形引气管在支撑杆所在纵截面内的中心与第一铰接座的第一铰接点之间的连线。
[0015]在一些实施例中，在冷态模型中，环形引气管的中心线相对于第一热态模型发生偏移，端部支撑连线与支撑杆成角度。
[0016]在一些实施例中，防冰组件沿环形引气管的周向间隔设置多个支撑杆，在将第一热态模型转换为冷态模型，和/或将冷态模型转换为第二热态模型的过程中，同时计算出所有的支撑杆相对于对应端部支撑连线的角度变化。
[0017]在一些实施例中，航空发动机短舱防冰设计方法还包括：
[0018]根据防冰组件的性能需求确定出防冰特性和需要进行优化的设计参数；
[0019]根据防冰特性确定出当前的设计参数。
[0020]一些实施例中，防冰组件包括：环形引气管，环形引气管设在D形的引气腔内，引气腔由进气道的唇口和隔板围合形成；当前的设计参数根据如下方法确定：
[0021]根据防冰能量需求确定出防冰引气量和引气腔的体积，并根据防冰引气量得出环形引气管的直径φD，根据引气腔的体积得出隔板距离唇口最前缘A点的位置L。
[0022]在一些实施例中，当前的设计参数的确定方法还包括：
[0023]根据唇口上B点到环形引气管外壁的距离d和环形引气管的直径φD，确定第一热态模型中环形引气管的几何中心线O1。
[0024]在一些实施例中，当前的设计参数根据如下方法确定：
[0025]根据水滴撞击特性和防冰特性的计算结果，得到进气道的唇口上A点与B点之间弧长S，A点是唇口最前缘，B点是环形引气管中心与唇口内缘的法向交点；
[0026]计算出B点与环形引气管外壁的距离d，以及水滴撞击极限位置C点和D点，以得出防冰所需热气扫射角度α和β。
[0027]在一些实施例中，当前的设计参数的确定方法还包括：
[0028]在环形引气管上均匀分布三排用于喷出热气的射流孔，中间排射流孔正对B点喷射热气，沿航空发动机轴向位于前排的射流孔喷射热气正对C点，且与中间排射流孔中心线之间的夹角α；沿航空发动机轴向位于后排的射流孔喷射热气正对D点，且与中间排射流孔中心线之间的夹角为β。
[0029]本公开的实施例的航空发动机短舱防冰设计方法，先建立防冰组件理想的第一热态模型，并将第一热态模型转换为冷态模型，再将冷态模型转换为第二热态模型，充分考虑了防冰组件在工作状态和非工作状态下温度差异对结构的影响，能够准确得出防冰组件实际的热气防冰性能，以便与防冰性能需求进行对比，并在未达到预设防冰性能需求的情况下对防冰组件的设计参数进行优化，该迭代设计过程可使防冰组件达到满足要求的热气防冰性能，从而提高航空发动机工作的可靠性。
附图说明
[0030]为了更清楚地说明本公开实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0031]图1为本公开航空发动机短舱进气道的结构示意图。
[0032]图2为本公开航空发动机短舱中防冰组件的一些实施例结构示意图。
[0033]图3为航空发动机短舱防冰设计方法的一些实施例的流程示意图。
[0034]图4为本公开航空发动机短舱中防冰组件在第一热态模型中的参数设计图。
[0035]图5为将防冰组件从第一热态模型转化到冷态模型的示意图。
[0036]图6为本公开航空发动机短舱进气道防冰设计方法的流程示意图。
具体实施方式
[0037]下面将结合本公开实施例中的附图，对本公开实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本公开一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本公开及其应用或使用的任何限制。基于本公开中的实施例，本领域普通技术人员在没有开展创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本公开保护的范围。
[0038]对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。
[0039]在本公开的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机短舱防冰设计方法，其特征在于，还包括：根据航空发动机短舱内防冰组件的设计参数，为所述防冰组件建立其处于工作状态下的第一热态模型；将所述第一热态模型转换为所述防冰组件处于非工作状态下的冷态模型；根据所述防冰组件工作过程中的热分布情况，将所述冷态模型转换为第二热态模型；对所述第二热态模型所能达到的防冰性能进行评估，且在评估结果满足防冰性能需求的情况下采用当前的设计参数，在评估结果不满足防冰性能需求的情况下对当前的设计参数进行优化，并重新建立所述第一热态模型。2.根据权利要求1所述的航空发动机短舱防冰设计方法，其特征在于，所述防冰组件包括环形引气管(102)；将所述第一热态模型转换为所述航空发动机处于非工作状态下的冷态模型的步骤包括：根据所述防冰组件从工作状态到非工作状态的温度变化情况，计算所述环形引气管(102)的中心线从所述第一热态模型转换至冷态模型时的径向偏移量Δr和轴向偏移量Δt；根据所述环形引气管(102)在第一热态模型的中心线O1、所述径向偏移量Δr和所述轴向偏移量Δt，得出所述环形引气管(102)在冷态模型的中心线O2，以确定出所述环形引气管(102)在所述冷态模型中的位置。3.根据权利要求1所述的航空发动机短舱防冰设计方法，其特征在于，所述防冰组件包括：环形引气管(102)、第一铰接座(104)、支撑杆(103)和第二铰接座(105)，所述环形引气管(102)设在D形的引气腔(100)内，所述引气腔(100)由进气道(10)的唇口(101)和隔板(201)围合形成，所述第一铰接座(104)固定在所述环形引气管(102)上，所述第二铰接座(105)固定在隔板(201)上，所述支撑杆(103)的两端分别与所述第一铰接座(104)和所述第二铰接座(105)铰接；其中，在所述第一热态模型中，端部支撑连线与所述支撑杆(103)共线，所述端部支撑连线为所述环形引气管(102)在所述支撑杆(103)所在纵截面内的中心与所述第一铰接座(104)的第一铰接点之间的连线。4.根据权利要求3所述的航空发动机短舱防冰设计方法，其特征在于，在所述冷态模型中，所述环形引气管(102)的中心线相对于所述第一热态模型发生偏移，且所述端部支撑连线与所述支撑杆(103)成角度。5.根据权利要求4所述的航空发动机短舱防冰设计方法，其特征在于，所述防冰组件沿所述环形引气管(102)的周向...

【专利技术属性】
技术研发人员：打玉宝，张波，韦勇，汪骏，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：