一种航空发动机舱附件分散式冷却结构及其设计方法与流程

1.本技术属于航空发动机热防护技术领域，特别涉及一种航空发动机舱附件分散式冷却结构及其设计方法。


背景技术：

2.随着高超声速(一般高于5马赫)飞行器的发展，飞行器飞行马赫数的不断提高，高马赫数下发动机承受的热环境愈发恶劣，发动机热防护的压力和难度更大，需要冷却的系统和零部件也更多，因此位于发动机舱内的传感器附件也因此成为需要冷却的设备之一。发动机舱内传感器数量多、位置分散，对于无法密集集中的传感器附件则需要单独进行冷却。
3.目前对于发动机舱冷却的方式是对整个舱内环境进行冷却，该方式适用于热载荷不太高且冷却气源充足的情形，且该方式用气量大、效率低，对于气源有限的高马赫数发动机则无法发挥足够的冷却效果。另外，气膜冷却结构、层板冷却结构等的主动冷却方法在航空发动机热防护中也广泛采用，气膜冷却结构和层板冷却等通常出现在被冷却零部件(例如机匣支板)内部，对于传感器附件不适用。对于传感器部件，包裹隔热层的被动防护方法也可以在一定程度上阻隔高温环境对附件的破坏，但在热负荷不太高的发动机舱环境下，包裹隔热层可以起到有效的保护作用，但对于高超声速飞行器的高热负荷舱内环境，则无法实现对附件的有效防护。
4.因此在高热负荷、冷源有限且重量受限的三重压力下，上述冷却方式均不能很好的实现发动机舱附件的有效冷却，因此需要一种冷却方法，以保证传感器附件在恶劣环境下安全稳定的工作。


技术实现要素：

5.本技术的目的是提供了一种航空发动机舱附件分散式冷却结构及其设计方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
6.一方面，本技术的技术方案是：一种航空发动机舱附件分散式冷却结构，所述分散式冷却结构包括：供气组件和防护罩；
7.其中，所述供气组件包括供气主管路、设置在供气主管路上的主阀门、多个供气支路和设置在每个供气支路上的支路阀门，多个所述供气支路并联设置，且供气支路一端连接至供气主管路，另一端连接至防护罩；
8.所述防护罩与传感器附件一对一设置，所述防护罩适配于需要冷却的传感器附件的外形轮廓及尺寸，所述防护罩包裹覆盖传感器附件，且所述防护罩与传感器附件之间具有间隙，通过所述防护罩将所述传感器附件与发动机舱内的高温环境隔开，从而形成所述传感器附件的冷却空间。
9.在本技术优选实施方式中，所述供气主管路的末端为封闭结构。
10.在本技术优选实施方式中，所述防护罩设有冷气进口和冷气出口，冷气进口和冷
气出口设置在不影响传感器附件正常工作的位置。
11.另一方面，本技术提供的技术方案是：一种如上任一所述的航空发动机舱附件分散式冷却结构的设计方法，所述设计方法包括：
12.确定防护罩的基本结构形式及关键结构参数，以热环境最恶劣的工况作为设计点开展防护罩的仿真，调节所述防护罩的关键结构参数的数值使传感器附件的表面壁温小于最高耐温极限，从而确定防护罩关键结构参数的最优数值。
13.确定供气组件的关键结构参数，以热环境最恶劣的工况作为设计点开展供气组件1的仿真，调节所述供气组件的关键结构参数的数值使得每个待冷却传感器附件都分配到满足冷却需求的冷气用量，从而确定供气组件关键结构参数的最优数值，完成分散式冷却结构的设计。
14.在本技术优选实施方式中，所述防护罩的关键结构参数包括：防护罩内壁面与传感器附件之间的间距，以及冷气流量、冷气进口面积和冷气出口面积。
15.在本技术优选实施方式中，所述供气组件的关键结构参数包括：供气主管路的内径、长度，各供气支路的内径、长度和供气支路末端的防护罩冷气出口直径或面积。
16.本技术提供的发动机舱附件分散式冷却结构及其设计方法可以实现发动机舱附件的精准冷却，原结构位置无需变动，即节省冷却气用量，又能达到冷却需求；且分散冷却系统都是由供气管和防护罩构成，结构简单易实现、稳定性高，具有便捷、高效的优点。
附图说明
17.为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本技术的一些实施例。
18.图1为本技术的航空发动机舱附件分散式冷却结构示意图。
19.图2为本技术的供气管路示意图。
20.图3为本技术的防护罩结构示意图。
21.图4为本技术的防护罩内壁与传感器附件的距离示意图。
22.图5为本技术的防护罩冷气进口示意图。
23.图6为本技术的防护罩冷气出口示意图。
具体实施方式
24.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
25.高超声速发动机传感器附件面临高空、高速飞行条件下发动机舱内热环境不耐受、冷源有限、空间结构受限，且无法使用金属基或其他被动冷却材料为其结构成型等问题，本技术针对安装位置无法变更的传感器附件提出一种分散式冷却结构及其设计方法，以保证其在恶劣环境下的安全稳定工作。
26.如图1至图3所示，本技术提供的航空发动机舱附件分散式冷却结构包括：供气组件1和防护罩2。
27.其中，供气组件1包括供气主管路11、设置在供气主管路11上的主阀门12、多个供气支路13和设置在每个供气支路13上的支路阀门14，多个供气支路13并联设置，且供气支
路13一端连接至供气主管路11，另一端连接至防护罩2。
28.在本技术该实施例中，供气主管路11的末端为封闭结构，其可以通过堵塞或螺母等进行堵塞封闭。
29.防护罩2与传感器附件3一对一设置，防护罩2根据需要冷却的传感器附件3的外形轮廓及尺寸进行设计，其包裹覆盖传感器附件3，防护罩2与传感器附件3之间具有一定的间隙，防护罩2用于将传感器附件2与发动机舱4内的高温环境隔开，从而营造一个专门为传感器附件3进行冷却的空间进行精准冷却。
30.在本技术该实施例中，防护罩2的外形为矩形，防护罩2设有冷气进口21和冷气出口22，防护罩冷气进口21即为供气支路13的末端，其尺寸适配于供气支路13面积，防护罩冷气出口22为两个圆孔，可以理解的是，该冷气出口22还可以为多个圆孔结构，或冷气出口22采用矩形结构。冷气进口21和冷气出口22的设置位置不影响传感器附件3的正常工作。例如在本技术该实施例中，冷气进口21设置在传感器附件3左侧上部位置，而冷气出口22设置在传感器附件3右侧下部位置。
31.本技术针对安装位置无法变更的传感器附件，当发动机舱4内存在多个需单独冷却的附件时，通过流量可调的并联式供气支路与一对一的附件防护罩相结合的方式组成分散式的传感器附件冷却系统，实现对传感器附件的冷却。
32.另外，本技术还提供了上述分散式冷却结构的设计方法，该方法包括如下过程：
33.步骤一、确定防护罩2的基本结构形式及关键结构参数，以热环境最恶劣的工况作为设计点开展防护罩的仿真，调节防护罩2关键结构参数的数值使传感器附件3的表面壁温小于最高耐温极限，从而确定防护罩关键结构参数的最优数值。
34.例如本技术该实施例中，防护罩2为矩形结构形式，其扣在传感器附件3上。防护罩2的关键结构参数包括：如图4所示，防护罩2的内壁面与传感器附件3之间具有左间距d1、上间距d2和右间距d3，以及冷气流量(或冷气进口压力)、冷气进口直径r
in
(或冷气进口面积)和冷气出口直径r
out
(或冷气出口面积)，如图5和图6所示。
35.开展防护罩2的仿真，仿真时以热环境最恶劣的工况作为设计点，通过数值仿真的方法，对防护罩2、传感器附件3及其周围的流动换热特性进行数值计算，仿真时已知参数包括：发动机舱内环境温度t0及压力p0，传感器附件可正常工作的最低和最高耐温极限t
min
、t
max
，冷却气温度tc(保证t
max
≥tc≥t
min
)，传感器附件的外形轮廓及尺寸，传感器附件的壁面材料及其导热系数λ，仿真目标是使传感器附件3的表面壁温小于最高耐温极限t
max
，从而得到防护罩2的关键结构参数的最优数值。
36.步骤二、确定供气组件1的关键结构参数，以热环境最恶劣的工况作为设计点开展供气组件1的仿真，通过调节供气组件1的关键结构参数的数值使得每个待冷却传感器附件都分配到满足冷却需求的冷气用量，从而确定供气组件关键结构参数的最优数值，完成分散式冷却结构的设计。
37.在本技术该实施例中，以热环境最恶劣的工况作为设计点，因为该工况下所需的冷气量最大。供气组件1的关键结构参数包括：供气主管路11的内径d、长度l，各供气支路13的内径d、长度l和供气支路末端的防护罩冷气出口直径或面积s。通过调节上述供气主管路11的内径d、长度l以及各供气支路13的内径d、长度l和供气支路末端的防护罩冷气出口直径或面积s，来进行供气流量的分配，使得每个待冷却传感器附件都可以分配到满足冷却需
求的冷气用量(防护罩设计过程中已确定)，从而可以确定供气主管路进口压力、内径、长度，各供气支路的内径、长度等关键结构参数。
38.其他工况下，通过调节供气主管路11上的流量调节阀或者各供气支路13上的流量调节阀来进行冷气流量的控制。
39.本技术提供的发动机舱附件分散式冷却结构及其设计方法可以实现发动机舱附件的精准冷却，原结构位置无需变动，即节省冷却气用量，又能达到冷却需求；且分散冷却系统都是由供气管和防护罩构成，结构简单易实现、稳定性高，具有便捷、高效的优点。
40.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种航空发动机舱附件分散式冷却结构，其特征在于，所述分散式冷却结构包括：供气组件(1)和防护罩(2)；其中，所述供气组件(1)包括供气主管路(11)、设置在供气主管路(11)上的主阀门(12)、多个供气支路(13)和设置在每个供气支路(13)上的支路阀门(14)，多个所述供气支路(13)并联设置，且供气支路(13)一端连接至供气主管路(11)，另一端连接至防护罩(2)；所述防护罩(2)与传感器附件(3)一对一设置，所述防护罩(2)适配于需要冷却的传感器附件(3)的外形轮廓及尺寸，所述防护罩(2)包裹覆盖传感器附件(3)，且所述防护罩(2)与传感器附件(3)之间具有间隙，通过所述防护罩(2)将所述传感器附件(2)与发动机舱(4)内的高温环境隔开，从而形成所述传感器附件(3)的冷却空间。2.如权利要求1所述的航空发动机舱附件分散式冷却结构，其特征在于，所述供气主管路(11)的末端为封闭结构。3.如权利要求1所述的航空发动机舱附件分散式冷却结构，其特征在于，所述防护罩(2)设有冷气进口(21)和冷气出口(22)，冷气进口(21)和冷气出口(22)设置在不影响传感器附件(3)正常工作的位置。4.一种如权利要求1至3任一所述的航空发动机舱附件分散式冷却结构的设计方法，其特征在于，所述设计方法包括：确定防护罩的基本结构形式及关键结构参数，以热环境最恶劣的工况作为设计点开展防护罩的仿真，调节所述防护罩的关键结构参数的数值使传感器附件的表面壁温小于最高耐温极限，从而确定防护罩关键结构参数的最优数值；确定供气组件的关键结构参数，以热环境最恶劣的工况作为设计点开展供气组件1的仿真，调节所述供气组件的关键结构参数的数值使得每个待冷却传感器附件都分配到满足冷却需求的冷气用量，从而确定供气组件关键结构参数的最优数值，完成分散式冷却结构的设计。5.如权利要求4所述的设计方法，其特征在于，所述防护罩的关键结构参数包括：防护罩内壁面与传感器附件之间的间距，以及冷气流量、冷气进口面积和冷气出口面积。6.如权利要求4所述的设计方法，其特征在于，所述供气组件的关键结构参数包括：供气主管路的内径、长度，各供气支路的内径、长度和供气支路末端的防护罩冷气出口直径或面积。

技术总结
本申请提供了一种航空发动机舱附件分散式冷却结构及其设计方法，所述分散式冷却结构包括：供气组件和防护罩；其中，所述供气组件包括供气主管路、设置在供气主管路上的主阀门、多个供气支路和设置在每个供气支路上的支路阀门，多个所述供气支路并联设置，且供气支路一端连接至供气主管路，另一端连接至防护罩；所述防护罩与传感器附件一对一设置，所述防护罩适配于需要冷却的传感器附件的外形轮廓及尺寸，所述防护罩包裹覆盖传感器附件，且所述防护罩与传感器附件之间具有间隙，通过所述防护罩将所述传感器附件与发动机舱内的高温环境隔开，从而形成所述传感器附件的冷却空间。本申请可以实现发动机舱附件的精准冷却，原结构位置无需变动。构位置无需变动。构位置无需变动。


技术研发人员：李鑫 张春蕾 潘光艳 周建军 刘太秋
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：2023.07.27
技术公布日：2023/9/22