1.本发明属于飞机环境控制领域，涉及一种飞机双蒙皮防冰腔结构及换热方法。
背景技术：
2.目前波音、空客等国内外系列运输飞机的防冰腔防冰方式，均为不化铣的双蒙皮或单蒙皮防冰腔，采用双蒙皮防冰腔结构更为复杂，是换热效率最好的一种防冰腔方式，但由于结构复杂，且国内外军民用飞机上均提供了足够不使用最优换热效率的防冰腔结构的引气量，因此现有的飞机上还未出现过双蒙皮且非均匀化铣的防冰腔方式存在。
3.而基于国内现有的发动机技术，在民用飞机必须选用国产发动机的前提下，飞机引气量不足会是短时间内一直持续存在的问题，为此产生了一种双蒙皮化铣结构设计的防冰腔结构。为最大化的利用热气开展腔内换热，让热气流入最需要的地方，基于上下翼面接近弧长防护区且上翼面大于下翼面热量需求不均等的情况下，让更多的热气流入上翼面的化铣通道中。因此设计出了一种换热效率好的飞机翼面变径化铣通道的双蒙皮防冰腔。
技术实现要素：
4.本发明的目的是填补现有飞机采用双蒙皮变径化铣设计的防冰腔的缺失，通过借助现有双蒙皮或单蒙皮防冰腔的设计思路，设计一个适用于上下翼面接近弧长防护区且上翼面大于下翼面热量需求的双蒙皮变径化铣设计的防冰腔结构，提高了防冰系统的换热效率，减低了防冰系统的引气量需求。
5.本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种飞机双蒙皮防冰腔结构，其特征在于，包括双蒙皮、前腔部分8、后腔部分9；
6.其中，所述双蒙皮部分包括下内蒙皮3、上内蒙皮4、外蒙皮5；下内蒙皮3与外蒙皮5固定连接，上内蒙皮4与外蒙皮5固定连接，所述外蒙皮5的内表面设有多个化铣通道6及非化铣部分7，与下内蒙皮3、上内蒙皮4组成热气流通道；所述前腔部分8是由内外蒙皮与前腔挡板10围和的一个封闭空间，前腔部分8内，笛形管1的笛形孔2与下内蒙皮3、上内蒙皮4的对接口处对应，所述后腔部分是由后腔挡板11、下内蒙皮3、上内蒙皮4及前腔挡板10围和的一个封闭空间，后腔部分9的内外蒙皮上设有排气格栅14，与后腔挡板11连接处设有上入口12及下入口13。
7.笛形管1为管状结构，在管壁上均匀排布多个笛形孔，笛形孔间的距离为25
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40mm，笛形孔的直径为1.6
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2.1mm。笛形管1的管径为30
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50cm。笛形管1与下内蒙皮3、上内蒙皮4的对接口处的外蒙皮距离为40
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50mm。所述化铣通道6的宽度为30
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40mm，高度为1.2
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1.8mm。两个化铣通道6之间为非化铣部分7，宽度为40
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50mm。下内蒙皮3、上内蒙皮4的对接口处的距离为8
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12mm。非化铣部分7的两端采用收缩设计，宽度减小10
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15mm。笛形管1通过支架连接在肋隔板上。
8.一种飞机双蒙皮防冰腔结构的换热方法，其特征在于，热气通过笛形管1的笛形孔2喷射至前腔部分8经由下内蒙皮3、上内蒙皮4对接开口，流入至外蒙皮5的化铣通道6中并
沿展向对非化铣部分7进行传热，而后通过上入口12及下入口13流至后腔部分9，在后腔中混合后通过排气格栅14排出机外。
9.本发明的优点：本发明的一种飞机双蒙皮防冰腔结构和传热方法，采用了变径化铣通道的双蒙皮方式，优化了防冰腔的传热分配路径，增多了防冰系统的性能调节方向，解决了上下翼面同弦长但热量需求不一致的传热问题。较于常规双蒙皮防冰腔设计，将防冰腔的换热效率进一步提高，降低了引气量的需求，为飞机能源供给优化分配提供了新的方向。
附图说明
10.图1为本发明提供的一种飞机翼面前缘双蒙皮防冰腔结构示意图
11.图2为防冰腔前后腔结构及气流方向示意图
12.图3为外蒙皮变径化铣通道示意图。
13.图中，1为笛形管；2为笛形孔；3为下内蒙皮；4为上内蒙皮；5为外蒙皮；6为外蒙皮化铣通道；7为非化铣部分；8为防冰腔前腔；9为防冰腔后腔；10为前腔挡板；11为后腔挡板；12为上入口；13为下入口；14为排气格栅。
具体实施方式
14.下面结合附图对本发明专利作进一步说明。
15.请参阅图1所示。本发明实例提供一种飞机双蒙皮防冰腔结构及换热方法，其结构如图1、图2及图3，包括1为笛形管；2为笛形孔；3为下内蒙皮；4为上内蒙皮；5为外蒙皮；6为外蒙皮化铣通道；7为非化铣部分；8为前腔部分；9为后腔部分；10为前腔挡板；11为后腔挡板；12为上入口；13为下入口；14为排气格栅。具体如下：
16.所述笛形管1上设置有笛形孔2，用于输送高温引气，并通过笛形孔喷射至前缘表面进行加热，其笛形管直径为30
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50cm、笛形孔间距25
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40mm及笛形孔尺寸1.6
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2.1mm，均通过防冰性能计算获得。所述下内蒙皮3、上内蒙皮4为内蒙皮，两者与外蒙皮5用铆钉相连，组成热气流通通道，两个内蒙皮开口尺寸为8
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12mm。所述外蒙皮5，由化铣通道6和非化铣部分外蒙皮与内蒙皮连接区域7组成，是直接热气加热表面。所述化铣通道6，其化铣宽度(等宽度段)为30
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40mm，下蒙皮部分渐变10
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15mm，该化铣区域是为热气流通设置的导流通道。所述非化铣部分外蒙皮与内蒙皮连接区域7，其宽度为40
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50mm，决定了化铣槽间距，除提供铆钉连接区域外，也是展向传热的重要组成部分。所述前腔8，是通过双蒙皮与前腔挡板10组成的，用于积聚从笛形孔喷出的热气，为热气开展热交换提供空间。所述后腔9是前腔挡板10与、后腔挡板11与双蒙皮形成的，用于汇集从热气进入后腔的上入口12及热气进入后腔的下入口13流入的热气，并通过排气格栅14排出机外。
17.具体实施时，热气通过笛形孔喷射经由两内蒙皮对接口，流入至外蒙皮化铣通道中，而后流至后腔的热气上下入口，在后腔中混合后排出机外。
18.具体实施时，采用带有化铣通道的双蒙皮防冰腔形式，能够对气流路径进行规划，通过上下蒙皮开口的位置设计，将大量气体的路径规划至外蒙皮化铣通道，以减少热气在前腔的损耗，加大热气加热外蒙皮的热交换效率。
19.具体实施时，对接近弧长的上下翼面防护区的热气路径进行规划，对化铣通道进
行了收缩设计，增大气体流阻的形式，改变了热气在外蒙皮化铣通道中的流量分配。该方式在不改变主体翼面前缘结构的前提下，最小变量的设计优化了热气分配方式，提高了热交换率，一定程度上简化了飞机结构设计，减轻了重量。
技术特征：
1.一种飞机双蒙皮防冰腔结构，其特征在于，包括双蒙皮、前腔部分(8)、后腔部分(9)；所述双蒙皮部分包括下内蒙皮(3)、上内蒙皮(4)、外蒙皮(5)；下内蒙皮(3)与外蒙皮(5)固定连接，上内蒙皮(4)与外蒙皮(5)固定连接，所述外蒙皮(5)的内表面设有多个化铣通道(6)及非化铣部分(7)，与下内蒙皮(3)、上内蒙皮(4)组成热气流通道；所述前腔部分8是由内外蒙皮与前腔挡板(10)围和的一个封闭空间，前腔部分8内，笛形管(1)的笛形孔(2)与下内蒙皮(3)、上内蒙皮(4)的对接口处对应，所述后腔部分是由后腔挡板(11)、下内蒙皮(3)、上内蒙皮(4)及前腔挡板(10)围和的一个封闭空间，后腔部分9的内外蒙皮上设有排气格栅(14)，与后腔挡板(11)连接处设有上入口(12)及下入口(13)。2.根据权利要求1所述的一种飞机双蒙皮防冰腔结构，其特征在于，笛形管(1)为管状结构，在管壁上均匀排布多个笛形孔，笛形孔间的距离为25
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40mm，笛形孔的直径为1.6
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2.1mm。3.根据权利要求1所述的一种飞机双蒙皮防冰腔结构，其特征在于，笛形管(1)的管径为30
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50cm。4.根据权利要求1所述的一种飞机双蒙皮防冰腔结构，其特征在于，笛形管(1)与下内蒙皮(3)、上内蒙皮(4)的对接口处的外蒙皮距离为40
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50mm。5.根据权利要求1所述的一种飞机双蒙皮防冰腔结构，其特征在于，所述化铣通道(6)的宽度为30
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40mm，高度为1.2
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1.8mm。6.根据权利要求1所述的一种飞机双蒙皮防冰腔结构，其特征在于，两个化铣通道(6)之间为非化铣部分(7)，宽度为40
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50mm。7.根据权利要求1所述的一种飞机双蒙皮防冰腔结构，其特征在于，下内蒙皮(3)、上内蒙皮(4)的对接口处的距离为8
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12mm。8.根据权利要求1所述的一种飞机双蒙皮防冰腔结构，其特征在于，非化铣部分(7)的两端采用收缩设计，宽度减小10
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15mm。9.根据权利要求1所述的一种飞机双蒙皮防冰腔结构，其特征在于，笛形管(1)通过支架连接在肋隔板上。10.一种飞机双蒙皮防冰腔结构的换热方法，其特征在于，热气通过笛形管(1)的笛形孔(2)喷射至前腔部分(8)经由下内蒙皮(3)、上内蒙皮(4)对接开口，流入至外蒙皮(5)的化铣通道(6)中并沿展向对非化铣部分(7)进行传热，而后通过上入口(12)及下入口(13)流至后腔部分(9)，在后腔中混合后通过排气格栅(14)排出机外。
技术总结
本发明属于飞机环境控制领域，涉及一种飞机双蒙皮防冰腔结构及换热方法。本发明方案飞机双蒙皮防冰腔结构，包括双蒙皮、前腔部分(8)、后腔部分(9)；本发明采用了变径化铣通道的双蒙皮防冰腔方式，优化了防冰腔的传热分配路径，增多了防冰系统的性能调节方向，解决了上下翼面同弦长防护区但热量需求不一致的传热问题。较于常规单蒙皮或双蒙皮防冰腔设计，将防冰腔的换热效率进一步提高，降低了引气量的需求，为飞机能源供给优化分配提供了新的方向。向。向。
技术研发人员：张帆 刘贤良 邢芳芳 王乐 赵澎渤
受保护的技术使用者：中航通飞华南飞机工业有限公司
技术研发日：2021.09.30
技术公布日：2021/12/27