一种直升机降温进气道的制作方法

本发明涉及直升机发动机性能优化领域，具体涉及一种直升机降温进气道。

背景技术：

直升机涡轴发动机在使用过程中，其输出功率受大气温度和大气压力的影响很大；特别在高温环境中，涡轴发动机输出功率下降地非常快。在高温环境中，受制于发动机输出功率的减小，不得不通过减少燃油、武器或任务设备的装载来实现顺利起飞，因此直升机的航程、作战效能或任务性能都受到一定的限制。从目前的情况来看，高温环境已经比较严重地制约了直升机的使用范围并降低了直升机的使用性能。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种直升机降温进气道，使得直升机发动机进气温度降低，发动机吸入气流的密度增大，达到提升发动机功率的目的。

为了实现上述任务，本发明采用以下技术方案：

一种直升机降温进气道，包括：管状的进气道，在进气道的外部包裹有蒙皮，蒙皮与进气道外壁之间存在间腔；

所述进气道内部靠近入口一侧设置有多个降温导流片，降温导流片沿平行于进气道轴线的方向间隔布设，且相互平行；所述降温导流片包括气流导引片，气流导引片上分布有冷却剂导管、涡流发生器及雾化喷口，冷却剂导管与所述涡流发生器连接；

所述进气道的入口内部沿圆周方向设置有降温剂导管，降温剂导管上分布有雾化喷管。

进一步地，所述雾化喷口分布在所述气流导引片上靠近入口的一侧，雾化喷口间隔且沿所述进气道宽度方向均匀分布。

进一步地，所述雾化喷口的平均直径为6～20mm，雾化喷口的轴线与降温导流片之间的夹角为15～30°；涡流发生器在来流方向的导流面的长度为涡流发生器雾化喷口平均直径的2～5倍。

进一步地，所述雾化喷口喷出的冷却剂流量与直升机需用功率、飞行环境气温和飞行高度之间的关系如下：

式中：q1为所有雾化喷口喷出的冷却剂流量；k1为流量喷出系数，取0.02～0.05；n为雾化喷口的数量；t为直升机飞行过程中的环境温度；q为直升机飞行过程中的需用功率；h为直升机飞行过程中的离地高度。

进一步地，当直升机处于悬停状态时，在气温超过20℃时进行发动机进气道初步降温，打开涡流发生器以及雾化喷口；

在直升机的飞行速度达到150km/h以上时，在气温超过25℃以上时进行发动机进气道初步降温。

进一步地，进行发动机进气道初步降温之后，如果发动机的输出功率仍然低于额定功率的85％，则启动雾化喷管，喷射出降温剂与空气混合，对进气道内的空气进行进一步降温。

进一步地，所述雾化喷管的内径为3～7mm，雾化喷管与进气道的内表面垂直。

进一步地，所述雾化喷管喷出的降温剂流量与直升机输出功率、发动机最大连续功率之间的关系如下：

式中：q2为所有降温导流管的喷管喷出的冷却剂流量；k1为流量喷出系数，取0.01～0.03；n为雾化喷管的数量；qc为直升机输出功率；qmax为发动机最大连续功率。

与现有技术相比，本发明具有以下技术特点：

本发明对进气道结构进行了改进，通过在直升机进气道前端加装降温导流管和导流片，并在导流片表面加装涡流发生器和喷管，降低进气道进气温度并增加进气密度，能够有效的减少高温环境对发动机输出功率降低的不利影响。实例验证得出在不同的冷却液喷洒密度下，某型发动机温度特性较未使用该方案的情况增加了1％～4％的可用功率。

附图说明

图1为直升机降温进气道的安装位置示意图；

图2为直升机降温进气道的结构示意图；

图3为降温导流片的结构示意图；

图4为涡流发生器部分的结构示意图；

图5为降温剂导管部分的结构示意图；

图6为某型发动机温度特性较未使用本方案的情况对比图。

图中标号说明：1发动机进气道，2直升机降温进气道，3发动机舱，4蒙皮，5进气道，6降温导流片，7降温剂导管，8气流导引片，9冷却剂导管，10涡流发生器，11雾化喷口，12雾化喷管。

具体实施方式

本方案通过在进气道内合理设计导流管和导流片等装置，可以有效地降低发动机的进气温度，增大发动机入流空气的密度，增加发动机的输出功率。从而确保直升机在高温环境中的正常使用。

该直升机降温进气道2位置如图1所示，位于发动机舱3内，与发动机进气道1连接。参见图2至图5，本发明提出的一种直升机降温进气道2，包括：管状的进气道5，在进气道5的外部包裹有蒙皮4，蒙皮4与进气道5外壁之间存在间腔；其中，间腔中可以布设各类管路以及降温附属设备。

所述进气道5内部靠近入口一侧设置有多个降温导流片6，降温导流片6沿平行于进气道5轴线的方向间隔布设，且相互平行；所述降温导流片6包括气流导引片8，气流导引片8上分布有冷却剂导管9、涡流发生器10及雾化喷口11，冷却剂导管9与所述涡流发生器10连接；所述进气道5的入口内部沿圆周方向设置有降温剂导管7，降温剂导管7上分布有雾化喷管12。

基于上述技术方案，本发明的工作过程如下：

步骤1，直升机发动机启动之后，吸入的空气流经进气道5；

步骤2，空气经进气道5进入发动机时，空气流经降温导流片6，气流导引片8上靠近进气口的位置安装了涡流发生器10，涡流发生器10的后缘安装了雾化喷口11，涡流发生器10与冷却剂导管9连接；其中冷却剂可以是水。

结合直升机常用状态的飞行高度、温度和功率需求，经发明人大量实验设计和验证，在进气道5入口位置布置2～4片导流片，导流片的长度根据直升机进气道5的内表面形状进行适应性设计；在每片气流导引片8上布置3～6个涡流发生器10，雾化喷口11的平均直径为6～20mm，喷口的缝隙的宽度为2～6mm；雾化喷口11的轴线与气流导引片8之间的夹角为15～30°。涡流发生器10在来流方向的导流面的长度为涡流发生器10雾化喷口11平均直径的2～5倍；通过这样的设置，能有效对进气进行雾化降温。

雾化喷口11喷出的冷却剂流量q1与直升机需用功率q、飞行环境气温t和飞行高度h之间的关系如下：

式中：q1为所有雾化喷口11喷出的冷却剂流量，单位kg/s；

k1为流量喷出系数，通常取0.02～0.05；

n为雾化喷口11的数量；

t为直升机飞行过程中的环境温度，单位为k；

q为直升机飞行过程中的需用功率，单位为kw；

h为直升机飞行过程中的离地高度，单位为m。

通过上述的关系式，可以根据直升机的需用功率、气温等，计算出精确的冷却剂流量进行喷洒；上述关系可配置为控制程序并存储于处理器或机载控制器中，通过处理器、机载控制器实时获取环境气温、飞行高度等数据，进行冷却剂流量的实时计算并精确控制喷洒量。

由于直升机在悬停状态时的需用功率比较大，而且没有前飞速度带来的冲压作用，因此悬停状态时直升机发动机的性能受气温影响更大。通常在气温超过20℃时即进行发动机进气道1初步降温，打开涡流发生器10以及雾化喷口11；在直升机的飞行速度达到150km/h以上时，可在25℃以上时进行发动机进气道1初步降温。

降温导流片6上的涡发生器能够产生一定强度的涡流，使得气流与冷却剂雾化喷口11喷出的冷却剂进行更充分的混合，进一步降低入流空气的温度。

步骤3，发动机进气经初步降温之后，如果发动机的输出功率仍然低于额定功率的85％，则启动进气道5入口周围的雾化喷管12。通过雾化喷管12喷射出降温剂(如液氧、液氮等)与空气混合，对进气道5内的空气进行进一步降温。

雾化喷管12布置在进气道5的入口处，设置10～20个喷管，喷管的内径为3～7mm，喷管与进气道5的内表面垂直。

雾化喷管12喷出的降温剂流量q2与直升机输出功率qc、发动机最大连续功率qmax之间的关系如下：

式中：q2为所有雾化喷管12喷出的冷却剂流量，单位kg/s；

k1为流量喷出系数，通常取0.01～0.03；

n为降温导流管喷管的数量；

qc为直升机输出功率，单位为kw；

qmax为发动机最大连续功率，单位为kw。

通过上述的关系式，可以根据直升机的输出功率、最大连续功率，计算出精确的降温剂流量进行喷洒；上述关系可配置为控制程序并存储于处理器或机载控制器中，通过处理器、机载控制器实时获直升机输出功率数据，进行降温剂流量的实时计算并精确控制喷洒量。

步骤4，空气最后流入发动机中，从而起到降低入流空气温度并增加入流空气密度的作用，达到提升发动机功率的目的。

如图6所示，为本发明技术方案在某型号发动机上应用的实验效果图。经过实际验证，利用本发明技术方案的降温进气道5结构，在不同的冷却剂喷洒密度下，发动机温度特性较未使用本方案时增加了1％～4％的可用功率。

以上实施例仅用于说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行同等替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在本申请的保护范围之内。

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