CN113027611A - 一种分流环防冰***及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本公开涉及一种分流环防冰***，包括：分流环，中心线重合于航空发动机的转轴，并位于低压压气机外机匣的前缘，所述分流环包括外环体和内环体，且所述外环体和所述内环体之间围合成冲击腔；集气装置，沿径向设置于高压压气机远离转轴的一侧，能够自高压压气机的设定级中引气；以及引气管路，连接于所述集气装置与所述分流环之间，能够将高压压气机中的气流引至所述冲击腔。根据本公开实施例，通过设计分流环结构，并合理布置引起管路，能够提高分流环防冰***的工作效率，进而有效防止分流环在遭遇恶劣天气的情况下表面结冰，并能够相应减少压气机引气量。

Description

一种分流环防冰***及航空发动机

技术领域

本公开涉及航空发动机制造领域，尤其涉及一种分流环防冰***及航空发动机。

背景技术

分流环是位于风扇后、进气流道前的静止部件，其作用是将发动机进口的气流分股为外涵道气流和内涵道气流两路。在遭遇结冰天气时，分流环表面容易发生结冰，进而改变自身原有的气动外形，容易使发动机偏离设计工作状态。分流环结冰还会引起进气流道沿周向的不均匀阻塞，可能导致进气畸变或喘振。而如果分流环结冰较为严重，脱落的冰块还有可能被吸入发动机内涵并与高速旋转的发动机叶片发生碰撞，造成发动机的结构性损伤。

为了防止分流环表面结冰，目前的分流环防冰***主要采用热气防冰：从高压压气机引气，使热气通过管路流入防冰部件内腔，加热部件表面后排出，达到防止部件表面结冰的目的。热气防冰由于其较高的安全性和稳定性，是目前应用范围最广、技术最成熟的防冰方式之一。

相关的分流环热气防冰***一般只针对局部结构进行优化，较少从***性的角度对热气防冰***改进。因而热气流动的多个环节存在结构不够合理，热效率较低等问题，致使要满足分流环的防冰需求需要较大的热气用量，导致航空发动机的效率降低。

发明内容

有鉴于此，本公开实施例提供一种分流环防冰***及航空发动机，能够在满足分流环防冰需求的基础上，节省热气用量，提高航空发动机的热效率。

在本公开的一个方面，提供一种分流环防冰***，包括：

分流环，中心线重合于航空发动机的转轴，并位于低压压气机外机匣的前缘，分流环包括外环体和内环体，且外环体和内环体之间围合成冲击腔；

集气装置，沿径向设置于高压压气机远离转轴的一侧，能够自高压压气机的设定级中引气；以及

引气管路，连接于集气装置与分流环之间，能够将高压压气机中的气流引至冲击腔。

在一些实施例中，外环体与内环体之间具有缝隙，缝隙在冲击腔一侧的入口位于冲击腔的前缘，缝隙在分流环外部的出口位于分流环沿径向靠近转轴的一侧。

在一些实施例中，外环体的在沿径向且经过轴线的截面上呈圆钩状，内环体抵接于圆钩状的尖端一侧，并位于外环体外壁的背风面，以使外环体的外壁构成分流环前缘的迎风面。

在一些实施例中，外环体的内壁面开设有深度方向沿轴向的环形槽体，内环体的前缘设有与环形槽体相匹配的环形凸缘，环形槽体与环形凸缘之间相互配合，以使外环体与内环体相互装配。

在一些实施例中，内环体与外环体在环形槽体与环形凸缘之间具有第一配合间隙，内环体与外环体在圆钩状的尖端具有第二配合间隙，第一配合间隙与第二配合间隙互相连通以使冲击腔和分流环的外部互相连通。

在一些实施例中，第一配合间隙在沿轴向位于环形凸缘来流一侧的第一部分，大于在沿径向位于环形凸缘靠近转轴一侧的第二部分，并大于在沿径向位于环形凸缘远离转轴一侧的第三部分。

在一些实施例中，内环体和/或外环体在第三部分开设有多个沿轴向延伸的冲击孔，以扩大第一间隙在第三部分的流通面积，且多个冲击孔沿周向均匀分布。

在一些实施例中，环形槽体的底面呈向内凹入的圆环面，环形凸缘的顶面呈的圆柱面。

在一些实施例中，环形槽体沿径向靠近转轴的侧壁与圆钩状的尖端所在的壁面之间具有第一圆角，环形凸缘沿径向靠近转轴的侧壁与内环体抵接于圆钩状的尖端的壁面之间具有第二圆角，第一圆角小于第二圆角。

在一些实施例中，引气管路包括：

多个供气支管，每个供气支管沿轴向延伸以连接冲击腔，且多个供气支管沿周向均匀分布；

分流环管，沿周向环绕设置，连接于多个供气支管；以及

供气总管，连接于分流环管与集气装置之间。

在一些实施例中，供气总管连接于分流环管的位置沿周向不重合于每个供气支管连接于分流环管的位置。

在一些实施例中，引气管路还包括：

控制阀门，设置于供气总管，用于控制供气总管的气流量和压力。

在一些实施例中，供气总管包括：

第一管段，连接于控制阀门和集气装置之间；以及

第二管段，连接于控制阀门和分流环管之间；

其中，第一管段的延伸方向在靠近于集气装置一侧的入口处沿径向设置，在靠近于控制阀门一侧的出口处沿轴向设置，并在入口处与出口处之间均匀转向。

在本公开的另一个方面，提供一种航空发动机，包括如前文任一实施例的分流环防冰***。

因此，根据本公开实施例，通过设计分流环结构，并合理布置引起管路，能够提高分流环防冰***的工作效率，进而有效防止分流环在遭遇恶劣天气的情况下表面结冰，并能够相应减少压气机引气量。

附图说明

构成说明书的一部分的附图描述了本公开的实施例，并且连同说明书一起用于解释本公开的原理。

参照附图，根据下面的详细描述，可以更加清楚地理解本公开，其中：

图1是根据本公开一些实施例的分流环防冰***的结构示意图；

图2是根据本公开一些实施例的分流环的结构示意图；

图3是根据本公开一些实施例的引气管路的正视角度的结构示意图；

图4是根据本公开一些实施例的引气管路的侧视角度的结构示意图。

图中：

1、转轴，2、分流环，21、外环体，211、环形槽体，211a、圆环面，22、内环体，221、环形凸缘，221a、圆柱面，23、冲击腔，3、集气装置，4、引气管路，41、供气支管，42、分流环管，43、供气总管，431、第一管段，432、第二管段，44、控制阀门，5、冲击孔，61、第一圆角，62、第二圆角。

应当明白，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。此外，相同或类似的参考标号表示相同或类似的构件。

具体实施方式

现在将参照附图来详细描述本公开的各种示例性实施例。对示例性实施例的描述仅仅是说明性的，决不作为对本公开及其应用或使用的任何限制。本公开可以以许多不同的形式实现，不限于这里所述的实施例。提供这些实施例是为了使本公开透彻且完整，并且向本领域技术人员充分表达本公开的范围。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、材料的组分、数字表达式和数值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。

本公开中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的部分。“包括”或者“包含”等类似的词语意指在该词前的要素涵盖在该词后列举的要素，并不排除也涵盖其他要素的可能。“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变后，则该相对位置关系也可能相应地改变。

在本公开中，当描述到特定器件位于第一器件和第二器件之间时，在该特定器件与第一器件或第二器件之间可以存在居间器件，也可以不存在居间器件。当描述到特定器件连接其它器件时，该特定器件可以与所述其它器件直接连接而不具有居间器件，也可以不与所述其它器件直接连接而具有居间器件。

本公开使用的所有术语(包括技术术语或者科学术语)与本公开所属领域的普通技术人员理解的含义相同，除非另外特别定义。还应当理解，在诸如通用字典中定义的术语应当被解释为具有与它们在相关技术的上下文中的含义相一致的含义，而不应用理想化或极度形式化的意义来解释，除非这里明确地这样定义。

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，所述技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。

如图1～4所示：

在本公开的一个方面，提供一种分流环2防冰***，包括：

分流环2，中心线重合于航空发动机的转轴1，并位于低压压气机外机匣的前缘，分流环2包括外环体21和内环体22，且外环体21和内环体22之间围合成冲击腔23；

集气装置3，沿径向设置于高压压气机远离转轴1的一侧，能够自高压压气机的设定级中引气；以及

引气管路4，连接于集气装置3与分流环2之间，能够将高压压气机中的气流引至冲击腔23。

所述分流环2设置于低压压气机外机匣的前缘，用于将来流分股成分流环2以外的外涵道气流和分流环2以内的内涵道气流，在这一过程中，分流环2长时间接触来流，因此存在表面结冰的隐患。针对于此，本申请通过外环体21和内环体22构成分流环2，从而在外环体21和内环体22之间围合呈冲击腔23，并从高压压气机中将高温气体引至冲击腔23，实现对分流环2的加热，防止分流环2出现表面结冰的现象。

区别于传统的电加热防冰方式，本申请中分流环2所利用的热量来自于高压压气机，因此无须专门配置电加热用的电路和供电装置，能够有效减少发动机所需要的载荷。而区别于传统的分流环2前缘设计方案——在分流环2的内表面由多层隔板形成环绕的流道，本申请中由内环体22和外环体21构成的分流环2的结构更加简单，避免了传统的分流环2结构中的多层隔板，不但减少了航空发动机的整体载荷，还能使高温气体直接作用于分流环2壁面，进而提高了分流环2防冰***的加热效率。

进一步的，为了形成一个可循环的气流通道，在一些实施例中，外环体21与内环体22之间具有缝隙，缝隙在冲击腔23一侧的入口位于冲击腔23的前缘，缝隙在分流环2外部的出口位于分流环2沿径向靠近转轴1的一侧。

通过外环体21与内环体22之间的缝隙，使得自高压压气机引出的高温气体能够流经缝隙，从而在分流环2前缘的壁面内部对分流环2前缘进行加热。并且由于内环体22与外环体21均为环形构件，因此两者之间的间隙同样为在周向均匀分布的环形间隙，此时高温气流经过环形间隙对分流环2前缘进行加热，其加热效果将更加均匀，有助于节约引气流量。

此外，外环体21与内环体22之间间隙的出口位于分流环2沿径向靠近转轴1的一侧，使得经过换热的高温气体重新回到航空发动机的内涵流道，将高温气体的余热重新利用到发动机的热循环中，从而增加了航空发动机的整体热效率。

进一步的，在一些实施例中，外环体21的在沿径向且经过轴线的截面上呈圆钩状，内环体22抵接于圆钩状的尖端一侧，并位于外环体21外壁的背风面，以使外环体21的外壁构成分流环2前缘的迎风面。

圆钩状截面的外环体21以圆弧状的表面作为迎风面，并将内环体22容纳于自身的气流阴影中，能够使分流环2的迎风面保持光滑，从而降低分流环2的整体空气阻力，并减少因空气扰动而导致的内环体22振动幅度，从而使得分流环2的结构更加可靠，并使内环体22与外环体21之间的相对位置更加固定。

进一步的，为了使外环体21与内环体22之间的连接更加稳定，在一些实施例中，外环体21的内壁面开设有深度方向沿轴向的环形槽体211，内环体22的前缘设有与环形槽体211相匹配的环形凸缘221，环形槽体211与环形凸缘221之间相互配合，以使外环体21与内环体22相互装配。

环形槽体211与环形凸缘221之间的配合不但能够实现外环体21与内环体22之间的装配关系，而且区别于其他类型的装配关系，还能够保证外环体21与内环体22之间的缝隙继续保持冲击腔23内外的气流沟通。此外，环形槽体211与环形凸缘221还进一步加长了高温气流在缝隙中的流动长度，提高了防冰***的换热效率。

进一步的，在一些实施例中，内环体22与外环体21在环形槽体211与环形凸缘221之间具有第一配合间隙，内环体22与外环体21在圆钩状的尖端具有第二配合间隙，第一配合间隙与第二配合间隙互相连通以使冲击腔23和分流环2的外部互相连通。

通过控制第一配合间隙与第二配合间隙的大小，不但能够保证冲击腔23和分流环2的外部互相连通，还能控制高温气流在缝隙中各部分区域的流动速度，以区别应对分流环2前缘不同区域的换热量需求。

具体而言，对第一配合间隙和第二配合间隙的控制包括：

在一些实施例中，第一配合间隙在沿轴向位于环形凸缘221来流一侧的第一部分，大于在沿径向位于环形凸缘221靠近转轴1一侧的第二部分，并大于在沿径向位于环形凸缘221远离转轴1一侧的第三部分。

第一配合间隙的第一部分大于第二部分且大于第三部分，使得高温气流更加长时间地停留在环形凸缘221沿轴向靠近来流一侧的区域，从而对分流环2前缘的迎风区域进行更加充分的换热。

进一步的，为了提高进入内环体22与外环体21之间缝隙的高温气流的流量，在一些实施例中，内环体22和/或外环体21在第三部分开设有多个沿轴向延伸的冲击孔5，以扩大第一间隙在第三部分的流通面积，且多个冲击孔5沿周向均匀分布。

进一步的，为了保证第一配合间隙在第一部分能够维持在必要的尺寸下，在一些实施例中，环形槽体211的底面呈向内凹入的圆环面211a，环形凸缘221的顶面呈的圆柱面221a。

由于飞机飞行过程中，分流环2将直接面对高空来流，因此气流扰动或来流不均匀都会引起分流环2发生振动。在振动过程中，由于外环体21与内环体22之间通过环形凸缘221与环形槽体211相互装配，且环形凸缘221与环形槽体211在径向上的配合较小而在轴向上的配合较大，因此一旦分流环2出现振动，外环体21与内环体22之间的径向距离将随之产生波动。

因此，环形槽体211的底面被设置为向内凹入的圆环面211a，而环形凸缘221的顶面被设置为圆柱面221a，通过圆环面211a与圆柱面221a由各自形状所产生的间距，使得第一配合间隙的第一部分在分流环2的振动下能够始终保持在一定的范围内，不至于由于振动的影响而使外环体21与内环体22之间的缝隙闭合。

同理的，为了维持第二配合间隙的尺寸，在一些实施例中，环形槽体211沿径向靠近转轴1的侧壁与圆钩状的尖端所在的壁面之间具有第一圆角61，环形凸缘221沿径向靠近转轴1的侧壁与内环体22抵接于圆钩状的尖端的壁面之间具有第二圆角62，第一圆角61小于第二圆角62。

由于第一圆角61小于第二圆角62，因此即使内环体22与外环体21沿轴向发生碰撞，第一圆角61沿径向延伸的壁面与对应的第二圆角62沿径向延伸的壁面之间依旧存在一定间距，从而保证第二配合间隙的大小，使得高温气体能够自第二配合间隙排放至内涵道，不至于由于第二配合间隙的闭合使高温气体堆积于环形槽体211的沿轴向的前缘或使逆流回冲击腔23。

进一步的，为了实现自供气装置向冲击腔23的气流导通，在一些实施例中，引气管路4包括：

多个供气支管41，每个供气支管41沿轴向延伸以连接冲击腔23，且多个供气支管41沿周向均匀分布；

分流环管42，沿周向环绕设置，连接于多个供气支管41；以及

供气总管43，连接于分流环管42与集气装置3之间。

进一步的，为了使从供气总管43中流出的高温气流在多个供气支管41中分布均匀，在一些实施例中，供气总管43连接于分流环管42的位置沿周向不重合于每个供气支管41连接于分流环管42的位置。

进一步的，为了进一步提高分流环2防冰***的工作效率，根据飞行高度与环境状态调整防冰***对分流环2的换热量，在一些实施例中，引气管路4还包括：

控制阀门44，设置于供气总管43，用于控制供气总管43的气流量和压力。

进一步的，为了减少气流在供气总管43中的流动损失，尤其是高温气流在沿径向流动向沿轴向流动的转向过程中的流动损失，在一些实施例中，供气总管43包括：

第一管段431，连接于控制阀门44和集气装置3之间；以及

第二管段432，连接于控制阀门44和分流环管42之间；

其中，第一管段431的延伸方向在靠近于集气装置3一侧的入口处沿径向设置，在靠近于控制阀门44一侧的出口处沿轴向设置，并在入口处与出口处之间均匀转向。

在本公开的另一个方面，提供一种航空发动机，包括如前文任一实施例的分流环2防冰***。

因此，根据本公开实施例，通过设计分流环2结构，并合理布置引起管路，能够提高分流环2防冰***的工作效率，进而有效防止分流环2在遭遇恶劣天气的情况下表面结冰，并能够相应减少压气机引气量。

至此，已经详细描述了本公开的各实施例。为了避免遮蔽本公开的构思，没有描述本领域所公知的一些细节。本领域技术人员根据上面的描述，完全可以明白如何实施这里公开的技术方案。

虽然已经通过示例对本公开的一些特定实施例进行了详细说明，但是本领域的技术人员应该理解，以上示例仅是为了进行说明，而不是为了限制本公开的范围。本领域的技术人员应该理解，可在不脱离本公开的范围和精神的情况下，对以上实施例进行修改或者对部分技术特征进行等同替换。本公开的范围由所附权利要求来限定。

Claims (14)

1.一种分流环(2)防冰***，其特征在于，包括：

分流环(2)，中心线重合于航空发动机的转轴(1)，并位于低压压气机外机匣的前缘，所述分流环(2)包括外环体(21)和内环体(22)，且所述外环体(21)和所述内环体(22)之间围合成冲击腔(23)；

集气装置(3)，沿径向设置于高压压气机远离转轴(1)的一侧，能够自高压压气机的设定级中引气；以及

引气管路(4)，连接于所述集气装置(3)与所述分流环(2)之间，能够将高压压气机中的气流引至所述冲击腔(23)。

2.根据权利要求1所述的防冰***，其特征在于，所述外环体(21)与所述内环体(22)之间具有缝隙，所述缝隙在所述冲击腔(23)一侧的入口位于所述冲击腔(23)的前缘，所述缝隙在所述分流环(2)外部的出口位于所述分流环(2)沿径向靠近转轴(1)的一侧。

3.根据权利要求1所述的防冰***，其特征在于，所述外环体(21)的在沿径向且经过轴线的截面上呈圆钩状，所述内环体(22)抵接于所述圆钩状的尖端一侧，并位于所述外环体(21)外壁的背风面，以使所述外环体(21)的外壁构成所述分流环(2)前缘的迎风面。

4.根据权利要求3所述的防冰***，其特征在于，所述外环体(21)的内壁面开设有深度方向沿轴向的环形槽体(211)，所述内环体(22)的前缘设有与所述环形槽体(211)相匹配的环形凸缘(221)，所述环形槽体(211)与所述环形凸缘(221)之间相互配合，以使所述外环体(21)与所述内环体(22)相互装配。

5.根据权利要求4所述的防冰***，其特征在于，所述内环体(22)与所述外环体(21)在所述环形槽体(211)与所述环形凸缘(221)之间具有第一配合间隙，所述内环体(22)与所述外环体(21)在所述圆钩状的尖端具有第二配合间隙，所述第一配合间隙与所述第二配合间隙互相连通以使所述冲击腔(23)和所述分流环(2)的外部互相连通。

6.根据权利要求5所述的防冰***，其特征在于，所述第一配合间隙在沿轴向位于所述环形凸缘(221)来流一侧的第一部分，大于在沿径向位于所述环形凸缘(221)靠近转轴(1)一侧的第二部分，并大于在沿径向位于所述环形凸缘(221)远离转轴(1)一侧的第三部分。

7.根据权利要求6所述的防冰***，其特征在于，所述内环体(22)和/或所述外环体(21)在所述第三部分开设有多个沿轴向延伸的冲击孔(5)，以扩大所述第一间隙在所述第三部分的流通面积，且多个所述冲击孔(5)沿周向均匀分布。

8.根据权利要求4所述的防冰***，其特征在于，所述环形槽体(211)的底面呈向内凹入的圆环面(211a)，所述环形凸缘(221)的顶面呈的圆柱面(221a)。

9.根据权利要求4所述的防冰***，其特征在于，所述环形槽体(211)沿径向靠近转轴(1)的侧壁与所述圆钩状的尖端所在的壁面之间具有第一圆角(61)，所述环形凸缘(221)沿径向靠近转轴(1)的侧壁与所述内环体(22)抵接于所述圆钩状的尖端的壁面之间具有第二圆角(62)，所述第一圆角(61)小于所述第二圆角(62)。

10.根据权利要求1所述的防冰***，其特征在于，所述引气管路(4)包括：

多个供气支管(41)，每个所述供气支管(41)沿轴向延伸以连接冲击腔(23)，且多个所述供气支管(41)沿周向均匀分布；

分流环管(42)，沿周向环绕设置，连接于多个所述供气支管(41)；以及

供气总管(43)，连接于所述分流环管(42)与所述集气装置(3)之间。

11.根据权利要求10所述的防冰***，其特征在于，所述供气总管(43)连接于所述分流环管(42)的位置沿周向不重合于每个所述供气支管(41)连接于所述分流环管(42)的位置。

12.根据权利要求10所述的防冰***，其特征在于，所述引气管路(4)还包括：

控制阀门(44)，设置于所述供气总管(43)，用于控制所述供气总管(43)的气流量和压力。

13.根据权利要求12所述的防冰***，其特征在于，所述供气总管(43)包括：

第一管段(431)，连接于所述控制阀门(44)和所述集气装置(3)之间；以及

第二管段(432)，连接于所述控制阀门(44)和所述分流环管(42)之间；

其中，所述第一管段(431)的延伸方向在靠近于所述集气装置(3)一侧的入口处沿径向设置，在靠近于所述控制阀门(44)一侧的出口处沿轴向设置，并在所述入口处与所述出口处之间均匀转向。

14.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1～13任一所述的分流环(2)防冰***。

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