CN211715224U - 航空发动机及其旋转帽罩 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种航空发动机旋转帽罩，具有外侧锥面和内侧锥面，所述外侧锥面和所述内侧锥面构成所述旋转帽罩的壁体，在所述外侧锥面上设置有带有尖底的多个凹槽，并且所述多个凹槽的尖底与所述内侧锥面之间具有材料厚度。本实用新型还提供一种包括上述旋转帽罩的航空发动机。采用上述旋转帽罩，可以解决现有旋转帽罩表面结冰量较大不易脱落的问题。

Description

航空发动机及其旋转帽罩

技术领域

本实用新型涉及航空发动机，具体地，涉及一种航空发动机旋转帽罩。

背景技术

发动机旋转帽罩如进气帽罩处于发动机进气部件的最前端，常见形式为尖锥、半椭球或两者的结合，是典型的防冰部件，其常见的防冰形式为热气防冰及结构防冰。

当采用结构防冰时，帽罩内部通常不通入热气，而是靠帽罩子午面型面设计、憎冰涂层等措施来减少帽罩表面的最大结冰量，并依靠自身旋转的离心作用将冰甩脱。憎冰涂层虽然可有效减小冰与部件表面的结合力，然而由于现有帽罩基本为旋转体，其表面的结冰情况通常十分均匀，当结冰质量较小时离心作用很难令环形的冰发生断裂，从而使得冰断裂并甩脱时的质量较大，对发动机叶片寿命存在一定的影响。

因此，想要设计一种发动机旋转帽罩，可以解决上述问题中的至少一个问题。

实用新型内容

本实用新型的一个目的是提供一种结构防冰方案，可以解决现有旋转帽罩表面结冰量较大不易脱落的问题。

本实用新型提供一种航空发动机旋转帽罩，具有外侧锥面和内侧锥面，所述外侧锥面和所述内侧锥面分别构成所述旋转帽罩的壁体的外表面和内表面，在所述外侧锥面上设置有带有尖底的多个凹槽，并且所述多个凹槽的尖底与所述内侧锥面之间具有材料厚度。

在一个实施方式中，所述多个凹槽沿着所述旋转帽罩的周向均匀分布。

在一个实施方式中，所述多个凹槽沿着所述旋转帽罩的锥度方向的后槽壁位于所述旋转帽罩沿着所述锥度方向的长度L0的前50％～80％的位置。

在一个实施方式中，所述凹槽沿着所述旋转帽罩的锥度方向延伸；在垂直于所述旋转帽罩的轴向的横截面上，所述多个凹槽的剖面呈三角形，所述三角形的底角构成所述尖底。

在一个实施方式中，所述三角形的底角为5°至40°。

在一个实施方式中，所述凹槽沿着所述旋转帽罩的锥度方向的长度占所述旋转帽罩沿着所述锥度方向的长度的1/5～1/3。

在一个实施方式中，所述凹槽的深度是所述旋转帽罩的壁厚的1/3～1/2。

在一个实施方式中，所述多个凹槽沿着所述旋转帽罩的周向分布有10～30个。

本实用新型还提供一种航空发动机，包括进气帽罩，所述进气帽罩是前述的旋转帽罩。

上述旋转帽罩利用尖底凹槽增加结冰应力，以进行结构防冰。当出现一定量结冰时，尖底凹槽会使结冰产生周向的应力集中带，增加冰层的断裂能，在旋转离心力作用下加速冰的破碎，从而减少冰脱落的临界质量。因此，可以解决现有旋转帽罩表面结冰量较大不易脱落的问题，进一步有效避免大冰块的脱落对发动机尤其是进口部件造成的机械损伤。

附图说明

本实用新型的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

图1是旋转帽罩的侧视图。

图2是沿着图1中的线A-A截取的剖面图。

图3是旋转帽罩的前视图。

图4是沿着图3中的线B-B截取的剖面图。

图5是尖底凹槽的局部放大图。

图6A是三种基本断裂类型中的I型的示意图。

图6B是三种基本断裂类型中的II型的示意图。

图6C是三种基本断裂类型中的III型的示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施方式和附图对本实用新型作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本实用新型，但是本实用新型显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本实用新型内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施方式的内容限制本实用新型的保护范围。

例如，在说明书中随后记载的第一特征在第二特征上方或者上面形成，可以包括第一和第二特征通过直接联系的方式形成的实施方式，也可包括在第一和第二特征之间形成附加特征的实施方式，从而第一和第二特征之间可以不直接联系。进一步地，当第一元件是用与第二元件相连或结合的方式描述的，该说明包括第一和第二元件直接相连或彼此结合的实施方式，也包括采用一个或多个其他介入元件加入使第一和第二元件间接地相连或彼此结合。

图1至图4示出了根据本实用新型设计的航空发动机旋转帽罩10，图5示出了下面将会具体描述的凹槽4的局部放大图。旋转帽罩10大致为绕着轴向中心线旋转而成的旋转体，例如，可以是航空发动机的进气帽罩，通常安装在航空发动机风扇轴前端，作为旋转整流部件，以此提升航空发动机进气品质。另外，文中使用的“前”、“后”是参考进气方向而言的，“前”意指位于进气方向的上游侧，而“后”意指位于进气方向的下游侧。以图1和图4为例，大致从左侧向右侧进气。

需要理解，附图均仅作为示例，并非按照等比例的条件绘制，并且不应该以此作为对本实用新型实际要求的保护范围构成限制。此外，不同实施方式下的变换方式可以进行适当组合。

结合图1至图4，旋转帽罩10具有外侧锥面1和内侧锥面2，外侧锥面1和内侧锥面2分别构成旋转帽罩10的壁体3的外表面和内表面，换言之，分别构成旋转帽罩10的外壁面和内壁面。

旋转帽罩10中，在外侧锥面2上设置有带有尖底41的多个凹槽4，带有尖底41的凹槽4也可以称之为尖底凹槽4。而且，多个凹槽4的尖底41与内侧锥面2之间具有材料厚度H0，换言之，凹槽4的尖底41不会穿透内侧锥面2，而与内侧锥面2之间具有一定距离。

本发明人分析认为，结冰断裂发生在接触面最大裂纹处，积冰界面失效分离是由于积冰内部靠近界面部分的内聚失效引起的，其中，裂纹尖端应力集中程度最高。帽罩表面的结冰受到不同方向的外载荷会有不同形式的位移变形，图6A、图6B和图6C分别示出了三种基本的断裂类型：Ⅰ型(张开型)；Ⅱ型(滑开型)；Ⅲ型(撕开型)。其中，裂纹尖端附近对应的拉应力最大。

在裂纹尖端总是存在一个与外载荷无关的相对长度很小的塑性区域，定义为内聚力区。在内聚力区，断裂能G与裂纹面上局部应力σ、裂纹张开位移δ存在的关系式如下：

G＝∫σdδ＝∫f(δ)dδ

内聚力区应力位置关系一般表现为：在内聚力区开始承受载荷时，局部应力σ随裂纹张开位移的增大而增大。当局部应力σ达到最大值时，说明材料的承载能力达到极限，结冰点开始出现损伤，这时局部应力σ会随着裂纹张开位移δ的增大慢慢减小，直至减小到零，结冰点完全破坏失效，离开内聚力区域的同时裂纹向前扩展。

本发明人根据上述分析原理，特别地，根据裂口内聚力模型中结冰断裂能与位移和应力的关系，设计了旋转帽罩10。现有的旋转帽罩仅靠子午型面的设计来进行防冰。而根据本实用新型的旋转帽罩10中，凹槽4可以有效地收集结冰并且加速冰的破碎，防止大量的冰聚集对发动机性能的影响。尖底凹槽4即是图6A示出的I型(张开型)裂口，裂口会使结冰在这些位置产生局部应力σ集中，从而促进冰的(图中，周向)断裂，可有效减小冰脱落的临界质量。总体上，旋转帽罩10可以有效避免大量冰的累积，并加速帽罩表面冰的破碎。

多个凹槽4可以位于最大水撞击极限位置，最大撞击极限位置受到帽罩形状、转速及来流条件的影响。凹槽4可以大致位于旋转帽罩10的包括锥尖20的前缘部分，具体地，例如，参见图4，凹槽4沿着旋转帽罩10的锥度方向D1的后槽壁48可以位于旋转帽罩10沿着锥度方向D1的长度L0的前50％～80％的位置。图示实施方式中，开槽位置处于帽罩前段，此位置的结冰量较大而对空气整流的作用较小，因此该结构在有效避免大量冰的累积并加速帽罩表面冰的破碎的同时可以对进气整流的影响较小。

凹槽4沿着旋转帽罩10的锥度方向D1延伸。参见图2或图5，也即，在垂直于旋转帽罩10的轴向X1(或者，轴向中心线)的横截面上，凹槽4的剖面呈三角形，三角形的底角α构成尖底凹槽4的尖底41。三角形的底角α可以根据旋转帽罩10的厚度T0来确定，例如，为5°至40°。图5中，凹槽4底部为由两个斜边43构成的尖角，而开口侧为由竖直边42构成的矩形区域。

图示实施方式中，多个凹槽4沿着旋转帽罩10的周向C1均匀分布。凹槽4的个数可以根据旋转帽罩10的实际尺寸来确定，例如，多个凹槽4沿着旋转帽罩10的周向C1可以分布有10～30个(图中，10个)。多个凹槽4沿轴向X1位于同一位置。多个凹槽4可以令旋转帽罩4产生周期性的非均匀结冰。

凹槽4沿着旋转帽罩10的锥度方向D1的长度L1可以通过水撞击极限位置并且综合考虑水溢流来确定，例如，凹槽4沿着旋转帽罩10的锥度方向D1的长度L1可以占旋转帽罩10沿着锥度方向D1的长度L0的1/5～1/3。

此外，凹槽4的深度H1可以是旋转帽罩10的壁厚T0的1/3～1/2。深度H1垂直于旋转帽罩10的锥度方向D1。图4所示的实施方式中，凹槽4沿着锥度方向D1的前槽壁47、后槽壁48垂直于轴向X1延伸，而且，前槽壁47和后槽壁48垂直于其延伸方向也即轴向X1的轴向深度H3相同。在另一实施方式中，凹槽4的前槽壁47、后槽壁48可以例如垂直于锥度方向D1延伸，又或者，前槽壁47和后槽壁48的轴向深度可以不同。

上述旋转帽罩10中，通过在帽罩前缘附近开设尖底凹槽4，人为制造张开型裂口，使结冰在这些位置产生应力集中，可以有效减小冰脱落的临界质量，促进冰的破碎甩脱，防止前缘出现大量结冰的现象，以实现结构防冰。

本实用新型虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本实用新型，任何本领域技术人员在不脱离本实用新型的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本实用新型技术方案的内容，依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本实用新型权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种航空发动机旋转帽罩，具有外侧锥面和内侧锥面，所述外侧锥面和所述内侧锥面分别构成所述旋转帽罩的壁体的外表面和内表面，其特征在于，在所述外侧锥面上设置有带有尖底的多个凹槽，并且所述多个凹槽的尖底与所述内侧锥面之间具有材料厚度。

2.如权利要求1所述的航空发动机旋转帽罩，其特征在于，所述多个凹槽沿着所述旋转帽罩的周向均匀分布。

3.如权利要求1所述的航空发动机旋转帽罩，其特征在于，所述多个凹槽沿着所述旋转帽罩的锥度方向的后槽壁位于所述旋转帽罩沿着所述锥度方向的长度的前50％～80％的位置。

4.如权利要求1所述的航空发动机旋转帽罩，其特征在于，所述凹槽沿着所述旋转帽罩的锥度方向延伸；

在垂直于所述旋转帽罩的轴向的横截面上，所述多个凹槽的剖面呈三角形，所述三角形的底角构成所述尖底。

5.如权利要求4所述的航空发动机旋转帽罩，其特征在于，所述三角形的底角为5°至40°。

6.如权利要求3所述的航空发动机旋转帽罩，其特征在于，所述凹槽沿着所述旋转帽罩的锥度方向的长度占所述旋转帽罩沿着所述锥度方向的长度的1/5～1/3。

7.如权利要求3所述的航空发动机旋转帽罩，其特征在于，所述凹槽的深度是所述旋转帽罩的壁厚的1/3～1/2。

8.如权利要求1所述的航空发动机旋转帽罩，其特征在于，所述多个凹槽沿着所述旋转帽罩的周向分布有10～30个。

9.一种航空发动机，包括进气帽罩，其特征在于，所述进气帽罩是如权利要求1至8中任一项所述的旋转帽罩。

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