CN105604699A - 涡扇发动机进气道防冰结构及防冰方法 - Google Patents

Abstract

本发明的目的在于提供一种涡扇发动机进气道防冰结构及防冰方法，其中的涡扇发动机进气道防冰结构，其特点是，包括从发动机核心机引气的引气总管、与引气总管连接的集气盒、从集气盒中分出的多根加热支管、设置在进气道唇口的防冰部位内部的多个防冰环腔，各加热支管设置有支管阀门，防冰热气从引气总管引入，流入到集气盒，再从集气盒根据支管阀门的开启情况选择性地分配到至少部分加热支管，再通过加热支管输送到对应的防冰环腔，从防冰环腔的排气口流出。

Description

涡扇发动机进气道防冰结构及防冰方法

技术领域

本发明涉及涡扇发动机进气道防冰结构及防冰方法。

背景技术

民用涡扇发动机作为目前大型民航客机的动力装置，其进气道结冰问题是影响整个动力装置性能和安全性的关键因素之一。由于进气道空气处于抽吸状态，气流速度增加，静温降低，使得该部件极易结冰。而进气道结冰，会改变进气系统的空气动力特性，增加流动阻力，使进气流场分布不均，甚至发生气流畸变，影响发动机的工作稳定性，严重时可能导致熄火停车。进气道结冰，还会造成融化脱落的冰块被发动机吸入，产生发动机外来物损伤的严重问题。因此，目前民用涡扇发动机进气道均采用防冰设计。

目前民用涡扇发动机进气道主要采用电防冰与气防冰两种方式。电防冰便于控制加热的热量，可根据发动机的运行状况，调节电加热器的功率，因而电加热器运行对于发动机功率的影响相对较小，且不会产生气流的冲击效应。采用电加热系统，可以根据不同部位的结冰形式、结冰环境不同而调节加热电量及加热频率，定向性更好。专利文献US20060237582A1提出了一种双层壁的进气道电防冰结构，该进气道的内层具有了一个维修口，使得相关加热器的维修和安装非常方便。但是由于电加热结构需要从发动机附件引入电源，增加了发动机供电负载，且在系统可靠性方面不如气防冰，因而目前在主流民用涡扇发动机中采用不多。热气防冰系统一般采用引高压压气机的高温空气，通过调压活门或直接引气输送至进气道前缘，对需要防冰的部件加热以起到防冰的作用。气防冰的优点在于：热量的可控性好，结构简单，可靠性好，易于满足防冰要求，应用较广泛，相关的研究和专利也较多。如专利文献US4738416通过铺设一层与进气道壁具有类似型面的金属壁，形成一个较为狭窄的加热通道，在引气流量一定的情况下提高了气流速度即强化了换热效果，提高了防冰效率。再如专利文献US20080179448A1提出了一种带有蜂窝结构的进气道热气防冰设计，该设计能够实现气防冰的同时抑制进气道噪声。

然而，热气防冰都必须从发动机核心机引气(一般为高压压气机引气)，这必然带来发动机性能的降低，因此如何在满足发动机进气道防冰需求的同时，最大限度提高防冰热气的利用率，尽量减少发动机引气量是民用涡扇发动机气防冰设计的关键。

发明内容

本发明的目的在于提供一种涡扇发动机进气道防冰结构，其能减少了防冰的引气量，从而减少了发动机效率损失。

本发明的另一个目的在于提供一种涡扇发动机进气道防冰方法。

为实现所述目的的涡扇发动机进气道防冰结构，其特点是，包括从发动机核心机引气的引气总管、与引气总管连接的集气盒、从集气盒中分出的多根加热支管、设置在进气道唇口的防冰部位内部的多个防冰环腔，各加热支管设置有支管阀门，防冰热气从引气总管引入，流入到集气盒，再从集气盒根据支管阀门的开启情况选择性地分配到至少部分加热支管，再通过加热支管输送到对应的防冰环腔，从防冰环腔的排气口流出。

所述的涡扇发动机进气道防冰结构，其进一步的特点是，至少部分所述防冰环腔设置有换热结构。

所述的涡扇发动机进气道防冰结构，其进一步的特点是，所述换热结构为换热肋片。

所述的涡扇发动机进气道防冰结构，其进一步的特点是，至少部分所述防冰环腔的靠近排气口的位置设置有换热结构。

所述的涡扇发动机进气道防冰结构，其进一步的特点是，多个所述换热结构在所述防冰环腔内交错布置。

所述的涡扇发动机进气道防冰结构，其进一步的特点是，多个所述换热结构以所述防冰环腔的进气口和排气口的连线为中心对称设置。

所述的涡扇发动机进气道防冰结构，其进一步的特点是，所述支管阀门开度调节个数不小于3个，能用于控制防冰热气的流量大小，每个防冰环腔对应的进气道内壁表面布置有结冰探测器，以便于通过探测进气道表面的结冰厚度来预测进气道的结冰情况，结冰探测器的信号用于调节每个加热支管阀门的开闭。

所述的涡扇发动机进气道防冰结构，其进一步的特点是，防冰环腔的个数不小于5，且各防冰环腔间距≤5mm，防冰环腔宽度不大于2cm。

为实现所述目的的涡扇发动机进气道防冰方法，其特点是，包括：

将防冰热气通过引气总管流入一个集气盒，从集气盒中分出几根加热支管，并根据进气道结冰量及结冰分布情况，选择性地开启至少部分加热支管的支管阀门，从而分别对每个防冰环腔内热气流量进行调节，通过这些支管将防冰热气输送至各多个独立的防冰环腔内。

所述的方法，其进一步的特点是：

在进气道结冰量较大的飞行阶段，此时由于结冰量和结冰面积较大，所有加热支管的支管阀门均打开；

在飞机巡航或结冰量较少的气象条件下，将最易结冰部位的防冰环腔加热支管阀门打开，将防冰热气导入防冰环腔进行防冰加热；

对于防冰环腔内某些换热效果较差部位，通过在环腔敷设换热肋片方式强化换热效果。

本发明提供了一种分区单独加热进气道防冰结构。，将进气道唇口等结冰量较大部位进行加热，并通过控制阀门调节加热气量，对进气道结冰较少或不结冰部位，则减少加热空气流量或不加热，一方面，能够提供结冰量较大部位的加热效果，提高了防冰效率，另一方面，减少了对结冰量少或非结冰部位加热气量，减少了防冰的引气量，减少了发动机效率损失。

附图说明

本发明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为本发明一实施例中利用环腔定向加热的进气道防冰结构的示意图。

图2为沿图1中A－A方向向左剖开的剖视图。

图3为图2所示结构的一个变化例的结构示意图。

图4为图3中B处的局部放大视图。

图5为图4所示结构的一个变化例的示意图。

图6为图4所示结构的另一个变化例的示意图。

图7为图4所示结构的再一个变化例的示意图。

图8为图1中一个防冰环腔的横断面形状的示意图。

图9为图8所示结构的一个变化例的示意图。

图10为图8所示结构的另一个变化例的示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明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发明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例的内容限制本发明的保护范围。

在以下的描述中，参考各实施例对本发明进行描述。然而，本领域的技术人员将认识到可在没有一个或多个特定细节的情况下或者与其它替换和/或附加方法、材料或组件一起实施各实施例。在其它情形中，未示出或未详细描述公知的结构、材料或操作以免使本发明的各实施例的诸方面晦涩。类似地，为了解释的目的，阐述了特定数量、材料和配置，以便提供对本发明的实施例的全面理解。然而，本发明可在没有特定细节的情况下实施。此外，应理解附图中示出的各实施例是说明性表示且不一定按比例绘制。

图1至图2显示了本发明的一个实施例。需要注意的是，这些以及后续其他的附图均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本发明实际要求的保护范围构成限制。

如图1和图2所示，涡扇发动机进气道防冰结构包括从发动机核心机引气的引气总管9、与引气总管9连接的集气盒8、从集气盒8中分出的多根加热支管7、设置在进气道16的防冰部位即进气道唇口10内部的多个防冰环腔1、2、3、4、5，各加热支管设置有支管阀门6，这样，防冰热气从引气总管9引入，流入到集气盒8，再从集气盒8根据支管阀门6的开启情况(含开度情况)选择性地分配到至少部分加热支管，再通过该部分加热支管输送到对应的防冰环腔1、2、3、4、5，从防冰环腔1、2、3、4、5的排气口流出。

在图中，引气总管9的右端连接的发动机核心可以是高压压气机。集气盒8设置在进气道的空腔的上部，如图2所示，各防冰环腔1、2、3、4、5的进气口设置在上侧，即12点方向，排气口设置在下侧，即6点方向。在其他实施例中，也可以不这样设置，各防冰环腔的进气口可以设置在其他方位，例如图2中的3点或9点。另外，在其他的实施例中，集气盒8也可以不限于一个，多个集气盒8可以在一个圆周方向的不同部位设置。在图2所示的实施例中，防冰环腔1的进气口12和排气口14分别设置在12点方向和6点方向，防冰环腔2的进气口11和排气口13分别设置在12点方向和6点方向。

各个防冰环腔是独立的，相当于是通过加热支管7并联在集气盒8上。防冰环腔1、2对应的进气道16的内壁表面是容易结冰的位置，在防冰环腔1、2中设置有换热结构15，换热结构15可以是换热肋片或鳍片或者立柱。尤其是在由于防冰气从12点位置流入，6点位置流出，随着热气与进气道壁面热量交换，热气温度会不断降低，因此在热气流出位置的防冰加热效果会降低，在排气口位置一般多铺设换热结构15，在图3中是通过对称敷设换热结构15的方式强化这些位置加热效果，提高防冰效率。

在结冰量较少的工况，由于防冰环腔4、5所处进气道部位基本不结冰，可以减少或关闭其环腔内热气，以减少发动机引气损失，在防冰环腔4、5内可以不设置换热结构，在结冰量较少的工况，环腔1、2、3也可以通过控制支管阀门6的开度适当减少热气流量。

以下为一些设计细节上的考虑，但并不是穷举或将本发明限于所公开的精确形式，另外同时说明一下，相关领域的技术人员可根据这些细节或者前述或后述内容领会到很多修改和变形是可能的。本领域的技术人员将认识到附图中所示的各组件的各种等价组合和替换。因此本发明的范围不是由该详细说明书限制而是由所附权利要求限定：

(1)为了保证防冰环腔能够覆盖进气道唇口的结冰部位，保证良好的防冰效果，在图1所示的实施例中防冰环腔的个数不小于5，且各防冰环腔间距≤5mm(如图1所示，各防冰环腔1、2、3、4、5间隔开)；

(2)为了实现进气道分区定向精确加热，同时兼顾结构复杂性和安装空间，防冰环腔宽度L(如图8所示)不大于2cm；

(3)为了加强防冰环腔内的换热效果，如图2所示，肋片组个数不小于6，其沿圆周方向均布；

(4)如图3和图4所示，为了加热防冰环腔下半部(靠近排气口)热气对进气道的防冰加热效果，在原有肋片旁增加至少一组肋片；

(5)对于精确控制加热气流量，加热支管阀门开度调节个数不小于3个。

在飞机爬升、下降及空中等待等进气道结冰量较大的工况，所有的加热支管阀门6均打开，气流从引气总管9导入集气盒8，然后分别进入防冰环腔1、2、3、4、5对进气道进行加热，并根据进气道结冰量及分布情况，分别对每个防冰环腔内热气流量进行调节。

在本发明的一个实施例中，对应于每个防冰环腔，将结冰探测器(在图中没有示出)布置至进气道唇口10的表面，通过探测其表面的结冰厚度来预测进气道的结冰情况，通过探测到的信号来决定每个加热支管阀门6的开闭或者开度情况。

综上所述，前述实施例的特点是：

(1)在飞机爬升、下降、空中等待等进气道结冰量较大的飞行阶段，防冰热气通过引气总管9流入一个集气盒8，从集气盒8中分出几根加热支管7，并通过这些支管7输送至各自防冰环腔1、2、3、4、5内，此时由于结冰量和结冰面积较大，所有加热支管阀门6均打开；

(2)在飞机巡航或结冰量较少的气象条件下，将最易结冰部位的防冰环腔1、2加热支管的阀门打开，其余的可以关闭，将防冰热气导入防冰环腔1、2进行防冰加热；

(3)对于防冰环腔1、2内某些换热效果较差部位，如靠近排气位置，通过在环腔敷设换热肋片方式强化换热效果，提高防冰效率。

这样带来的有益效果为：

(1)通过对进气道各部位分别加热，加热的定向性好，加强了对易结冰部位的加热效果，提高了防冰效率；

(2)对于结冰量少部位或只在极限工况结冰的部位，通过调节其加热量引气量，减少了对发动机引气消耗，减少发动机性能损失；

(3)通过在防冰环腔内敷设肋片，强化了腔内换热效果，改善了由于防冰气热沿程温度变化造成防冰效果不断降低的不利影响。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。如图5至图7就显示了换热结构15的不同变化，其可以是多个换热结构15连续布置(如图5所示)，或者离散布置(如图7所示)，可以是成组地交错布置(如图6所示)，也可以是单个换热结构之间交错布置(如图7所示)。另外防冰环腔2(除唇口部分)的截面形状也不限，其可以是规则形状或不规则形状，如图8所示，大致为方形，如图9所示，为中间窄两头宽的形状，如图10所示，为弧形。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明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，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (10)

1.涡扇发动机进气道防冰结构，其特征在于，包括从发动机核心机引气的引气总管、与引气总管连接的集气盒、从集气盒中分出的多根加热支管、设置在进气道唇口的防冰部位内部的多个防冰环腔，各加热支管设置有支管阀门，防冰热气从引气总管引入，流入到集气盒，再从集气盒根据支管阀门的开启情况选择性地分配到至少部分加热支管，再通过加热支管输送到对应的防冰环腔，从防冰环腔的排气口流出。

2.如权利要求1所述的涡扇发动机进气道防冰结构，其特征在于，至少部分所述防冰环腔设置有换热结构。

3.如权利要求2所述的涡扇发动机进气道防冰结构，其特征在于，所述换热结构为换热肋片。

4.如权利要求2所述的涡扇发动机进气道防冰结构，其特征在于，至少部分所述防冰环腔的靠近排气口的位置设置有换热结构。

5.如权利要求2所述的涡扇发动机进气道防冰结构，其特征在于，多个所述换热结构在所述防冰环腔内交错布置。

6.如权利要求2所述的涡扇发动机进气道防冰结构，其特征在于，多个所述换热结构以所述防冰环腔的进气口和排气口的连线为中心对称设置。

7.如权利要求1所述的涡扇发动机进气道防冰结构，其特征在于，所述支管阀门开度调节个数不小于3个，能用于控制防冰热气的流量大小，每个防冰环腔对应的进气道内壁表面布置有结冰探测器，以便于通过探测进气道表面的结冰厚度来预测进气道的结冰情况，结冰探测器的信号用于调节每个加热支管阀门的开闭。

8.如权利要求1所述的涡扇发动机进气道防冰结构，其特征在于，防冰环腔的个数不小于5，且各防冰环腔间距≤5mm，防冰环腔宽度不大于2cm。

9.一种涡扇发动机进气道防冰方法，其特征在于，包括：

将防冰热气通过引气总管流入一个集气盒，从集气盒中分出几根加热支管，并根据进气道结冰量及结冰分布情况，选择性地开启至少部分加热支管的支管阀门，从而分别对每个防冰环腔内热气流量进行调节，通过这些支管将防冰热气输送至各多个独立的防冰环腔内。

10.如权利要求9所述的方法，其特征在于，

在进气道结冰量较大的飞行阶段，此时由于结冰量和结冰面积较大，所有加热支管的支管阀门均打开；

在飞机巡航或结冰量较少的气象条件下，将最易结冰部位的防冰环腔加热支管阀门打开，将防冰热气导入防冰环腔进行防冰加热；

对于防冰环腔内某些换热效果较差部位，通过在环腔敷设换热肋片方式强化换热效果。