CN109630273B - 一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩 - Google Patents

一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩 Download PDF

Info

Publication number
CN109630273B
CN109630273B CN201811409248.8A CN201811409248A CN109630273B CN 109630273 B CN109630273 B CN 109630273B CN 201811409248 A CN201811409248 A CN 201811409248A CN 109630273 B CN109630273 B CN 109630273B
Authority
CN
China
Prior art keywords
self
air inlet
fairing
inlet casing
bearing
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201811409248.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109630273A (zh
Inventor
石岩
周建平
刘洋
韩冰
杨威
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Shenyang Liming Aero Engine Co Ltd
Original Assignee
AECC Shenyang Liming Aero Engine Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Shenyang Liming Aero Engine Co Ltd filed Critical AECC Shenyang Liming Aero Engine Co Ltd
Priority to CN201811409248.8A priority Critical patent/CN109630273B/zh
Publication of CN109630273A publication Critical patent/CN109630273A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109630273B publication Critical patent/CN109630273B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/047—Heating to prevent icing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明公开一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩，自旋转整流帽罩呈球形，且球体上设有逆时针倒伏的月牙形凸起；进气机匣前端外环设有安装边，进气机匣前端焊接异型整流支板；自旋转整流帽罩水平两端设有带台阶的孔，该孔为自润滑轴承外圈安装座；进气机匣在自旋转整流帽罩水平方向左右两侧各设有一个台阶轴，该轴为自润滑轴承内圈安装座；自旋转整流帽罩通过自润滑轴承安装在进气机匣的上；进气机匣中间处设有凹槽轴承安装座，前支点轴承设置在轴承安装座内，通过螺母锁紧；低压转子前端套有密封件，且一同连接在前支点轴承上；进气机匣后端设有低压静子。本发明的技术方案结构合理，能够省掉航空发动机的防冰、除冰系统。

Description

一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩
技术领域
本发明涉及航空发动机整流帽罩技术领域，特别涉及一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩。
背景技术
航空发动机整流帽罩是发动机主机最前方的部件，其主要作用是对来流空气进行整流，并将来流空气引入风扇或低压压气机。传统的航空发动机整流帽罩一般为半球形或锥形，为静子件，为了防止航空发动机在飞行过程中，整流帽罩结冰脱落打伤发动机流道件，通过外部管路将航空发动机高压压气机的高压、较高温空气引入航空发动机整流帽罩，对整流帽罩进行加温，从而预防或吹除积冰。传统的整流帽罩主要缺点是需要在发动机上增设一套防冰、除冰系统，增加了航空发动机控制系统的复杂程度。同时整流帽罩为静子件，除了对气流进行整流之外，没有其它的用途，更不能产生飞机所需的升力。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明的目的是提供一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩，具体技术方案如下：
一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩，包括自旋转整流帽罩、异型整流支板、进气机匣、低压转子、低压静子、前支点轴承；
所述自旋转整流帽罩呈球形，且球体上设有逆时针倒伏的月牙形凸起；
所述进气机匣前端外环设有安装边，安装边上设有多个螺孔，用于与飞机前端进气道连接；
所述进气机匣前端的外环至内环之间焊接异型整流支板；
所述自旋转整流帽罩水平两端设有带台阶的孔，该孔为自润滑轴承外圈安装座；
所述进气机匣在自旋转整流帽罩水平方向左右两侧各设有一个台阶轴，该轴为自润滑轴承内圈安装座；
所述自旋转整流帽罩通过自润滑轴承安装在进气机匣上；
所述进气机匣中间处设有凹槽，用于固定进气机匣轴承安装座，轴承安装座内设有调整垫片，前支点轴承设置在轴承安装座内，通过螺母锁紧；
所述低压转子前端套有密封件，且一同连接在前支点轴承上；
所述进气机匣后端设有低压静子；
所述的一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩，其优选方案为所述自旋转整流帽罩中的逆时针倒伏月牙形凸起设有8-24个。
一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩的工作步骤：
步骤一：发动机在工作时，来流空气冲击自旋转整流帽罩的逆时针倒伏月牙形凸起时，自旋转整流帽罩上方受到的气流冲击力大于下方受到的气流冲击力，自旋转整流帽罩沿顺时针方向高速旋转；
步骤二：自旋转整流帽罩高速旋转时，基于马格努斯效应，产生垂直于发动机航向的向上的升力F，该升力F由异型整流支板传递到发动机承力机匣及主安装节；
步骤三：前支点轴承在工作过程中产生大量的热量，温度能高达100℃以上，该温度通过异型整流支板中心薄壁处扩散到自旋转整流帽罩的内腔，并对自旋转整流帽罩进行加温，防止自旋转整流帽罩产生积冰。
一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩的工作原理：发动机工作时在气流的作用下沿图示方向顺时针旋转，在旋转过程中甩除积冰并利用前支点轴承工作时产生的高温滑油实现自加热，在整流帽罩的选装过程中，基于马格努斯效应，产生垂直于发动机航向的升力。
本发明的有益效果：当一个旋转物体的旋转角速度矢量与物体飞行速度矢量不重合时，在与旋转角速度矢量和平动速度矢量组成的平面相垂直的方向上将产生一个横向力。在这个横向力的作用下物体飞行轨迹发生偏转的现象称作马格努斯效应。旋转物体之所以能在横向产生力的作用，是由于物体旋转可以带动周围流体旋转，使得物体一侧的流体速度增加，另一侧流体速度减小。
本发明的技术方案经过仿真计算，通过本发明，在发动机以0.85马赫巡航时，自旋转整流帽罩基于马格努斯效应，在发动机前部，可产生垂直于发动机航向的升力约120Kgf,可节省发动机在爬升过程中的燃油消耗0.002Kg/(N·h)。同时通过采用本发明，可省掉防冰引气系统，减轻防冰引气系统重量8Kg,节省的防冰引气发动机整机性能损失0.02％。
附图说明
图1为传统航空发动机整流帽罩示意图；
图2为一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩示意图；
图3为图2的侧视图；
图4为自旋转整流帽罩半剖示意图；
图5为来流空气冲击自旋转整流帽罩；
图6为自旋转整流帽罩高速旋转产生升力；
图7为前支点轴承旋转产生的高温传递到自旋转整流帽罩内腔示意图。
图中，1-自旋转整流帽罩、2-异形整流支板、3-进气机匣、4-低压转子、5-低压静子、6-前支点轴承、7-调整垫片、8-螺母、9-密封件、10-自润滑轴承、11-整流帽罩、12-整流支板、13-防冰引气流路、14-基于马格努斯效应产生的升力F、15-逆时针倒伏的月牙形凸起。
具体实施方式
如图2-7所示一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩，包括自旋转整流帽罩1、异型整流支板2、进气机匣3、低压转子4、低压静子5、前支点轴承6；
所述自旋转整流帽罩1呈球形，且球体上设有逆时针倒伏的月牙形凸起15；
所述进气机匣3前端外环设有安装边，安装边上设有多个螺孔，用于与飞机前端进气道连接；
所述进气机匣3前端的外环至内环之间焊接异型整流支板2；
所述自旋转整流帽罩1水平两端设有带台阶的孔，该孔为自润滑轴承10外圈安装座；
所述进气机匣3在自旋转整流帽罩1水平方向左右两侧各设有一个台阶轴，该轴为自润滑轴承10内圈安装座；
所述自旋转整流帽罩1通过自润滑轴承10安装在进气机匣3上；
所述进气机匣3中间处设有凹槽，用于固定进气机匣轴承安装座，轴承安装座内设有调整垫片7，前支点轴承6设置在轴承安装座内，通过螺母锁紧8；
所述低压转子4前端套有密封件9，且一同连接在前支点轴承6上；
所述进气机匣3后端设有低压静子5；
所述自旋转整流帽罩1中的逆时针倒伏月牙形凸起15设有8-24个。
一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩的工作步骤：
步骤一：发动机在工作时，来流空气冲击自旋转整流帽罩1的逆时针倒伏月牙形凸起15时，自旋转整流帽罩1上方受到的气流冲击力大于下方受到的气流冲击力，自旋转整流帽罩沿顺时针方向高速旋转；
步骤二：自旋转整流帽罩1高速旋转时，基于马格努斯效应，产生垂直于发动机航向的向上的升力F14，该升力F由异型整流支板2传递到发动机承力机匣及主安装节；
步骤三：前支点轴承6在工作过程中产生大量的热量，温度能高达100℃以上，该温度通过异型整流支板2中心薄壁处扩散到自旋转整流帽罩1的内腔，并对自旋转整流帽罩1进行加温，防止自旋转整流帽罩1产生积冰。
一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩的工作原理：发动机工作时在气流的作用下沿图示方向顺时针旋转，在旋转过程中甩除积冰并利用前支点轴承6工作时产生的高温滑油实现自加热，在整流帽罩的选装过程中，基于马格努斯效应，产生垂直于发动机航向的升力。

Claims (2)

1.一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩，其特征在于，包括自旋转整流帽罩、异型整流支板、进气机匣、低压转子、低压静子、前支点轴承；
所述自旋转整流帽罩呈球形，且球体上设有逆时针倒伏的月牙形凸起；
所述进气机匣前端外环设有安装边，安装边上设有多个螺孔，用于与飞机前端进气道连接；
所述进气机匣前端的外环至内环之间焊接异型整流支板；
所述自旋转整流帽罩水平两端设有带台阶的孔，该孔为自润滑轴承外圈安装座；
所述进气机匣在自旋转整流帽罩水平方向左右两侧各设有一个台阶轴，该轴为自润滑轴承内圈安装座；
所述自旋转整流帽罩通过自润滑轴承安装在进气机匣上；
所述进气机匣中间处设有凹槽，用于固定进气机匣轴承安装座，轴承安装座内设有调整垫片，前支点轴承设置在轴承安装座内，通过螺母锁紧；
所述低压转子前端套有密封件，且一同连接在前支点轴承上；
所述进气机匣后端设有低压静子。
2.根据权利要求1所述的一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩，其特征在于，所述自旋转整流帽罩中的逆时针倒伏月牙形凸起设有8-24个。
CN201811409248.8A 2018-11-23 2018-11-23 一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩 Active CN109630273B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811409248.8A CN109630273B (zh) 2018-11-23 2018-11-23 一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811409248.8A CN109630273B (zh) 2018-11-23 2018-11-23 一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109630273A CN109630273A (zh) 2019-04-16
CN109630273B true CN109630273B (zh) 2021-04-16

Family

ID=66069430

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811409248.8A Active CN109630273B (zh) 2018-11-23 2018-11-23 一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109630273B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112483469A (zh) * 2020-11-27 2021-03-12 中国航发沈阳发动机研究所 一种整流支板防冰结构及航空燃气涡轮发动机
CN114151149B (zh) * 2021-10-20 2023-06-30 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种燃气涡轮发动机燃滑油热管理与防冰综合控制系统

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090260341A1 (en) * 2008-04-16 2009-10-22 United Technologies Corporation Distributed zoning for engine inlet ice protection
FR2943726B1 (fr) * 2009-03-31 2014-04-25 Snecma Capot d'entree tournant pour turbomachine, comprenant une extremite avant excentree
US20110179765A1 (en) * 2010-01-22 2011-07-28 Lalli Anthony S Jet engine shield and deicer
US9481448B2 (en) * 2013-03-11 2016-11-01 Rolls-Royce Corporation Aerodynamic fairings secondarily attached to nosecone
CN203753413U (zh) * 2014-01-03 2014-08-06 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构
CN106762147B (zh) * 2017-02-22 2019-04-23 中国航发沈阳发动机研究所 一种发动机防冰系统

Also Published As

Publication number Publication date
CN109630273A (zh) 2019-04-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107444620B (zh) 用于飞机的电动推进发动机
CN107416188B (zh) 用于飞机的电动推进发动机
CN109630273B (zh) 一种基于马格努斯效应的航空发动机整流帽罩
US9567090B2 (en) Pylon for mounting an engine on the structure of an aircraft
US20160115864A1 (en) Conformal surface heat exchanger for aircraft
BR102016021634A2 (pt) motor traseiro e aeronave
CN102575582A (zh) 发动机机舱中的燃气涡轮发动机进气口
US7575196B2 (en) Ice protection system and method including a plurality of segmented sub-areas and a cyclic diverter valve
EP2932068B1 (en) Gas turbine engine with cooling scheme for drive gear system and pitch control
BR102016021636A2 (pt) aeronave e motor
EP1870332A1 (en) Decoupled ducting for twin-engine reaction rotor drive
US20170297733A1 (en) Unmanned Helicopter
US20150337661A1 (en) T-Shaped Platform Leading Edge Anti-Rotation Tabs
JP2017165400A (ja) 航空機エンジンを装着するための方法及びシステム
US10556702B2 (en) Aircraft having an airflow duct
CN111579249A (zh) 一种便于独立控制旋流的压气机整涡旋流畸变模拟装置
CN104612764B (zh) 一种三轮共轴两路膨胀的涡轮冷却器
CN115675836A (zh) 无导管推力产生系统
CN102853987A (zh) 用于冰风洞中研究航空发动机整流罩积冰和防冰的试验器
US2941749A (en) Jet propelled convertiplane with jet driven rotor
WO2016133427A3 (ru) Летательный аппарат вертикального взлета и посадки (варианты)
US20210348568A1 (en) Gas turbine engine compressor particulate offtake
RU73697U1 (ru) Турбовинтовентиляторный двигатель
CA2925323A1 (en) Engine nacelle
CN205022867U (zh) 动平衡系统

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant