CN111980803A - 一种航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明的目的是提供一种航空发动机，包括外涵、集液管和集液槽；集液槽具有集液腔和通孔；通孔与集液腔连通；集液管与集液腔连通，以将可燃液体引入集液腔；通孔用于排出集液腔内的可燃液体；航空发动机还包括风斗和引气管，风斗设置在外涵中；引气管的入口端与风斗连通，引气管的出口端伸入集液腔，其中，出口端的端面位于通孔内，以使出口端与通孔连通；风斗用于收集外涵气流；引气管用于将外涵气流导入集液腔，并使外涵气流从集液腔内经由通孔而喷出集液腔，从而带动集液腔内的可燃液体经由通孔而排出集液腔。

Description

一种航空发动机

技术领域

本发明涉及一种航空发动机。

背景技术

民用飞机发动机内存在大量含有可燃液体的管路与附件，同时也存在高温热表面。若管路与附件发生可燃液体泄漏，泄漏液体一旦接触高温热表面将会发生火灾，发动机排液系统可避免这类火灾的发生。发动机排液系统主要作用是收集发动机及其附件在工作和维护中产生的废液和漏油，并将其安全地排放至机外，以保障发动机的正常运行。因此，发动机排液系统能够有效地降低因可燃液体泄漏而导致的火灾风险。

发动机排液系统主要由从各可燃液体部件引出的集液管和位于发动机底部的集液槽构成，集液槽与集液管相连通，用于收集集液管排出的可燃液体，集液槽的下方伸出发动机短舱外表面，并在其底面上开有通孔，用于将收集的液体排放至机外。根据适航条款要求，排放出机外的液体不能接触到飞机的危险区域。在飞行状态下，发动机短舱外表面的气流会形成附面层，若集液槽伸出短舱表面的部分过短，且位于附面层内部，由于附面层的作用，排出的液体会延短舱表面贴壁流动，导致排出的可燃液体接触到发动机尾部喷管等高温部件的几率增加，由于喷管温度高于可燃液体自燃点，发生火灾的风险也因此增加。为此，目前民用涡扇发动机的集液槽一般采用伸出附面层的方式进行排放。

然而，伸出短舱表面外的集液槽长度影响了发动机短舱的气动性能，伸出部分的长度越长，增加的阻力就越大，从而造成了不必要的气动损失，影响了发动机的有效推力，进而影响了民用飞机的经济性。因此，如何在保证可燃液体从集液槽安全排出的前提下，减小集液槽造成的气动损失成为目前发动机排液关注的重点之一。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机，该航空发动机具有可燃液体易于排出且排出安全的优点。

为实现所述目的的航空发动机，包括外涵、集液管和集液槽；所述集液槽具有集液腔和通孔；所述通孔与所述集液腔连通；

所述集液管与所述集液腔连通，以将可燃液体引入所述集液腔；所述通孔用于排出所述集液腔内的可燃液体；

所述航空发动机还包括风斗和引气管，所述风斗设置在所述外涵中；所述引气管的入口端与所述风斗连通，所述引气管的出口端伸入所述集液腔，其中，所述出口端的端面位于所述通孔内，以使所述出口端与所述通孔连通；

所述风斗用于收集外涵气流；所述引气管用于将所述外涵气流导入所述集液腔，并使所述外涵气流从所述集液腔内经由所述通孔而喷出所述集液腔，从而带动所述集液腔内的可燃液体经由所述通孔而排出所述集液腔。

在一个实施例中，所述出口端与所述通孔共中心线设置。

在一个实施例中，所述出口端为渐缩喷嘴。

在一个实施例中，所述风斗的开口朝向与所述外涵气流的流动方向相反。

在一个实施例中，所述航空发动机还包括第一外涵内壁、第一外涵外壁、第一上分墙和第一下分墙，以及第二外涵内壁、第二外涵外壁、第二上分墙和第二下分墙；

所述第一外涵内壁、第一外涵外壁、第一上分墙和第一下分墙限定出所述外涵的左半部，所述第二外涵内壁、第二外涵外壁、第二上分墙和第二下分墙限定出所述外涵的右半部；

其中，所述第一外涵内壁和所述第一外涵外壁共中心线设置，所述第一外涵外壁位于所述第一外涵内壁的外侧，所述第一上分墙的两端分别连接所述第一外涵内壁的上端和所述第一外涵外壁的上端，所述第一下分墙的两端分别连接所述第一外涵内壁的下端和所述第一外涵外壁的下端；

所述第二外涵内壁和所述第二外涵外壁共中心线设置，所述第二外涵外壁位于所述第二外涵内壁的外侧，所述第二上分墙的两端分别连接所述第二外涵内壁的上端和所述第二外涵外壁的上端，所述第二下分墙的两端分别连接所述第二外涵内壁的下端和所述第二外涵外壁的下端；

所述风斗固定设置在所述第一下分墙或者所述第二下分墙上。

在一个实施例中，所述航空发动机还包括外罩，所述外罩位于所述第一外涵外壁和所述第二外涵外壁的外侧，并且与所述第一外涵内壁、所述第一外涵外壁、所述第二外涵内壁和所述第二外涵外壁共中心线设置；

所述集液槽设置在所述外罩上，并且凸出于所述外罩的外表面；所述通孔位于所述外罩的外侧。

在一个实施例中，所述集液槽设置在所述外罩的最低处。

在一个实施例中，所述集液管的数量为多个。

在一个实施例中，所述通孔开设在所述集液槽的底壁上。

在一个实施例中，所述航空发动机还包括核心舱，所述核心舱设置在所述第一外涵内壁和所述第二外涵内壁之间；

所述集液管自所述核心舱延伸并穿过所述第一下分墙和所述第二下分墙之间的空间，以与所述集液腔连通。

本发明的积极进步效果在于：本发明提供的航空发动机，包括外涵、集液管和集液槽；集液槽具有集液腔和通孔；通孔与集液腔连通；集液管与集液腔连通，以将可燃液体引入集液腔；通孔用于排出集液腔内的可燃液体；航空发动机还包括风斗和引气管，风斗设置在外涵中；引气管的入口端与风斗连通，引气管的出口端伸入集液腔，其中，出口端的端面位于通孔内，以使出口端与通孔连通；风斗用于收集外涵气流；引气管用于将外涵气流导入集液腔，并使外涵气流从集液腔内经由通孔而喷出集液腔，从而带动集液腔内的可燃液体经由通孔而排出集液腔。

由于风斗和引气管的设置，使得从通孔排出的可燃液体在引气管的出口端喷出的高速的外涵气流的引射作用下，以一定的初速度排出，使可燃液体具有足够的动能穿越航空发动机外表面的附面层，并排放到附面层以外的大气中，保证了排出的可燃液体不会因贴壁流动而接触到发动机尾部喷管等高温部件，降低了火灾风险，因此，本发明的技术方案具有使可燃液体易于排出且排出安全的优点。

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为航空发动机的示意图；

图2为图1中C-C方向的剖视图；

图3为风斗安装在第一下分墙上的示意图；

图4为集液管、集液槽和引气管的剖视图；

图5为集液管、集液槽和引气管的示意图；

图6为集液管、集液槽和引气管的示意图，显示了通孔。

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。

下述公开了多种不同的实施的主题技术方案的实施方式或者实施例。为简化公开内容，下面描述了各元件和排列的具体实例，当然，这些仅仅为例子而已，并非是对本发明的保护范围进行限制。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。另外，这些公开内容中可能会在不同的例子中重复附图标记和/或字母。该重复是为了简要和清楚，其本身不表示要讨论的各实施方式和/或结构间的关系。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。

需要注意的是，图1至图6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。

本发明的实施例中的用于表示位置关系的“外”、“内”均以航空发动机900的径向为参照。

图1示出了本发明的一个实施例中的航空发动机900，包括外涵1、核心舱8、集液管2和集液槽3；外涵1围设在核心舱8的外侧。航空发动机900运行时，会有高速气流进入外涵，形成外涵气流D。

航空发动机900运行时，核心舱8中的部件，如管路与附件等，还会产生可燃液体F，例如废液、漏油等等。这些可燃液体F需要及时排出航空发动机900。

集液管2和集液槽3能够起到排出可燃液体F的作用。具体地，如图2、4、5、6所示，集液槽3具有集液腔30和通孔31；通孔31与集液腔30连通；

继续参考图2、4、5、6所示，集液管2的数量可以为多个，分别与核心舱8的不同部件连接，以将核心舱8的不同部件产生的可燃液体F引入集液腔30。

在一个比较例中，集液腔30中的可燃液体F在重力的作用下从通孔31流出，但这一过程是低效且具有起火风险的。这是因为在飞行状态下，航空发动机900的短舱的外表面的气流会形成附面层，由于附面层的作用，排出的可燃液体F会延短舱的外表面贴壁流动，导致排出的可燃液体F接触到发动机尾部喷管等高温部件的几率增加，由于喷管温度高于可燃液体自燃点，发生火灾的风险也因此增加。

为降低起火风险，在另一个比较例中，集液槽3采用伸出附面层的方式进行设置，即使通孔31位于附面层的外侧。然而，伸出短舱的外表面的集液槽3的长度影响了发动机短舱的气动性能，伸出部分的长度越长，增加的阻力就越大，从而造成了不必要的气动损失，影响了发动机的有效推力，进而影响了民用飞机的经济性。

为了使可燃液体F易于排出且排出安全，如图2、3、4所示，航空发动机900还包括风斗4和引气管5，风斗4设置在外涵1中；引气管5的入口端51与风斗4连通，引气管5的出口端52伸入集液腔30，其中，出口端52的端面52a位于通孔31内，以使出口端52与通孔31连通；风斗4用于收集外涵气流D；引气管5用于将外涵气流D导入集液腔30，并使外涵气流D从集液腔30内经由通孔31而喷出集液腔30，从而带动集液腔30内的可燃液体F经由通孔31而排出集液腔30，其中，集液腔30内的可燃液体F经由出口端52的外壁与通孔31的内壁之间的间隙排出集液腔30。

由于风斗4和引气管5的设置，使得从通孔31排出的可燃液体F在引气管5的出口端52喷出的高速的外涵气流D的引射作用下，以一定的初速度排出，使可燃液体F具有足够的动能穿越航空发动机外表面的附面层，并排放到附面层以外的大气中，保证了排出的可燃液体F不会因贴壁流动而接触到发动机尾部喷管等高温部件，降低了火灾风险，因此，本发明的技术方案具有使可燃液体F易于排出且排出安全的优点。

通过外涵气流D的引射作用，使排出的可燃液体F具有一定的初始速度，从而使可燃液体F有足够的动能穿越发动机短舱外表面的附面层，并排放到附面层以外的大气中，保证了排出的可燃液体F不会因贴壁流动而接触到发动机尾部喷管等高温部件，降低了火灾风险；此外，集液槽3伸出短舱外表面的部分不必伸出附面层外，可以适当缩短至附面层内部，可实现在保证可燃液体F从集液槽3安全排出的同时减小阻力，降低了气动损失，进而提高了发动机的有效推力，提高了民用飞机的经济性。

出口端52的端面52a位于通孔31内目的在于避免集液腔30内的可燃液体F进入引气管5。

继续参考图4，出口端52与通孔31共中心线A-A设置。这一方案可以使集液腔30内的可燃液体F以一定的垂直向下的初速度集液腔30内射出。

在一个更具体的实施例中，出口端52为渐缩喷嘴。渐缩喷嘴有助于增加外涵气流D喷出时的速度。

如图3，风斗4的开口朝向与外涵气流D的流动方向相反。这一方案有助于保持外涵气流D的流速。

如图2所示，航空发动机还包括第一外涵内壁61、第一外涵外壁62、第一上分墙63和第一下分墙64，以及第二外涵内壁65、第二外涵外壁66、第二上分墙67和第二下分墙68；第一外涵内壁61、第一外涵外壁62、第一上分墙63和第一下分墙64限定出外涵1的左半部，第二外涵内壁65、第二外涵外壁66、第二上分墙67和第二下分墙68限定出外涵1的右半部。

第一外涵内壁61与第二外涵内壁65相对且对称设置，第一外涵外壁62与第二外涵外壁66相对且对称设置，第一上分墙63和第二上分墙67相对且对称设置，第一下分墙64和第二下分墙68相对且对称设置。

第一外涵内壁61和第一外涵外壁62共中心线B-B设置，第一外涵外壁62位于第一外涵内壁61的外侧，第一上分墙63的两端分别连接第一外涵内壁61的上端和第一外涵外壁62的上端，第一下分墙64的两端分别连接第一外涵内壁61的下端和第一外涵外壁62的下端；第二外涵内壁65和第二外涵外壁66共中心线B-B设置，第二外涵外壁66位于第二外涵内壁65的外侧，第二上分墙67的两端分别连接第二外涵内壁65的上端和第二外涵外壁66的上端，第二下分墙67的两端分别连接第二外涵内壁65的下端和第二外涵外壁66的下端；风斗4固定设置在第一下分墙64或者第二下分墙68上。

核心舱8设置在第一外涵内壁61和第二外涵内壁65之间；集液管2自核心舱8延伸并穿过第一下分墙64和第二下分墙68之间的空间，以与集液腔30连通。

继续参考图1、2，航空发动机还包括外罩7，外罩7位于第一外涵外壁62和第二外涵外壁66的外侧，并且与第一外涵内壁61、第一外涵外壁62、第二外涵内壁65和第二外涵外壁66共中心线B-B设置；集液槽3设置在外罩7上，并且凸出于外罩7的外表面；通孔31位于外罩7的外侧。

在一个实施例中，集液槽3设置在外罩7的最低处。这一方案有助于对可燃液体F进行收集。

在一个实施例中，通孔31开设在集液槽3的底壁上。这一方案有助于可燃液体F排出集液腔30。

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，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)

1.一种航空发动机，包括外涵(1)、集液管(2)和集液槽(3)；所述集液槽(3)具有集液腔(30)和通孔(31)；所述通孔(31)与所述集液腔(30)连通；

所述集液管(2)与所述集液腔(30)连通，以将可燃液体(F)引入所述集液腔(30)；所述通孔(31)用于排出所述集液腔(30)内的可燃液体(F)；

其特征在于，所述航空发动机(900)还包括风斗(4)和引气管(5)，所述风斗(4)设置在所述外涵(1)中；所述引气管(5)的入口端(51)与所述风斗(4)连通，所述引气管(5)的出口端(52)伸入所述集液腔(30)，其中，所述出口端(52)的端面(52a)位于所述通孔(31)内，以使所述出口端(52)与所述通孔(31)连通；

所述风斗(4)用于收集外涵气流(D)；所述引气管(5)用于将所述外涵气流(D)导入所述集液腔(30)，并使所述外涵气流(D)从所述集液腔(30)内经由所述通孔(31)而喷出所述集液腔(30)，从而带动所述集液腔(30)内的可燃液体(F)经由所述通孔(31)而排出所述集液腔(30)。

2.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述出口端(52)与所述通孔(31)共中心线(A-A)设置。

3.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述出口端(52)为渐缩喷嘴。

4.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述风斗(4)的开口朝向与所述外涵气流(D)的流动方向相反。

5.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述航空发动机还包括第一外涵内壁(61)、第一外涵外壁(62)、第一上分墙(63)和第一下分墙(64)，以及第二外涵内壁(65)、第二外涵外壁(66)、第二上分墙(67)和第二下分墙(68)；

所述第一外涵内壁(61)、第一外涵外壁(62)、第一上分墙(63)和第一下分墙(64)限定出所述外涵(1)的左半部，所述第二外涵内壁(65)、第二外涵外壁(66)、第二上分墙(67)和第二下分墙(68)限定出所述外涵(1)的右半部；

其中，所述第一外涵内壁(61)和所述第一外涵外壁(62)共中心线(B-B)设置，所述第一外涵外壁(62)位于所述第一外涵内壁(61)的外侧，所述第一上分墙(63)的两端分别连接所述第一外涵内壁(61)的上端和所述第一外涵外壁(62)的上端，所述第一下分墙(64)的两端分别连接所述第一外涵内壁(61)的下端和所述第一外涵外壁(62)的下端；

所述第二外涵内壁(65)和所述第二外涵外壁(66)共中心线(B-B)设置，所述第二外涵外壁(66)位于所述第二外涵内壁(65)的外侧，所述第二上分墙(67)的两端分别连接所述第二外涵内壁(65)的上端和所述第二外涵外壁(66)的上端，所述第二下分墙(67)的两端分别连接所述第二外涵内壁(65)的下端和所述第二外涵外壁(66)的下端；

所述风斗(4)固定设置在所述第一下分墙(64)或者所述第二下分墙(68)上。

6.如权利要求5所述的航空发动机，其特征在于，所述航空发动机还包括外罩(7)，所述外罩(7)位于所述第一外涵外壁(62)和所述第二外涵外壁(66)的外侧，并且与所述第一外涵内壁(61)、所述第一外涵外壁(62)、所述第二外涵内壁(65)和所述第二外涵外壁(66)共中心线(B-B)设置；

所述集液槽(3)设置在所述外罩(7)上，并且凸出于所述外罩(7)的外表面；所述通孔(31)位于所述外罩(7)的外侧。

7.如权利要求6所述的航空发动机，其特征在于，所述集液槽(3)设置在所述外罩(7)的最低处。

8.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述集液管(2)的数量为多个。

9.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述通孔(31)开设在所述集液槽(3)的底壁上。

10.如权利要求5所述的航空发动机，其特征在于，所述航空发动机还包括核心舱(8)，所述核心舱(8)设置在所述第一外涵内壁(61)和所述第二外涵内壁(65)之间；

所述集液管(2)自所述核心舱(8)延伸并穿过所述第一下分墙(64)和所述第二下分墙(68)之间的空间，以与所述集液腔(30)连通。

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