CN112483469A - 一种整流支板防冰结构及航空燃气涡轮发动机 - Google Patents

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刘国朝
贾琦
高凤树
王小颖
蒋新伟
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Abstract

本申请属于燃气涡轮发动机防冰设计技术领域，特别涉及一种整流支板防冰结构及航空燃气涡轮发动机；整流支板防冰结构包括：整流支板，其设置有内部空腔；多个第一小孔，贯穿开设在整流支板前缘正对来流空气的驻点部位；多个第二小孔，贯穿开设在整流支板前缘的两侧，每个第二小孔中心线与整流支的中心线呈第一预设角度。本申请的整流支板防冰结构及航空燃气涡轮发动机，采用吹扫和加热组合的方式对复合材料整流支板前缘进行防冰，为复合材料整流支板前缘防冰问题提供有效的解决方案；另外，从发动机其他部位引气的方式，能量利用效率较高，从支板排出的气体进入到发动机主通道，热气能量损耗较少；进一步，本申请结构简单、生产成本较低。

Description

一种整流支板防冰结构及航空燃气涡轮发动机
技术领域
本申请属于燃气涡轮发动机防冰设计技术领域，特别涉及一种整流支板防冰结构及航空燃气涡轮发动机。
背景技术
部分燃气涡轮发动机进口都具有用于对来流空气进行整流的固定支板，如果遭遇结冰条件，支板的表面可能会形成积冰。积冰会影响发动机的性能，脱落的冰也对下游零组件造成损伤。若不采取有效的防、除冰措施，将给飞机的飞行安全带来严重威胁。
对于一些先进的发动机，为了减轻重量，发动机进口整流支板的材料通常为密度较小的复合材料，相对于金属材料来说，复合材料的导热性能和耐高温能力都很差，这给复合材料整流支板的防冰带来极大的挑战。
已有的发动机进口复合材料支板防冰方案为电加热防冰形式，采用在复合材料内部埋设电热丝或电热膜对部件表面进行加热防冰。根据部件外部防冰载荷的不同，将部件表面分为若干个不同的区域，各区域内电路相互独立，其电压由控制系统分别控制，以免局部温度过高造成材料烧蚀。
该技术的不足主要体现在如下几个方面：
1、由发动机做功产生的电能为二次能源，同等防冰效果下电加热的能量转换效率较低，能量转换过程中也会产生较多损耗；
2、电加热丝或电加热膜在复合材料表面的铺设结构比较复杂，需要加热层、绝缘层、防护层等不同的层次构造，生产工艺复杂，成本较高；
3、电加热方案需要根据外部载荷对不同的区域进行电加热功率的精确控制，否则容易造成材料烧蚀，因此控制方案较为复杂。
发明内容
为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种整流支板防冰结构及航空燃气涡轮发动机。
第一方面，本申请公开了一种整流支板防冰结构，其特征在于，包括：
整流支板，由复合材料制成，其迎风面前缘为翼型结构，另外，在所述整流支板前缘内部开设有一个径向贯穿整流支板的内部空腔，发动机其他部位引入的高压空气，能够从整流支板的顶部进入到所述内部空腔内并且沿着径向整流支板的根部流动；
多个第一小孔，贯穿开设在整流支板前缘正对来流空气的驻点部位，其中，多个第一小孔沿径向呈一排且均匀分布，并均与所述内部空腔连通；
多个第二小孔，贯穿开设在整流支板前缘的两侧，并在两侧沿径向对称排列成相同的两排，每排中的多个第二小孔均匀分布，并均与所述内部空腔连通，另外，每个第二小孔中心线与整流支板中心线呈第一预设角度。
根据本申请的至少一个实施方式，所述的整流支板防冰结构还包括：
多个第三小孔，贯穿开设在整流支板前缘的两侧，并在两侧沿径向对称排列成相同的两排，每排中的多个第三小孔均匀分布，并均与所述内部空腔连通；
其中，所述第三小孔所在孔排距离所述整流支板前缘驻点部位的距离，大于所述第二小孔所在孔排距离所述整流支板前缘驻点部位的距离；
另外，每个第三小孔中心线与整流支板中心线呈第二预设角度，第二预设角度与第三小孔所在孔排至整流支板前缘的距离成正比关系，且不大于90°。
根据本申请的至少一个实施方式，在同一孔排中，相邻两个第一小孔之间的间距与相邻两个第二小孔之间的间距相同；或者
在同一孔排中，相邻两个第一小孔之间的间距小于相邻两个第二小孔之间的间距。
根据本申请的至少一个实施方式，在同一孔排中，相邻两个第一小孔之间的间距、相邻两个第二小孔之间的间距以及相邻两个第三小孔之间的间距相同；或者
在同一孔排中，相邻两个第二小孔之间的间距与相邻两个第三小孔之间的间距相同，且大于相邻两个第一小孔之间的间距。
根据本申请的至少一个实施方式，不同孔排的小孔以交错排列的方式布置。
根据本申请的至少一个实施方式，不同孔排中的小孔孔径介于0.8mm～1.2mm之间，孔间距介于4mm～6mm之间，
根据本申请的至少一个实施方式，不同孔排的排间距介于3mm～5mm之间。
根据本申请的至少一个实施方式，所述第一预设角度与第二小孔所在孔排至整流支板前缘的距离成正比关系，且不大于90°；以及
所述第二预设角度与第三小孔所在孔排至整流支板前缘的距离成正比关系，且不大于90°。
根据本申请的至少一个实施方式，所述内部空腔为等截面结构或变截面结构。
第二方面，本申请还公开了一种航空燃气涡轮发动机，包括帽罩、风扇转子叶片以及防冰系统，所述防冰系统采用多个第一方面中任一项所述的整流支板防冰结构，多个整流支板防冰结构沿发动机周向固定分布，从发动机其他部位引来的高压热空气能够进入到整流支板的内部空腔中，在沿着内部空腔向整流支板根部流动的同时，会从整流支板前缘的小孔排出，以对整流支板前缘进行防冰，另外一部高压热空气继续沿着支板向根部流动，进入到帽罩内腔进行防冰。
本申请至少存在以下有益技术效果：
1)采用吹扫和加热组合的方式对复合材料整流支板前缘进行防冰，为复合材料整流支板前缘防冰问题提供有效的解决方案；
2)采用从发动机其他部位引气的方式，能量利用效率较高，从支板排出的气体进入到发动机主通道，热气能量损耗较少；
3)支板前缘打孔的结构相对简单，不需要铺设不同的加热结构，生产成本较低；
4)相较于复杂的电加热分区控制来说，本申请只需要在结冰条件下打开防冰气流，在非结冰条件下关闭防冰气流，系统控制方案简单可靠。
附图说明
图1是典型燃气涡轮发动机进口结构示意图；
图2是本申请整流支板防冰结构的前向等轴视图；
图3是本申请整流支板防冰结构的前向视图；
图4是本申请整流支板防冰结构的侧向视图；
图5是本申请整流支板防冰结构中的不同小孔径向位置剖面图；
图6是本申请航空燃气涡轮发动机中防冰系统空气流路示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
需要理解的是，在本申请的描述中可能涉及到的技术术语，例如“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
本申请提供了一种能够有效防止燃气涡轮发动机进口复合材料整流支板结冰的防冰结构及航空燃气涡轮发动机，该防冰结构将引高压气体引入整流支板3的内部空腔5，整流支板3前缘设计有若干排密集小孔，进入内部空腔5的空气通过小孔吹出，利用气体的吹扫和加热作用对整流支板3前缘进行防冰，剩余的气体由整流支板3根部的通气孔进入帽罩2，对帽罩2进行防冰。
具体来讲，本申请所解决的技术问题如下：
1)解决复合材料整流支板前缘防冰问题；
2)解决已有的电加热方案能量利用效率低的问题；
3)解决已有的电加热方案生产工艺复杂，生产成本高的问题；
4)解决已有的电加热方案控制系统复杂、材料容易烧蚀的问题。
下面结合附图1-图6对本申请的整流支板防冰结构及航空燃气涡轮发动机做进一步详细说明。
第一方面，本申请公开了一种整流支板防冰结构，包括整流支板3；整流支板3由复合材料制成，为了减小流动损失，整流支板3迎风面前缘设计为翼型结构，因此来流空气中的小水滴很容易撞击在支板前缘翼型表面上而形成结冰。
进一步，在整流支板3前缘内部开设有一个径向贯穿整流支板3的内部空腔5，发动机其他部位引入的高压空气，能够从整流支板3的顶部进入到内部空腔5内并且沿着径向整流支板3的根部流动。需要说明的是，在一些实例中，内部空腔5可以是等截面结构，在另外一些实例中，内部空腔5可以是变截面结构。
进一步，在整流支板3前缘正对来流空气的驻点部位，贯穿开设有一排沿着径向均布的第一小孔6，第一小孔6与支板3的内部空腔5连通，可以保证高压气流从第一小孔6流出。
另外，在整流支板3前缘的两侧，分别贯穿开设有一排沿着径向均布的靠近驻点区域的第二小孔7，第二小孔7与内部空腔5连通，可以保证高压气流从第二小孔7流出。
需要说明的是，在一些实施例中，在整流支板3前缘的两侧，还可以分别贯穿开设有一排沿着径向均布的靠近驻点区域的第三小孔8，第三小孔8与内部空腔5连通，可以保证高压气流从第三小孔8流出。其中，第二小孔7所在孔排靠近驻点区域，而第三小孔8所在孔排远离驻点区域，也即是第三小孔8所在孔排距离整流支板3前缘驻点部位的距离，大于第二小孔7所在孔排距离整流支板3前缘驻点部位的距离。
通常，在同一孔排中，相邻两个第一小孔6之间的间距、相邻两个第二小孔7之间的间距以及相邻两个第三小孔8之间的间距相同；当然，在其他一些实施例中，在同一孔排中，相邻两个第二小孔7之间的间距与相邻两个第三小孔8之间的间距相同，且大于相邻两个第一小孔6之间的间距。
进一步，不同孔排的小孔(即可以包括第一小孔6、第二小孔7、第三小孔8)以交错排列的方式布置，保证从小孔排出的气流在主流的影响下互相不产生重叠。
进一步，每个第二小孔7中心线与整流支板3的中心线9呈第一预设角度α，每个第三小孔8中心线与整流支板3的中心线9呈第二预设角度β，保证从小孔流出的气流具有合适的角度。其中，第一预设角度α和第二预设角度β可以基于实验或数值分析来选定，并且要取决于特定的结构及运行工况，通常，孔中心线与整流支板3截面中心线(即整流支板的中心线9)夹角(即α、β)与对应孔排至整流支板3前缘的距离成正比关系，且不大于90°。
本申请的整流支板防冰结构，气流通过第一小孔6、第二小孔7、第三小孔8排出，一方面会在整流支板3外表面形成一个热气膜或边界层流动，另一方面会吹走来流空气中的水滴，使其不会撞击附着在整流支板3前缘表面上。
其中，第一小孔6、第二小孔7、第三小孔8的直径、径向孔间距、轴向孔间距，以及第一预设角度α和第二预设角度β之间的几何关系，需要根据外部来流参数、热气压力、发动机运行参数等条件来确定。通常，小孔布置在整流支板3前缘水滴集中撞击区域，在整流支板3中后部区域不需要布置小孔，不同孔排之间的轴向孔间距需要根据水滴撞击区域的大小确定，孔排间距介于3mm～5mm之间；小孔的直径和径向孔间距需要根据能够提供的空气流量、空气压力以及希望获得的防冰效果来确定，为了保证可生产性，同时节约气量，小孔孔径通常介于0.8mm～1.2mm之间，为了实现良好的防冰效果，径向孔间距不宜过大，通常介于4mm～6mm之间。
另外，小孔孔径与孔间距的尺寸需要根据能够提供的空气流量、空气压力以及希望获得的防冰效果来综合确定，通常要保证小孔排气的密流(排气速度与排气密度的乘积)与发动机主通道气流的密流(主流速度与主流气体密度的乘积)之比，且该比值通常介于1～2之间。
需要说明的是，由小孔排出的热气流形成的边界层附着并延伸至整流支板3中后部表面区域，使其在飞行过程中遭遇结冰条件时处于高于冰点的温度状态，保证整流支板3的防冰能力。接触或保持靠近整流支板3外表面流动的气膜尺度越长，整流支板3表面可能得到防冰保护的区域就越大。
图6给出了具有图2～图5所示整流支板的防冰系统热气流路示意图。从发动机其他部位(外涵、高压压气机等)引来的高压热空气进入到整流支板3的内部空腔5中，由于气流压力高于外部来流压力，因此，气流在沿着内部空腔5向支板根部流动的同时，会从支板前缘的第一小孔6、第二小孔7、第三小孔8排出，排出的气体通过吹扫和气膜加热作用对支板前缘进行防冰，另外一部气流继续沿着支板向根部流动，进入到帽罩2内腔，进一步对帽罩2进行防冰。
当然，由于复合材料耐温能力较差，由发动机其他部位引来的高压热空气温度通常不宜过高，要处于复合材料长期许用耐温极限以下，以免对材料造成烧蚀。
下面将以一具体实施例对上述整流支板防冰结构进行进一步详细说明：
本实施方式中，为了保证整流支板3的内部空腔5气流的稳定性、减少流动损失，内部气流通道具有流通面积渐缩的结构特征，在整流支板3前缘水撞击区域内，设计有5排径向分布的排气小孔，其中正对来流方向的支板驻点区域设置一排小孔(即第一小孔6)，距离前缘的支板两侧分别设置两排小孔(即第二小孔7和第三小孔8)；两排小孔距离支板前缘驻点的尺寸分别为3mm和8mm，即孔排间距分别为3mm和5mm；所有小孔的直径均为Φ0.8mm，径向孔间距为5mm；第二小孔7排孔与支板中心线的第一预设角度α为15°，第三小孔8排孔与中心线的第二预设角度β为40°。
从发动机压气机引来的空气进入到整流支板3的内部空腔5中，沿着内部空腔3向支板根部流动的同时，会从支板前缘的5排小孔排出，排出的气体通过吹扫和气膜加热作用对支板前缘进行防冰，另外一部气流继续沿着支板向根部流动，进入到帽罩2内腔，进一步对帽罩2进行防冰。在本例中，小孔排气出口的密流与主通道密流之比为1.8，温度为200℃。
根据在典型结冰条件(来流速度45m/s，温度-10℃)下的结冰数值模拟计算分析结果以及相应条件下的冰风洞试验结果可知，无论是数值模拟还是实际的风洞试验，采用本实例结构后，整流支板3前缘的结冰区域和结冰量均大为减少，达到了防冰设计的目的。
进一步，如图1所述，给出了一种用于航空飞行的燃气涡轮发动机1进口结构示意，该发动机进口具有一个形的帽罩2以及周向分布的若干个固定的整流支板3，用于对风扇转子叶片4来流空气进行整流。发动机1可以是适用于任何飞机的发动机类型，并且具有高压气源(例如，高压压气机)，防冰气可以通过发动机外部或者内部引至整流支板3。
为此，在第二方面中，本申请还公开了一种航空燃气涡轮发动机，包括帽罩2、风扇转子叶片4以及防冰系统；其中，防冰系统采用多个第一方面中任一项所述的整流支板防冰结构，多个整流支板防冰结构沿发动机周向固定分布，从发动机其他部位引来的高压热空气能够进入到整流支板3的内部空腔5中，在沿着内部空腔5向整流支板3根部流动的同时，会从整流支板3前缘的小孔(即第一小孔6、第二小孔7、第三小孔8)排出，以对整流支板3前缘进行防冰，另外一部高压热空气继续沿着支板向根部流动，进入到帽罩2内腔进行防冰。
综上所述，本申请的整流支板防冰结构及航空燃气涡轮发动机的有益效果如下：
1)采用吹扫和加热组合的方式对复合材料整流支板前缘进行防冰，为复合材料整流支板前缘防冰问题提供有效的解决方案；
2)采用从发动机其他部位引气的方式，能量利用效率较高，从支板排出的气体进入到发动机主通道，热气能量损耗较少；
3)支板前缘打孔的结构相对简单，不需要铺设不同的加热结构，生产成本较低；
4)相较于复杂的电加热分区控制来说，本申请只需要在结冰条件下打开防冰气流，在非结冰条件下关闭防冰气流，系统控制方案简单可靠。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种整流支板防冰结构，其特征在于，包括：
整流支板(3)，由复合材料制成，其迎风面前缘为翼型结构，另外，在所述整流支板(3)前缘内部开设有一个径向贯穿整流支板(3)的内部空腔(5)，发动机其他部位引入的高压空气，能够从整流支板(3)的顶部进入到所述内部空腔(5)内并且沿着径向整流支板(3)的根部流动；
多个第一小孔(6)，贯穿开设在整流支板(3)前缘正对来流空气的驻点部位，其中，多个第一小孔(6)沿径向呈一排且均匀分布，并均与所述内部空腔(5)连通；
多个第二小孔(7)，贯穿开设在整流支板(3)前缘的两侧，并在两侧沿径向对称排列成相同的两排，每排中的多个第二小孔(7)均匀分布，并均与所述内部空腔(5)连通，另外，每个第二小孔(7)中心线与整流支板(3)的中心线(9)呈第一预设角度。
2.根据权利要求1所述的整流支板防冰结构，其特征在于，还包括：
多个第三小孔(8)，贯穿开设在整流支板(3)前缘的两侧，并在两侧沿径向对称排列成相同的两排，每排中的多个第三小孔(8)均匀分布，并均与所述内部空腔(5)连通；
其中，所述第三小孔(8)所在孔排距离所述整流支板(3)前缘驻点部位的距离，大于所述第二小孔(7)所在孔排距离所述整流支板(3)前缘驻点部位的距离；
另外，每个第三小孔(8)中心线与整流支板(3)的中心线(9)呈第二预设角度，第二预设角度与第三小孔(8)所在孔排至整流支板(3)前缘的距离成正比关系，且不大于90°。
3.根据权利要求1所述的整流支板防冰结构，其特征在于，在同一孔排中，相邻两个第一小孔(6)之间的间距与相邻两个第二小孔(7)之间的间距相同；或者
在同一孔排中，相邻两个第一小孔(6)之间的间距小于相邻两个第二小孔(7)之间的间距。
4.根据权利要求2所述的整流支板防冰结构，其特征在于，在同一孔排中，相邻两个第一小孔(6)之间的间距、相邻两个第二小孔(7)之间的间距以及相邻两个第三小孔(8)之间的间距相同；或者
在同一孔排中，相邻两个第二小孔(7)之间的间距与相邻两个第三小孔(8)之间的间距相同，且大于相邻两个第一小孔(6)之间的间距。
5.根据权利要求2所述的整流支板防冰结构，其特征在于，不同孔排的小孔以交错排列的方式布置。
6.根据权利要求2所述的整流支板防冰结构，其特征在于，不同孔排中的小孔孔径介于0.8mm～1.2mm之间，孔间距介于4mm～6mm之间。
7.根据权利要求2所述的整流支板防冰结构，其特征在于，不同孔排的排间距介于3mm～5mm之间。
8.根据权利要求2所述的整流支板防冰结构，其特征在于，所述第一预设角度与第二小孔(7)所在孔排至整流支板(3)前缘的距离成正比关系，且不大于90°；以及
所述第二预设角度与第三小孔(8)所在孔排至整流支板(3)前缘的距离成正比关系，且不大于90°。
9.根据权利要求1所述的整流支板防冰结构，其特征在于，所述内部空腔(5)为等截面结构或变截面结构。
10.一种航空燃气涡轮发动机，包括帽罩(2)、风扇转子叶片(4)以及防冰系统，其特征在于，所述防冰系统采用多个如权利要求1-9任一项所述的整流支板防冰结构，多个整流支板防冰结构沿发动机周向固定分布，从发动机其他部位引来的高压热空气能够进入到整流支板(3)的内部空腔(5)中，在沿着内部空腔(5)向整流支板(3)根部流动的同时，会从整流支板(3)前缘的小孔排出，以对整流支板(3)前缘进行防冰，另外一部高压热空气继续沿着支板向根部流动，进入到帽罩(2) 内腔进行防冰。
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