CN112983649B - 航空发动机旋转帽罩防冰系统及航空发动机 - Google Patents

航空发动机旋转帽罩防冰系统及航空发动机 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种航空发动机旋转帽罩防冰系统及航空发动机，用于缓解旋转帽罩的防冰效果不佳的问题。其中，航空发动机旋转帽罩防冰系统包括：旋转帽罩；引气机构，被配置为将热气引向所述旋转帽罩；以及离心叶轮，设于所述旋转帽罩内，且位于所述引气机构的输出端下游，以将所述引气机构引入的气流沿径向送至所述旋转帽罩。离心叶轮可在发动机运转时持续对旋转帽罩内的气流进行增压，增压后的气流具有较大的流动速度和温度，可以提高与旋转帽罩的换热效果，在相同发动机工作条件下可减少防冰引入的热气量，缓解旋转帽罩内部的换热效率较低，防冰效果较差的问题。

Description

航空发动机旋转帽罩防冰系统及航空发动机
技术领域
本发明涉及航空领域，尤其涉及一种航空发动机旋转帽罩防冰系统及航空发动机。
背景技术
由于云层中可能含有温度低于冰点的亚稳态过冷液态水，当飞行器穿越这些云层时，在飞行器的迎风部件表面很容易产生结冰现象。对于航空发动机进气部件，如旋转帽罩、风扇叶片、进气支板及发动机分流环等，由于气流在受到发动机抽吸作用时会产生加速和降温，因此发生结冰现象的概率更大。结冰会使部件的气动性能恶化，同时引起转动重心偏移诱发振动，这些现象对于飞行安全都是非常不利的，因此在现行服役的航空器，尤其是商用飞机及其发动机上，都普遍配置了防冰系统。
发动机旋转帽罩处于发动机进气部件的最前端，是典型的需要防冰的部件，由于旋转帽罩的内腔空间较大，热气流速较低，导致热气与旋转帽罩间的换热不够充分，防冰效果不是特别理想。
发明内容
本发明的一些实施例提出一种航空发动机旋转帽罩防冰系统及航空发动机，用于缓解旋转帽罩的防冰效果不佳的问题。
本发明的一些实施例提供了一种航空发动机旋转帽罩防冰系统，其包括：
旋转帽罩；
引气机构，被配置为将热气引向所述旋转帽罩；以及
离心叶轮，设于所述旋转帽罩内，且位于所述引气机构的输出端下游，以将所述引气机构引入的气流沿径向送至所述旋转帽罩。
在一些实施例中，所述旋转帽罩包括内壁和外壁，所述离心叶轮被配置为将所述引气机构引入的气流沿径向送至所述内壁与所述外壁之间。
在一些实施例中，所述旋转帽罩包括隔板，所述隔板设于所述内壁与所述外壁之间，所述隔板与所述内壁之间形成第一流道，所述隔板与所述外壁之间形成第二流道，所述第一流道的入口与所述离心叶轮的径向出口连通，所述第一流道的出口与所述第二流道的入口连通，所述第二流道的出口与所述旋转帽罩的外部连通。
在一些实施例中，所述第一流道的入口相对于所述第一流道的出口远离所述旋转帽罩的前缘，所述第二流道的入口相对于所述第二流道的出口靠近所述旋转帽罩的前缘。
在一些实施例中，所述第二流道的出口设于所述旋转帽罩的外壁，所述第二流道的出口相对于所述离心叶轮靠近或远离所述旋转帽罩的前缘。
在一些实施例中，所述第一流道的截面积沿所述第一流道的入口至所述第一流道的出口方向逐渐变小，和/或，所述第二流道的截面积沿所述第二流道入口至所述第二流道的出口方向逐渐增大。
在一些实施例中，所述离心叶轮的中轴线与旋转帽罩的中轴线共线，且所述离心叶轮与所述旋转帽罩固定连接。
在一些实施例中，所述离心叶轮工作时的旋转方向与所述旋转帽罩的旋转方向一致。
在一些实施例中，所述引气机构的输出端与所述离心叶轮的进气口的连线沿所述旋转帽罩的轴向延伸。
在一些实施例中，所述离心叶轮的进气口的面积占所述进气口所在位置的所述旋转帽罩的截面面积的5％～50％。
在一些实施例中，所述离心叶轮距离所述旋转帽罩的前缘的距离占所述旋转帽罩的轴向长度的10％～80％。
在一些实施例中，所述离心叶轮的轴向尺寸占所述旋转帽罩的轴向长度的5％～60％。
本发明的一些实施例提供了一种航空发动机，其包括上述的航空发动机旋转帽罩防冰系统。
基于上述技术方案，本发明至少具有以下有益效果：
在一些实施例中，在旋转帽罩内设置离心叶轮，通过离心叶轮将引气机构引入的气流沿径向送至旋转帽罩，离心叶轮可在发动机运转时持续对旋转帽罩内的气流进行增压，增压后的气流具有较大的流动速度和温度，可以提高与旋转帽罩的换热效果，在相同发动机工作条件下可减少防冰引入的热气量，缓解旋转帽罩内部的换热效率较低，防冰效果较差的问题。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为根据本发明的一些实施例提供的航空发动机旋转帽罩防冰系统拆除旋转帽罩的部分板后的外部及部分内部结构示意图；
图2为图1的侧视示意图；
图3为根据本发明一些实施例提供的旋转帽罩内的热气流动示意图。
附图中标号说明如下：
1-旋转帽罩；11-内壁；12-外壁；13-隔板；14-第一流道；15-第二流道；16-前缘；
2-离心叶轮。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，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，都属于本发明保护的范围。
如图1、图2所示，为一些实施例提供的航空发动机旋转帽罩防冰系统，其包括旋转帽罩1、引气机构和离心叶轮2。
旋转帽罩1为安装在航空发动机风扇轴前端的旋转整流部件，用于提升航空发动机的进气性能。
旋转帽罩1包括前缘16和尾缘，旋转帽罩1的前缘6至尾缘之间的方向与旋转帽罩1的轴向一致。旋转帽罩1靠近其前缘16的部位的径向尺寸小于旋转帽罩1靠近其尾缘的部位的径向尺寸。可选地，旋转帽罩1包括尖锥型、半椭球型或两者的结合。
引气机构被配置为将热气引向旋转帽罩1。引气机构包括管路和阀门。可选地，引气机构从航空发动机的空气系统中引出热气，将热气输送至旋转帽罩1，从而达到提升旋转帽罩1表面温度，防止旋转帽罩1表面结冰的目的。
离心叶轮2设于旋转帽罩1内，离心叶轮2位于引气机构的输出端下游，离心叶轮2用于将引气机构引入的气流沿径向送至旋转帽罩1。
离心风轮2被构造为轴向进风，径向出风，利用离心力做功，能够增加气流的压力和温度。
在一些实施例中，通过离心叶轮2将引气机构引入的气流沿径向送至旋转帽罩1，离心叶轮2可在发动机运转时持续对旋转帽罩内的气流进行增压，增压后的气流具有较大的流动速度和温度，以提高与旋转帽罩1的换热效果，在相同发动机工作条件下可减少防冰引入的热气量，缓解旋转帽罩1内部的换热效率较低，防冰效果较差的问题。
在一些实施例中，旋转帽罩1包括内壁11和外壁12，离心叶轮2被配置为将引气机构引入的气流沿径向送至内壁11与外壁12之间。
在一些实施例中，旋转帽罩1包括隔板13，隔板13设于内壁11与外壁12之间。隔板13与内壁11之间形成第一流道14，隔板13与外壁12之间形成第二流道15。第一流道14的入口与离心叶轮2的径向出口连通，第一流道14的出口与第二流道15的入口连通，第二流道15的出口与旋转帽罩1的外部连通。
引气机构引入的热气在与旋转帽罩1换热后，通过第二流道15的出口排出，排出的气流可选择地汇入发动机空气系统的其它流路中，或者直接排出至外部大气，或者汇入发动机的主流道。
在一些实施例中，第一流道14的入口相对于第一流道14的出口远离旋转帽罩1的前缘16，第二流道15的入口相对于第二流道15的出口靠近旋转帽罩1的前缘16。
在一些实施例中，在发动机运转时，离心叶轮2将引气机构引入的气流增压增温后，沿径向送至旋转帽罩1的内壁11与外壁12之间，气流在第一流道14内流动，且沿旋转帽罩1的后缘至前缘16的方向流动，输送至旋转帽罩1的前缘16，而后，气流进入第二流道15，通过第二流道15沿旋转帽罩1的前缘16至后缘方向流动，气流与旋转帽罩1的内壁和外壁换热后，经设于旋转帽罩1中后部的第二流道15的出口排出。
本公开实施例中的防冰形式为热气防冰结合结构防冰，通过离心叶轮2做功，热气流速和温度均上升，且结合旋转帽罩1的内壁11和外壁12之间的通道，有利于防冰热气与旋转帽罩1的侧壁充分换热，从而有助于减少防冰热气的用量并降低引气温度。
在一些实施例中，第一流道14的截面积沿第一流道14的入口至第一流道14的出口方向逐渐变小。热气通过第一流道14输送至旋转帽罩1的前缘16的过程中流道截面积逐渐减小，气流流速增加，可进一步强化旋转帽罩1的前缘区的换热效率，提升防冰效果。
在一些实施例中，第二流道15的截面积沿第二流道15入口至第二流道15的出口方向逐渐增大。
气流经离心叶轮1径向流出后，经收缩的第一流道14流至旋转帽罩1的前缘16，之后经过第二流道15折返，从旋转帽罩1的中后部的第二流道15的出口流出，有利于防冰热气与旋转帽罩1的外壁充分换热，从而有助于减少防冰热气的用量并降低引气温度。
在一些实施例中，第二流道15的出口设于旋转帽罩1的外壁12，第二流道15的出口相对于离心叶轮2靠近旋转帽罩1的前缘16。
在另一些实施例中，第二流道15的出口设于旋转帽罩1的外壁12，第二流道15的出口相对于离心叶轮2远离旋转帽罩1的前缘16。
也就是说，第二流道15的出口的轴向位置可以位于离心叶轮2安装处的轴向位置之前或之后。
在一些实施例中，离心叶轮2的中轴线与旋转帽罩1的中轴线共线，且离心叶轮2与旋转帽罩1固定连接。
在一些实施例中，离心叶轮2工作压缩空气时的旋转方向与旋转帽罩1的旋转方向一致。
可选地，离心叶轮2包括离心式压气机。
在一些实施例中，引气机构的气流输出端与离心叶轮2的进气口的连线沿旋转帽罩1的轴向延伸。离心叶轮2的进气方向为沿旋转帽罩1的轴向，引气机构的输出端的气流方向为沿旋转帽罩1的轴向，引气机构的输出端正对离心叶轮2的进气口。
在一些实施例中，离心叶轮2轴向的进气口的面积占离心叶轮2的进气口所在位置的旋转帽罩1的截面面积的5％～50％。
在一些实施例中，离心叶轮2距离旋转帽罩1的前缘16的距离占旋转帽罩1的轴向长度的10％～80％。
在一些实施例中，离心叶轮2的轴向尺寸占旋转帽罩1的轴向长度的5％～60％。
一些实施例提供了一种航空发动机，其包括上述的航空发动机旋转帽罩防冰系统。
航空发动机是为航空活动提供动力的装置，尤指飞机发动机。
在一些实施例中，航空发动机包括空气系统。空气系统为航空发动机、燃气轮机或独立压气机中，从主流中引出一部分空气来满足特定用途的空气流路系统。空气系统引出的气流可以用于热端部件的冷却、进气部件的防冰、封严、平衡轴向力，或提供给各种外部系统及设备使用。
在一些实施例中，航空发动机包括热气防冰系统，热气防冰系统将空气系统引出的气流引至航空发动机的防冰部件内部，提升防冰部件的表面温度从而防止部件结冰。
防冰部件(需要进行防冰的部件)主要包括旋转帽罩、风扇叶片、发动机分流环、增压级进口导向叶片以及增压级第一、二级转静子叶片等。
在一些实施例中，航空发动机旋转帽罩防冰系统中的引气机构属于热气防冰系统。
在一些实施例中，航空发动机包括航空发动机旋转帽罩防冰系统，航空发动机旋转帽罩防冰系统可在相同发动机工作条件下，有效提升防冰热气与旋转帽罩间的换热效率，从而降低旋转帽罩的防冰引气量与温度；而减少的引气量可减少发动机引气导致的性能损失，提升发动机整机效率，并为发动机空气系统其它流路的设计提供裕度。
如图3中的箭头所示方向为引气机构引入的热气气流的流动方向。
本公开中的气流是指引气机构引入的热气气流。
在本发明的描述中，需要理解的是，使用“第一”、“第二”、“第三”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对上述零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
另外，在没有明确否定的情况下，其中一个实施例的技术特征可以有益地与其他一个或多个实施例相互结合。
最后应当说明的是:以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。

Claims (13)

1.一种航空发动机旋转帽罩防冰系统，其特征在于，包括：
旋转帽罩(1)；
航空发动机空气系统；
引气机构，连接于所述航空发动机空气系统，所述引气机构被配置为将所述航空发动机空气系统中的部分热气引向所述旋转帽罩(1)；以及
离心叶轮(2)，设于所述旋转帽罩(1)内，且位于所述引气机构的输出端下游，以将所述引气机构引入的气流沿径向送至所述旋转帽罩(1)；所述离心叶轮(2)的进气方向为所述旋转帽罩(1)的轴向。
2.如权利要求1所述的航空发动机旋转帽罩防冰系统，其特征在于，所述旋转帽罩(1)包括内壁(11)和外壁(12)，所述离心叶轮(2)被配置为将所述引气机构引入的气流沿径向送至所述内壁(11)与所述外壁(12)之间。
3.如权利要求2所述的航空发动机旋转帽罩防冰系统，其特征在于，所述旋转帽罩(1)包括隔板(13)，所述隔板(13)设于所述内壁(11)与所述外壁(12)之间，所述隔板(13)与所述内壁(11)之间形成第一流道(14)，所述隔板(13)与所述外壁(12)之间形成第二流道(15)，所述第一流道(14)的入口与所述离心叶轮(2)的径向出口连通，所述第一流道(14)的出口与所述第二流道(15)的入口连通，所述第二流道(15)的出口与所述旋转帽罩(1)的外部连通。
4.如权利要求3所述的航空发动机旋转帽罩防冰系统，其特征在于，所述第一流道(14)的入口相对于所述第一流道(14)的出口远离所述旋转帽罩(1)的前缘(16)，所述第二流道(15)的入口相对于所述第二流道(15)的出口靠近所述旋转帽罩(1)的前缘(16)。
5.如权利要求3所述的航空发动机旋转帽罩防冰系统，其特征在于，所述第二流道(15)的出口设于所述旋转帽罩(1)的外壁(12)，所述第二流道(15)的出口相对于所述离心叶轮(2)靠近或远离所述旋转帽罩(1)的前缘(16)。
6.如权利要求4所述的航空发动机旋转帽罩防冰系统，其特征在于，所述第一流道(14)的截面积沿所述第一流道(14)的入口至所述第一流道(14)的出口方向逐渐变小，和/或，所述第二流道(15)的截面积沿所述第二流道(15)入口至所述第二流道(15)的出口方向逐渐增大。
7.如权利要求1所述的航空发动机旋转帽罩防冰系统，其特征在于，所述离心叶轮(2)的中轴线与旋转帽罩(1)的中轴线共线，且所述离心叶轮(2)与所述旋转帽罩(1)固定连接。
8.如权利要求1所述的航空发动机旋转帽罩防冰系统，其特征在于，所述离心叶轮(2)工作时的旋转方向与所述旋转帽罩(1)的旋转方向一致。
9.如权利要求1所述的航空发动机旋转帽罩防冰系统，其特征在于，所述引气机构的输出端与所述离心叶轮(2)的进气口的连线沿所述旋转帽罩(1)的轴向延伸。
10.如权利要求1所述的航空发动机旋转帽罩防冰系统，其特征在于，所述离心叶轮(2)的进气口的面积占所述进气口所在位置的所述旋转帽罩(1)的截面面积的5％～50％。
11.如权利要求1所述的航空发动机旋转帽罩防冰系统，其特征在于，所述离心叶轮(2)距离所述旋转帽罩(1)的前缘(16)的距离占所述旋转帽罩(1)的轴向长度的10％～80％。
12.如权利要求1所述的航空发动机旋转帽罩防冰系统，其特征在于，所述离心叶轮(2)的轴向尺寸占所述旋转帽罩(1)的轴向长度的5％～60％。
13.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1～12任一项所述的航空发动机旋转帽罩防冰系统。
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