CN113047961B - 分流环、核心机以及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本公开涉及一种分流环、核心机以及航空发动机。其中，分流环包括分流环壳体；分流环主腔，构造于分流环壳体内并与引气通道相通；以及分流环副腔；构造于分流环壳体的前缘鼻部内且位于分流环主腔之前；其中，分流环副腔的容积小于分流环主腔的容积。本公开分流环使得在不改变分流环前缘外部结构的基础上达到减小分流环前端的壁面厚度的目的，加强对流换热能力和均匀性，提高对流换热系数，无需引用过多的高压压气机的热气进行防冰，提高航空发动机性能。

Description

分流环、核心机以及航空发动机

技术领域

本公开涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种分流环、核心机以及航空发动机。

背景技术

飞机在飞行过程中，结冰对飞行安全的影响极大，尤其对于航空发动机来说，一旦发生结冰，轻则引起发动机进气不畅，降低发动机的工作效率；重则引起发动机熄火甚至物理损伤，引发严重安全事故。发动机分流环作为风扇后用于分隔内外涵气流的物理元件，是典型的防冰部件，其常见的防冰形式为热气防冰。

为了在保证防冰效果的同时，尽可能的减少防冰引气量，强化热气与分流环部件的热交换是分流环防冰系统设计中的关键技术。

针对分流环防冰，发明人所知晓的主要技术手段为狭缝换热。狭缝换热结构的主要特征是在分流环的前缘部分布置狭缝结构，提高防冰引气在前缘的流动速度以达到加强换热的目的。此结构的缺点主要为狭缝换热虽然可以提高流速但是提升有限，同时气流在夹缝内容易形成稳定较厚的边界层，导致其换热能力减弱，从而引发所需引气量大的问题。除了狭缝换热结构，还有一些技术中使用了冲击换热结构。冲击换热结构的主要特征是在分流环腔内布置一个内腔，在内腔上开多个小孔，气流先从引气管进入内腔，然后通过小孔加速后冲击进入外腔中，起到加强换热的作用。此结构的主要缺点为两点：一是其结构的前缘壁面较厚，导致前缘的对流换热不够充分，若分流环的材料选择钛这类导热系数小的金属，就会出现热量导不出去的问题。二是虽然为多孔冲击结构，但是仍有较多部位得不到高速气流的冲击换热作用，导致壁面不同区域的对流换热系数差异很大。

发明内容

经发明人研究发现，相关技术中，分流环尚存在对流换热利用率不够高的缺陷。

有鉴于此，本公开实施例提供一种分流环、核心机以及航空发动机，能够加强对流换热能力和均匀性，提高对流换热系数。

在本公开的一个方面，提供一种分流环，包括：

分流环壳体；

分流环主腔，构造于分流环壳体内并与引气通道相通；以及

分流环副腔；构造于分流环壳体的前缘鼻部内且位于分流环主腔之前；

其中，分流环副腔的容积小于分流环主腔的容积。

在一些实施例中，还包括冲击孔，用于连通分流环主腔和分流环副腔，以形成冲击换热机构。

在一些实施例中，冲击孔为细长孔。

在一些实施例中，分流环主腔和分流环副腔均为环形腔，冲击孔为多个且在分流环壳体的周向上呈间隔布置。

在一些实施例中，冲击孔为多个且在分流环壳体的周向上呈等间距布置。

在一些实施例中，还包括与分流环副腔相通的狭缝出气通道，以形成狭缝换热结构，狭缝出气通道为全环通道且位于分流环副腔之后和导叶之前。

在一些实施例中，狭缝出气通道的出气口构造于分流环壳体的内壁上，狭缝出气通道的进气口构造于分流环副腔后侧的底部。

在一些实施例中，狭缝出气通道的轴向截面呈类L形。

在一些实施例中，还包括与分流环副腔相通的狭缝出气口，为多个且在分流环壳体的周向上与冲击孔错位布置。

在一些实施例中，狭缝出气口构造于分流环壳体位于的分流环副腔处的内壁上。

在一些实施例中，狭缝出气口的数量与冲击孔的数量相同，每个狭缝出气口在分流环壳体的周向上位于相邻的两个冲击孔的中间位置。

在一些实施例中，狭缝出气口为细长口，其长度方向与分流环壳体的轴向一致。

在本公开的一个方面，提供一种核心机，包括前述的分流环。

在本公开的一个方面，提供一种航空发动机，包括前述的核心机。

因此，根据本公开实施例，通过在原有分流环主腔前的前缘鼻部内增设分流环副腔，使得在不改变分流环前缘外部结构的基础上达到减小分流环前端的壁面厚度的目的，加强对流换热能力和均匀性，提高对流换热系数，无需引用过多的高压压气机的热气进行防冰，提高航空发动机性能。

附图说明

构成说明书的一部分的附图描述了本公开的实施例，并且连同说明书一起用于解释本公开的原理。

参照附图，根据下面的详细描述，可以更加清楚地理解本公开，其中：

图1是根据本公开分流环的一些实施例的子午剖面图；

图2是根据本公开分流环的一些实施例的部分结构示意图；

图3是图2中圆圈部分的局部放大示意图；

图4是根据本公开分流环的一些实施例在另一角度的部分结构示意图；

图5和图6分别是图4中截面A和截面B位置处的剖面图；

图7是根据本公开分流环的一些实施例在再一角度的部分结构示意图；

图8、图9和分别是图7中截面C和截面D位置处的剖面图

图10是图7中位置E处的结构示意图；

图11是根据本公开航空发动机的一些实施例的结构示意图。

附图标记说明

1、分流环壳体；2、分流环主腔；3、引气通道；4、分流环副腔；5、冲击孔；6、狭缝出气通道；7、狭缝出气口；

100、分流环；200、短舱；300、支板；400、控制阀门；500、压气机；600、燃烧室；700、涡轮。

具体实施方式

现在将参照附图来详细描述本公开的各种示例性实施例。对示例性实施例的描述仅仅是说明性的，决不作为对本公开及其应用或使用的任何限制。本公开可以以许多不同的形式实现，不限于这里的实施例。提供这些实施例是为了使本公开透彻且完整，并且向本领域技术人员充分表达本公开的范围。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、材料的组分、数字表达式和数值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。

本公开中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的部分。“包括”或者“包含”等类似的词语意指在该词前的要素涵盖在该词后列举的要素，并不排除也涵盖其他要素的可能。“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变后，则该相对位置关系也可能相应地改变。

在本公开中，当描述到特定器件位于第一器件和第二器件之间时，在该特定器件与第一器件或第二器件之间可以存在居间器件，也可以不存在居间器件。当描述到特定器件连接其它器件时，该特定器件可以与其它器件直接连接而不具有居间器件，也可以不与其它器件直接连接而具有居间器件。

本公开使用的所有术语与本公开所属领域的普通技术人员理解的含义相同，除非另外特别定义。还应当理解，在诸如通用字典中定义的术语应当被解释为具有与它们在相关技术的上下文中的含义相一致的含义，而不应用理想化或极度形式化的意义来解释，除非这里明确地这样定义。

对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。

如前所述，分流环防冰引气对于防止分流环结冰有十分重要的作用。若分流环或导叶发生结冰，则对发动机安全和性能产生很大的影响，影响发动机的工作稳定性。而过多的使用高压压气机的热气进行防冰，也会影响发动机性能。

为了解决在某些工况下分流环防冰引气需求量过大的问题，在本公开的一个方面，提供一种分流环，参考图1～图10，分流环100包括：分流环壳体1；分流环主腔2，构造于分流环壳体1内并与引气通道3相通；以及分流环副腔4；构造于分流环壳体1的前缘鼻部内且位于分流环主腔2之前；其中，分流环副腔4的容积小于分流环主腔2的容积。

如图1所示，通过在原有分流环主腔2前的前缘鼻部内增设分流环副腔4，使得在不改变分流环前缘外部结构的基础上达到减小分流环前端的壁面厚度的目的，加强了对流换热能力和均匀性，提高了对流换热系数，因而无需引用过多的高压压气机的热气进行防冰，提高航空发动机性能。

如图1～图3所示，在一些实施例中，分流环100还包括冲击孔5，用于连通分流环主腔2和分流环副腔4，以形成冲击换热机构。热气在由原有的分流环主腔2通过冲击孔5进入到分流环副腔4的过程中，有一个气体突缩的过程，热气的速度会提高，当热气射入分流环副腔4并抵达分流环副腔4前端时，因为速度较快，并且相对来说壁面厚度的变薄，对流换热系数会变大，增强换热效果。在一些实施例中，如图1～图3所示，冲击孔5为细长孔，易于形成冲击换热机构，换热可靠性高。

如图2和图3所示，分流环主腔2和分流环副腔4均为环形腔，冲击孔5为非全环孔。为了保证冲击换热效果，在一些实施例中，如图2～图4以及图6所示，冲击孔5为多个且在分流环壳体1的周向上呈间隔布置。为了保证冲击换热的均匀性，如图2～图4以及图6所示，在一些实施例中，冲击孔5为多个且在分流环壳体1的周向上呈等间距布置。

图8示出了分流环前缘内的分流环副腔4的冲击流路图，由于热气通过冲击孔5加速后，速度很快，同时在前缘另开分流环副腔4导致了更薄的壁面厚度，所以对流换热系数会有明显的提高，同时可以使得前端外壁面温度更高。特别是当分流环材料为钛合金一类导热系数较低的合金时，较薄的壁面显得尤为重要。

如图1～图8所示，在一些实施例中，分流环还包括与分流环副腔4相通的狭缝出气通道6，以形成狭缝换热结构，狭缝出气通道6为全环通道且位于分流环副腔4之后和导叶之前。如图8所示，设置狭缝出气通道6的主要目的是换热排气，同时起到导叶防冰的效果。本实施例同时使用了狭缝换热结构和冲击换热结构，结合了两种结构的优点，同时又克服了各自的缺点，提高了分流环内壁面的对流换热能力和其均匀性，减少了防冰引气需求量。

在一些实施例中，如图1和图8所示，狭缝出气通道6的出气口构造于分流环壳体1的内壁上，狭缝出气通道6的进气口构造于分流环副腔4后侧的底部，确保换热效果和排气通畅。在一些实施例中，如图1和图8所示，狭缝出气通道6的轴向截面呈类L形，易于加工，且形成的狭缝换热结构的换热性能高，具有较高的可实施性。

为了平衡由于冲击换热导致的部分地区换热效果较差的问题，在一些实施例中，如图3～图5、图9以及图10所示，分流环100还包括与分流环副腔4相通的狭缝出气口7，狭缝出气口7为多个且在分流环壳体1的周向上与冲击孔5错位布置。结合图9和图10所示，狭缝出气口7与冲击孔5的错位布置，强化了分流环副腔4冲击靶面的横流，避免了两个相邻冲击孔5位置中间靶面换热能力较弱的问题，增大了热气的周向流动。当热气通过狭缝出气口7时，由于流通面积较小同时壁面接触面积较大所以流速较快，对流换热会被加强，从而提升狭缝出气口7以及附近位置总体的换热效果，提高了换热效果和换热均匀性。具体在一些实施例中，如图10所示，狭缝出气口7构造于分流环壳体1位于的分流环副腔4处的内壁上，使得热气排出后能够起到导叶防冰的效果。如图4和图5所示，在一些实施例中，狭缝出气口7为细长口，其长度方向与分流环壳体1的轴向一致，便于热气从分流环副腔4排出。

为了进一步提升换热均匀性，参考图3、图4以及图7，在一些实施例中，狭缝出气口7的数量与冲击孔5的数量相同，每个狭缝出气口7在分流环壳体1的周向上位于相邻的两个冲击孔5的中间位置。

通过在分流环的内侧设置狭缝出气通道6和狭缝出气口7两种热气出口，保证了分流环内侧的进气道内壁面的防冰效果，同时减少了不必要位置的防冰导致的热量损失，减少了防冰引气量，提高防冰引气利用率。

上述本公开分流环的各实施例可被应用到核心机上，尤其在航空发动机的核心机上。相应地，本公开提供一种核心机，包括前述的分流环；本公开提供一种航空发动机，包括前述的核心机。

如图11所示，在一些实施例中，航空发动机包括分流环100、短舱200、支板300、压气机500、燃烧室600以及涡轮700，结合图1所示，分流环100的防冰热气从压气机500并由控制阀门400控制引入引气通道3，继而进入分流环主腔2和分流环副腔4，起到加强换热的作用，从而实现分流环的热气防冰。

至此，已经详细描述了本公开的各实施例。为了避免遮蔽本公开的构思，没有描述本领域所公知的一些细节。本领域技术人员根据上面的描述，完全可以明白如何实施这里公开的技术方案。

虽然已经通过示例对本公开的一些特定实施例进行了详细说明，但是本领域的技术人员应该理解，以上示例仅是为了进行说明，而不是为了限制本公开的范围。本领域的技术人员应该理解，可在不脱离本公开的范围和精神的情况下，对以上实施例进行修改或者对部分技术特征进行等同替换。本公开的范围由所附权利要求来限定。

Claims (11)

1.一种分流环(100)，其特征在于，包括：

分流环壳体(1)；

分流环主腔(2)，构造于所述分流环壳体(1)内并与引气通道(3)相通；

分流环副腔(4)；构造于所述分流环壳体(1)的前缘鼻部内且位于所述分流环主腔(2)之前；以及

冲击孔(5)，为细长孔，用于连通所述分流环主腔(2)和所述分流环副腔(4)，以形成冲击换热机构；

其中，所述分流环副腔(4)的容积小于所述分流环主腔(2)的容积，所述分流环主腔(2)和所述分流环副腔(4)均为环形腔，所述冲击孔(5)为多个且在所述分流环壳体(1)的周向上呈间隔布置。

2.根据权利要求1所述的分流环(100)，其特征在于，所述冲击孔(5)为多个且在所述分流环壳体(1)的周向上呈等间距布置。

3.根据权利要求1所述的分流环(100)，其特征在于，还包括与所述分流环副腔(4)相通的狭缝出气通道(6)，以形成狭缝换热结构，所述狭缝出气通道(6)为全环通道且位于所述分流环副腔(4)之后和导叶之前。

4.根据权利要求3所述的分流环(100)，其特征在于，所述狭缝出气通道(6)的出气口构造于所述分流环壳体(1)的内壁上，所述狭缝出气通道(6)的进气口构造于所述分流环副腔(4)后侧的底部。

5.根据权利要求3所述的分流环(100)，其特征在于，所述狭缝出气通道(6)的轴向截面呈类L形。

6.根据权利要求1所述的分流环(100)，其特征在于，还包括与所述分流环副腔(4)相通的狭缝出气口(7)，为多个且在所述分流环壳体(1)的周向上与所述冲击孔(5)错位布置。

7.根据权利要求6所述的分流环(100)，其特征在于，所述狭缝出气口(7)构造于所述分流环壳体(1)位于所述的分流环副腔(4)处的内壁上。

8.根据权利要求6所述的分流环(100)，其特征在于，所述狭缝出气口(7)的数量与所述冲击孔(5)的数量相同，每个狭缝出气口(7)在所述分流环壳体(1)的周向上位于相邻的两个所述冲击孔(5)的中间位置。

9.根据权利要求6所述的分流环(100)，其特征在于，所述狭缝出气口(7)为细长口，其长度方向与所述分流环壳体(1)的轴向一致。

10.一种核心机，其特征在于，包括权利要求1～9任一所述的分流环(100)。

11.一种航空发动机，包括权利要求10所述的核心机。

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