CN113062800B - 航空发动机的环控引气结构及飞机 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空发动机的环控引气结构及飞机，用于从航空发动机中提取一股高温高压气体，以给飞机的环控系统提供压缩空气；航空发动机的燃烧室机匣与扩压器机匣连接，扩压器伸入燃烧室内，以通过扩压器的环形流道将气体输送至燃烧室内，环控引气结构包括用于将扩压器的外壁与燃烧室机匣之间的间隙进行封挡的密封结构，扩压器的外壁、燃烧室机匣、扩压器机匣以及密封结构四者围合形成密封的集气室，燃烧室机匣上设有与集气室连通的引气座，扩压器的外壁上开设有用于将扩压器内的流道与集气室连通的引气孔，通过引气孔将流道内的一部分气体引入集气室内，进而从引气座引出至飞机的环控系统。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，特别地，涉及一种航空发动机的环控引气结构及飞机。
背景技术
对于常规的军、民飞机，为了改善机舱通风和温度环境，一般需从航空燃气涡轮发动机中提取一股高温高压气体，为飞机的环控系统提供压缩空气，从而为飞机中的旅客提供安全、舒适的空中增压环境。而对于大型的民用客机和军用战斗机而言，一般通过辅助动力装置提供引气，通过带转主发动机起动空气涡轮起动机，完成发动机地面起动或高空再起动。发动机上的引气多种多样，按照飞机环控系统对引气温度、压力的需求，环控引气一般从发动机压气机部件引出或者从燃烧室部件引出，从压气机部件引出一般为P2.5引气，从扩压器出口或燃烧室中引气一般属于P3引气。
从目前的发动机引气形式来看，引P3空气主要有两种形式：一种是通过叶片式扩压器与燃烧室机匣之间的环形径向通道引走燃烧室二股通道内的空气，而引气接口一般位于扩压器机匣上或者燃烧室机匣上，因引气位置靠近扩压器出口主流，当引气流量较大时，由于引流作用会造成扩压器出口气流发生偏斜，将改变燃烧室二股通道内的流场结构，尤其是外二股通道的流场，使得二股通道中气流总压分布发生变化，继而影响火焰筒各排进气孔的进气流量，改变燃烧室的流量分配，使燃烧室性能偏离设计值，恶化燃烧室出口温度场。另一种形式则主要是对于管式扩压器而言，其引气接口位于管式扩压器上方，主要通过相邻两个管式扩压器之间的间隙引走燃烧室二股通道中的空气，尽管引气气流不直接从扩压器出口引走，而是从两个管式扩压器之间的间隙被抽走，但是由于引气接口在周向往往只有1～2个，所以引气会使二股通道内的气流周向分布不均，引气位置靠近火焰筒后端和排气弯管附近，容易造成引气接口附近进气气流减少，减少排气弯管局部冷却进气，造成局部壁温过高，或者是影响火焰筒周向掺混进气的不均，使得燃烧室出口周向温度分布变差。
发明内容
本发明提供了一种航空发动机的环控引气结构及飞机，以解决现有的航空发动机进行环控引气时容易影响燃烧室的流量分配而恶化燃烧室出口温度场的技术问题。
根据本发明的一个方面，提供一种航空发动机的环控引气结构，用于从航空发动机中提取一股高温高压气体，以给飞机的环控系统提供压缩空气；航空发动机的燃烧室机匣与扩压器机匣连接，扩压器伸入燃烧室内，以通过扩压器的环形流道将气体输送至燃烧室内，环控引气结构包括用于将扩压器的外壁与燃烧室机匣之间的间隙进行封挡的密封结构，扩压器的外壁、燃烧室机匣、扩压器机匣以及密封结构四者围合形成密封的集气室，燃烧室机匣上设有与集气室连通的引气座，扩压器的外壁上开设有用于将扩压器内的流道与集气室连通的引气孔，通过引气孔将流道内的一部分气体引入集气室内，进而从引气座引出至飞机的环控系统。
进一步地，扩压器包括沿航空发动机的径向延伸的径流扩压段、沿航空发动机的轴向延伸的轴流扩压段以及将径流扩压段与轴流扩压段连接的中间连接段。
进一步地，引气孔开设于中间连接段上靠近径流扩压段的一端，以与径流扩压段的出口错开，从而防止径流扩压段沿径向流出的气流正对引气孔流入集气室内。
进一步地，密封结构将扩压器的外壁与燃烧室机匣的内壁连接，且密封结构靠近扩压器的出口处布设。
进一步地，引气座位于扩压器与燃烧室机匣之间的径向间隙的外侧并靠近密封结构布设，引气孔位于扩压器与扩压器机匣之间的轴向间隙的内侧并靠近扩压器机匣布设。
进一步地，多个引气孔沿扩压器周向分布。
进一步地，多个引气孔均匀分布且孔径不同，距离引气座越近，引气孔的孔径越小。
进一步地，多个引气孔不均匀分布且孔径相同，距离引气座越近，相邻引气孔之间的布设间距越大。
进一步地，密封结构采用面贴合密封，扩压器出口处的外壁和燃烧室机匣的内壁上设有配合面。
根据本发明的另一方面，还提供了一种飞机，包括上述航空发动机的环控引气结构。
本发明具有以下有益效果：
本发明的航空发动机的环控引气结构，通过密封结构将扩压器的外壁与燃烧室机匣之间的间隙进行封挡，使扩压器的外壁、燃烧室机匣、扩压器机匣以及密封结构四者围合形成密封的集气室，并在燃烧室机匣上设置与集气室连通的引气座，通过引气孔将扩压器的环形流道内的一部分气体引入集气室内，再从引气座引出至飞机的环控系统，由于未直接从燃烧室中抽取气体，并且通过密封结构的封挡作用，从集气室引气对燃烧室的气动性能产生的影响很小，并且不会造成燃烧室内部的气流振动，也避免了燃烧室内火焰筒因气流激振而产生裂纹及掉块等破坏。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，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是本发明优选实施例的航空发动机的环控引气结构的结构示意图；
图2是本发明优选实施例的引气孔的分布示意图；
图3是本发明另一实施例的引气孔的分布示意图；
图4是本发明优选实施例的密封结构的结构示意图。
图例说明：
1、扩压器；11、径流扩压段；12、轴流扩压段；13、中间连接段；2、扩压器机匣；3、燃烧室机匣；4、火焰筒；5、引气孔；6、引气座；7、集气室；8、密封结构。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。
图1是本发明优选实施例的航空发动机的环控引气结构的结构示意图；图2是本发明优选实施例的引气孔的结构示意图；图3是本发明另一实施例的引气孔的结构示意图；图4是本发明优选实施例的密封结构的结构示意图。
如图1所示，本实施例的航空发动机的环控引气结构，用于从航空发动机中提取一股高温高压气体，以给飞机的环控系统提供压缩空气；航空发动机的燃烧室机匣3与扩压器机匣2连接，扩压器1伸入燃烧室内，以通过扩压器1的环形流道将气体输送至燃烧室内，环控引气结构包括用于将扩压器1的外壁与燃烧室机匣3之间的间隙进行封挡的密封结构8，扩压器1的外壁、燃烧室机匣3、扩压器机匣2以及密封结构8四者围合形成密封的集气室7，燃烧室机匣3上设有与集气室7连通的引气座6，扩压器1的外壁上开设有用于将扩压器1内的流道与集气室7连通的引气孔5，通过引气孔5将环形流道内的一部分气体引入集气室7内，进而从引气座6引出至飞机的环控系统。扩压器1的出口排出的气体则进入燃烧室内火焰筒4与燃烧室机匣3之间的二股通道内。
如图1所示，本发明的航空发动机的环控引气结构，通过密封结构8将扩压器1的外壁与燃烧室机匣3之间的间隙进行封挡，使扩压器1的外壁、燃烧室机匣3、扩压器机匣2以及密封结构8四者围合形成密封的集气室7，并在燃烧室机匣3上设置与集气室7连通的引气座6，通过引气孔5将扩压器1的环形流道内的一部分气体引入集气室7内，再从引气座6引出至飞机的环控系统，由于未直接从燃烧室中抽取气体，并且通过密封结构8的封挡作用，从集气室7引气对燃烧室的气动性能产生的影响很小，并且不会造成燃烧室内部的气流振动，也避免了燃烧室内火焰筒4因气流激振而产生裂纹及掉块等破坏。
如图1所示，扩压器1包括沿航空发动机的径向延伸的径流扩压段11、沿航空发动机的轴向延伸的轴流扩压段12以及将径流扩压段11与轴流扩压段12连接的中间连接段13。可选地，引气孔5开设于径流扩压段11、轴流扩压段12或中间连接段13上。
如图1所示，在本实施例中，引气孔5开设于中间连接段13上靠近径流扩压段11的一端，以与径流扩压段11的出口错开，从而防止径流扩压段11沿径向流出的气流正对引气孔5流入集气室7内。通过将引气孔5开设于中间连接段13上靠近径流扩压段11的位置处，减少引气孔5的引气对扩压器1的扩压性能造成的影响，并将清洁的压缩空气引出，进而为飞机提供更舒适宜人的环控引气。若引气孔5正对径流扩压段11的出口，则径流扩压段11排出的径向气流直接从引气孔5排出，气流的离心力造成空气中的细微粉尘或异物容易从引气孔5进入集气室7，或者长期引气使粉尘等在引气孔5处堆积而造成引气孔5堵塞。由于径扩和轴扩的叶片部位气流流动变化比较剧烈，引气孔5的开孔位置应避免处于这些部位，避免引气对压气机的性能造成影响。如图1所示，密封结构8将扩压器1的外壁与燃烧室机匣3的内壁连接，且密封结构8靠近扩压器1的出口处布设。通过将密封结构8设置于靠近扩压器1出口的位置，使封挡形成的集气室7的体积最大化，以提高整个集气室7内气体分布的均匀性。可选地，当集气室7体积较小时，适当扩大燃烧室机匣3的直径，从而使扩压器1与燃烧室机匣3之间的径向间隙增大。可选地，适当加深扩压器机匣2的轴向深度，从而使扩压器1与扩压器机匣2之间的轴向间隙增大。
如图1所示，引气座6位于扩压器1与燃烧室机匣3之间的径向间隙的外侧并靠近密封结构8布设，引气孔5位于扩压器1与扩压器机匣2之间的轴向间隙的内侧并靠近扩压器机匣2布设。通过将引气座6设置于靠近密封结构8的位置，引气孔5靠近扩压器机匣2的位置，引气孔5流出的气体从集气室7的一端流至集气室7的另一端，流动至引气座6的距离最大化，使整个集气室7内气体分布更均匀。
如图2和图3所示，多个引气孔5沿扩压器1的周向分布，并与扩压器1内的环形流道相连通。集气室7呈环形，若采用单孔引气的方式，从单孔抽吸集气室7内的空气势必造成集气室7内空气压力沿周向分布不均，靠近引气座6的部位，集气室7和扩压器1流道内的压差大，引气孔5流量大；远离引气座6的部位，集气室7和扩压器1流道内的压差小，引气孔5流量小。所以会造成扩压器1出口气流流量沿周向分布不均，使燃烧室性能恶化。为了使扩压器1出口气流尽量均匀，在本实施例中，多个引气孔5不均匀分布且孔径相同，距离引气座6越近，相邻引气孔5之间的布设间距越大。引气座6附近开孔较疏，远离引气座6孔数逐渐过渡较密。两种方式都是通过控制局部的流通面积大小，来补偿集气室7周向上的气压分布不均，使得扩压器1内的引气量沿周向基本相当，保证扩压器1出口气流量均匀。
如图4所示，密封结构8采用面贴合密封，扩压器1出口处的外壁和燃烧室机匣3的内壁上设有配合面。在本实施例中，密封结构8为分别设于扩压器1出口处的外壁和燃烧室机匣3的内壁上配合贴合的锯齿面。可选地，密封结构8为与扩压器1出口处的外壁和燃烧室机匣3的内壁连接的挡板。可选地，密封结构8为分别设于扩压器1出口处的外壁和燃烧室机匣3的内壁上的配合贴合的凸块和凹槽。
本实施例的飞机，包括上述航空发动机的环控引气结构。通过引气孔5将扩压器1的流道内的一部分气体引入集气室7内，再流至引气座6，最后从引气座6引出至飞机的环控系统，从而满足飞机对环控引气的需求，并且降低引气带来的燃烧室性能恶化和气流激振破坏的风险。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (9)
1.一种航空发动机的环控引气结构，用于从航空发动机中提取一股高温高压气体，以给飞机的环控系统提供压缩空气；航空发动机的燃烧室机匣(3)与扩压器机匣(2)连接，扩压器(1)伸入燃烧室内，以通过扩压器(1)的环形流道将气体输送至燃烧室内，
其特征在于，
环控引气结构包括用于将扩压器(1)的外壁与燃烧室机匣(3)之间的间隙进行封挡的密封结构(8)，扩压器(1)的外壁、燃烧室机匣(3)、扩压器机匣(2)以及密封结构(8)四者围合形成密封的集气室(7)，
燃烧室机匣(3)上设有与集气室(7)连通的引气座(6)，扩压器(1)的外壁上开设有用于将扩压器(1)内的环形流道与集气室(7)连通的引气孔(5)，通过引气孔(5)将环形流道内的一部分气体引入集气室(7)内，进而从引气座(6)引出至飞机的环控系统；
扩压器(1)包括沿航空发动机的径向延伸的径流扩压段(11)、沿航空发动机的轴向延伸的轴流扩压段(12)以及将径流扩压段(11)与轴流扩压段(12)连接的中间连接段(13)。
2.根据权利要求1所述的航空发动机的环控引气结构，其特征在于，
引气孔(5)开设于中间连接段(13)上靠近径流扩压段(11)的一端，以与径流扩压段(11)的出口错开，从而防止径流扩压段(11)沿径向流出的气流正对引气孔(5)流入集气室(7)内。
3.根据权利要求1所述的航空发动机的环控引气结构，其特征在于，
密封结构(8)将扩压器(1)的外壁与燃烧室机匣(3)的内壁连接，且密封结构(8)靠近扩压器(1)的出口处布设。
4.根据权利要求1所述的航空发动机的环控引气结构，其特征在于，
引气座(6)位于扩压器(1)与燃烧室机匣(3)之间的径向间隙的外侧并靠近密封结构(8)布设，引气孔(5)位于扩压器(1)与扩压器机匣(2)之间的轴向间隙的内侧并靠近扩压器机匣(2)布设。
5.根据权利要求1所述的航空发动机的环控引气结构，其特征在于，
多个引气孔(5)沿扩压器(1)的周向分布。
6.根据权利要求1所述的航空发动机的环控引气结构，其特征在于，
多个引气孔(5)均匀分布且孔径不同，距离引气座(6)越近，引气孔(5)的孔径越小。
7.根据权利要求1所述的航空发动机的环控引气结构，其特征在于，
多个引气孔(5)不均匀分布且孔径相同，距离引气座(6)越近，相邻引气孔(5)之间的布设间距越大。
8.根据权利要求1所述的航空发动机的环控引气结构，其特征在于，
密封结构(8)采用面贴合密封，扩压器(1)出口处的外壁和燃烧室机匣(3)的内壁上设有配合面。
9.一种飞机，其特征在于，包括权利要求1-8任一所述的航空发动机的环控引气结构。
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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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