CN113266604B - 航空发动机的进口导叶的防冰结构及进口导叶 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机的进口导叶的防冰结构及进口导叶，所述防冰结构包括安装部和变形部；所述进口导叶包括导叶本体，所述导叶本体的表面开设有所述安装部；所述变形部设置于所述安装部内；当所述航空发动机周围的温度低于第一温度时，所述变形部由第一体积增大至第二体积；当所述航空发动机周围的温度高于第二温度时，所述变形部由所述第二体积减小至所述第一体积。采用本发明，导叶本体表面的冰会因为附着的导叶本体表面的变形而破裂，起到除冰的作用；还能够降低对进口导叶结构强度的影响，以及保持进口导叶的气动性能；变形部的体积变化是可逆且可反复的过程，从而能够根据温度的变化对进口导叶的易结冰部位进行除冰。

Description

航空发动机的进口导叶的防冰结构及进口导叶

技术领域

本发明涉及航空发动机压气机领域，尤其涉及一种航空发动机的进口导叶的防冰结构及进口导叶。

背景技术

当航空发动机在空气湿度较大和温度接近0度的条件下工作时，压气机进气道及内部极易发生结冰现象。航空发动机压气机进口导流叶片是航空发动机内部较易结冰且不易去除的地方。一旦发动机这些部位结冰，冰层会导致发动机进气面积缩小，减小发动机的空气流量，使发动机性能破坏，严重时还会引起压气机喘振。如果由于发动机振动，冰层破裂进入发动机，冰块会打伤叶片，严重时还会引起熄火停车，甚至会使整台发动机损坏。

现在一般采用电防冰系统，憎冰涂层，引气防冰系统等对发动机进行防冰。电防冰系统是采用电阻加热材料对航空发动机内的转动部件进行防冰，但是旋转部件的电加热会带来可靠性问题。憎冰涂层在气流的高速冲击下很容易被外物磨损，带来较多的维修费用。引气式防冰方式对通道的要求较高，要求防冰空气必须到达进口可调导叶易产生冰层的部位。可是实际设计中采用这种方式高温气体不能很好地贴近进口可调导叶叶片内壁面，因此防冰效果不是很好，而且会消耗掉很多引气，降低发动机性能。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中发动机防冰结构导致发动机性能下降的缺陷，提供一种航空发动机的进口导叶的防冰结构及进口导叶。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题：

一种航空发动机的进口导叶的防冰结构，其特点在于，所述防冰结构包括安装部和变形部；所述进口导叶包括导叶本体，所述导叶本体的表面开设有所述安装部；所述变形部设置于所述安装部内；

当所述航空发动机周围的温度低于第一温度时，所述变形部由第一体积增大至第二体积；当所述航空发动机周围的温度高于第二温度时，所述变形部由所述第二体积减小至所述第一体积。

在本方案中，通过在导叶本体的表面设置安装部，并在安装部内嵌入变形部，并且该变形部能够在温度低于第一温度时膨胀，从而导叶本体表面的冰会因为附着的导叶本体表面的变形而破裂，起到除冰的作用；而当温度高于第二温度时，变形部又能自动收缩恢复成原体积，一方面能够降低对进口导叶结构强度的影响，另一方面也能够保持进口导叶的气动性能。以及，变形部这种因温度引起的体积变化，是可逆且可反复的过程，从而能够根据温度的变化对进口导叶的易结冰部位进行除冰。

较佳地，所述变形部的材料与所述导叶本体的材料不同，

当所述航空发动机周围的温度低于所述第一温度时，所述导叶本体由第三体积减小至第四体积；当所述航空发动机周围的温度高于所述第二温度时，所述导叶本体由所述第四体积增大至所述第三体积。

在本方案中，导叶本体的材料可以与变形部的材料不同，具体来说，导叶本体的材料在遇到温度变化时，可以产生与变形部相反的体积变化。从而，当发动机周围的温度低于第一温度时，导叶本体收缩而变形部膨胀，使得在该结冰表面处的进口导叶变形增大，提高除冰效果。

较佳地，所述安装部包括安装槽和筋板孔，所述安装槽设置于所述导叶本体的表面，所述安装槽两侧的槽壁均设有所述筋板孔，且所述筋板孔自所述安装槽的槽壁向远离所述安装槽的方向延伸。

在本方案中，可以在进口导叶易结冰处的表面设置安装槽，并通过安装槽容纳变形部，以通过变形部对于温度的响应进行除冰；筋板孔中也可以用于容纳变形部，筋板孔中变形部可以与安装槽内的变形部为一体结构，从而能够防止变形部从安装槽中掉落，可以加强变形部的强度，便于安装。

较佳地，所述安装槽的槽口尺寸大于所述安装槽的槽底尺寸。

在本方案中，安装槽的槽口处尺寸可以大于槽底处的尺寸，这样的结构形成，可以使得变形部的变形量更大，更加利于叶片表面的除冰。

较佳地，所述安装槽的横截面形状为梯形。

较佳地，所述导叶本体包括导叶前缘和导叶后缘，所述安装槽设置于所述导叶前缘处，且所述安装槽自所述导叶前缘向所述导叶后缘凹陷；所述筋板孔自所述安装槽的槽壁贯穿至所述导叶本体的表面。

在本方案中，变形部可以通过安装槽安装于导叶前缘处，从而能够对进口导叶的导叶前缘处进行除冰；并且，筋板孔可以自安装槽的槽壁贯穿至导叶本体的表面，从而便于加工制造，也能够使得变形部具有较大的强度。

较佳地，所述安装槽沿着所述导叶本体的长度方向延伸，且所述安装槽的延伸长度与所述导叶本体的长度的比值范围为0.5~0.8。

在本方案中，安装槽可以沿着导叶本体的长度方向延伸，并且安装槽可以设置在导叶本体的部分长度位置处。

较佳地，所述安装槽的深度与所述导叶本体的宽度具有预设的比值。

在本方案中，安装槽的深度与导叶本体的宽度可以具有预设的比值，比如该比值可以为0.2左右，从而在将变形部安装于安装槽内时，变形部本身具有较好的结构强度，也不会对进口导叶本身的结构强度产生过多的影响。

一种航空发动机的进口导叶，其特点在于，所述进口导叶包括如上述的航空发动机的进口导叶的防冰结构。

在本方案中，航空发动机的进口导叶通过采用上述的防冰结构，导叶本体表面的冰会因为附着的导叶本体表面的变形而破裂，起到除冰的作用；而当温度高于第二温度时，变形部又能自动收缩恢复成原体积，一方面能够降低对进口导叶结构强度的影响，另一方面也能够保持进口导叶的气动性能。以及，变形部这种因温度引起的体积变化，是可逆且可反复的过程，从而能够根据温度的变化对进口导叶的易结冰部位进行除冰。

较佳地，所述防冰结构设置于所述进口导叶的结冰表面处。

在本方案中，该防冰结构可以设置于进口导叶的易结冰表面，从而能够提升对进口导叶的除冰效果，也不会对进口导叶本身的结构强度和气动性能产生影响。

本发明的积极进步效果在于：通过在导叶本体的表面设置安装部，并在安装部内嵌入变形部，并且该变形部能够在温度低于第一温度时膨胀，从而导叶本体表面的冰会因为附着的导叶本体表面的变形而破裂，起到除冰的作用；而当温度高于第二温度时，变形部又能自动收缩恢复成原体积，一方面能够降低对进口导叶结构强度的影响，另一方面也能够保持进口导叶的气动性能。以及，变形部这种因温度引起的体积变化，是可逆且可反复的过程，从而能够根据温度的变化对进口导叶的易结冰部位进行除冰。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种航空发动机的内部结构示意图；

图2为本发明实施例提供的一种进口导叶的结构示意图；

图3为本发明实施例提供的一种安装部的结构示意图。

附图标记说明

进气锥1

风扇叶片2

风扇机匣3

进口导叶4

导叶本体410

导叶前缘411

导叶后缘412

上缘板420

下缘板430

分流环5

出口导叶6

安装部100

安装槽110

槽口111

槽底112

槽壁113

筋板孔120。

具体实施方式

下面通过实施例的方式进一步说明本发明，但并不因此将本发明限制在所述的实施例范围之中。

本发明实施例提供了一种航空发动机的进口导叶4的防冰结构，如图1所示，为航空发动机的内部结构示意图，该航空发动机包括进气锥1、风扇叶片2、风扇机匣3、进口导叶4、分流环5和出口导叶6，其中风扇叶片2连接于进气锥1，进口导叶4和出口导叶6均设置于风扇叶片2的下游，分流环5设置于进口导叶4和出口导叶6之间。该防冰结构可以用于航空发动机的内部易结冰表面处，尤其是可以应用于进口导叶4的易结冰表面处。

如图3所示，防冰结构包括安装部100和变形部（图中未示出）；进口导叶4包括导叶本体410，导叶本体410的表面开设有安装部100；变形部设置于安装部100内；当航空发动机周围的温度低于第一温度时，变形部由第一体积增大至第二体积；当航空发动机周围的温度高于第二温度时，变形部由第二体积减小至第一体积。其中，变形部可以为一种变形材料，该变形材料可以嵌入至安装部100内。具体地，该变形材料可以为合金材料，其具有较好的强度兼延展性，高断裂韧性及耐腐蚀性。在温度降低的情况下，具有与一般物体特性相反的特性，在某些温度范围内受热会收缩，遇冷会膨胀。

通过在导叶本体410的表面设置安装部100，并在安装部100内嵌入变形部，并且该变形部能够在温度低于第一温度时膨胀，从而导叶本体410表面的冰会因为附着的导叶本体410表面的变形而破裂，起到除冰的作用；而当温度高于第二温度时，变形部又能自动收缩恢复成原体积，一方面能够降低对进口导叶4结构强度的影响，另一方面也能够保持进口导叶4的气动性能。以及，变形部这种因温度引起的体积变化，是可逆且可反复的过程，从而能够根据温度的变化对进口导叶4的易结冰部位进行除冰。

在具体实施时，变形部可以具有负热膨胀系数（负CTE）的合金，比如采用ALLVAR合金，其在加热时收缩并在冷却时膨胀的金属。以及，当变形部嵌入至导叶本体410中时，在温度高于第二温度时，变形部与导叶本体410整体形成的结构轮廓可以与未设置安装部100的导叶本体410的结构轮廓基本一致；当温度低于第一温度时，变形部膨胀体积变大，使得导叶本体410表面变形除冰。另外，第一温度和第二温度可以为同一数值，该数值是变形材料体积变化的临界点；第一温度也可以与结冰温度相关联，以使得变形部能够在表面结冰的恰当时间点变形。

作为一种较佳地实施方式，变形部的材料与导叶本体410的材料不同，当航空发动机周围的温度低于第一温度时，导叶本体410由第三体积减小至第四体积；当航空发动机周围的温度高于第二温度时，导叶本体410由第四体积增大至第三体积。

在具体实施时，导叶本体410可以采用常规的合金材料，该材料可以具有正热膨胀系数，在遇到温度变化时，可以产生与变形部相反的体积变化。从而，当发动机周围的温度低于第一温度时，导叶本体410收缩而变形部膨胀，使得在该结冰表面处的进口导叶4变形增大，进一步提高除冰效果。

作为一种较佳地实施方式，安装部100包括安装槽110和筋板孔120，安装槽110设置于导叶本体410的表面，安装槽110两侧的槽壁113均设有筋板孔120，且筋板孔120自安装槽110的槽壁113向远离安装槽110的方向延伸。

如图3所示，安装槽110为嵌入变形材料的主体部分，也是变形部产生变形的主体部分，该安装槽110的槽口111朝向导叶本体410的表面，当变形部产生变形时，该变形部的增大的体积能够突出于导叶本体410的表面。在安装槽110的槽壁113上可以设有多个筋板孔120，两侧的筋板孔120可以为对称布置，也可以根据变形情况和强度需求形成不同的筋板孔120结构。筋板孔120内可以嵌入变形材料，并且与安装槽110内的变形材料为一体成型的结构，通过嵌入该筋板孔120内的变形材料，能够防止变形部从安装槽110中掉落，可以加强变形部的强度，便于安装。

作为一种较佳地实施方式，安装槽110的槽口111尺寸大于安装槽110的槽底112尺寸。可以使得变形部的变形量更大，更加利于叶片表面的除冰。

在具体实施时，如图3所示，安装槽110的横截面形状为梯形。当变形材料变形时，更加容易将表面的冰通过机械运动胀破，同时对气动性能的影响较小，避免破坏叶片的气动性能。

作为一种较佳地实施方式，如图2所示，导叶本体410包括导叶前缘411和导叶后缘412，安装槽110设置于导叶前缘411处，且安装槽110自导叶前缘411向导叶后缘412凹陷；筋板孔120自安装槽110的槽壁113贯穿至导叶本体410的表面。

如图1和图2所示，进口导叶4的导叶前缘411朝向发动机的进气气流，该导叶前缘411为易结冰的表面。可以将原来的导叶前缘411去除部分合金形成安装部100，其中安装槽110的槽口111位于导叶前缘411的表面，槽底112朝向导叶后缘412，形成倒置的梯形结构。筋板孔120贯穿槽壁113也即贯穿导叶本体410的表面，从而便于嵌入变形材料。

作为一种较佳地实施方式，安装槽110沿着导叶本体410的长度方向延伸，且安装槽110的延伸长度与导叶本体410的长度的比值范围为0.5~0.8。

如图2所示，进口导叶4包括上缘板420和下缘板430，导叶本体410的长度方向是指上缘板420至下缘板430的长度。具体地，导叶前缘411为具有一定曲线线型的结构，安装部100可以沿着该曲线线型变化延伸。以及，安装部100可以位于导叶本体410的部分长度位置处，比如安装槽110的延伸长度可以为导叶本体410的长度的三分之二。另外，安装槽110延伸的起始点可以根据除冰的需要设置。

作为一种较佳地实施方式，安装槽110的深度与导叶本体410的宽度具有预设的比值。

在具体实施时，安装槽110的深度与导叶本体410的宽度可以具有预设的比值，比如该比值可以为0.2左右，从而在将变形部安装于安装槽110内时，变形部本身具有较好的结构强度，也不会对进口导叶4本身的结构强度产生过多的影响。其中，导叶本体410的宽度可以为导叶前缘411至导叶后缘412的宽度，该宽度在导叶的不同位置可能具有不同的大小，在实施时，可以根据强度需求和防冰效果选择相应的宽度标准。

本发明实施例还提供了一种航空发动机的进口导叶4，进口导叶4包括如上述的航空发动机的进口导叶4的防冰结构。从而，航空发动机的进口导叶4通过采用上述的防冰结构，导叶本体410表面的冰会因为附着的导叶本体410表面的变形而破裂，起到除冰的作用；而当温度高于第二温度时，变形部又能自动收缩恢复成原体积，一方面能够降低对进口导叶4结构强度的影响，另一方面也能够保持进口导叶4的气动性能。以及，变形部这种因温度引起的体积变化，是可逆且可反复的过程，从而能够根据温度的变化对进口导叶4的易结冰部位进行除冰。

作为一种较佳地实施方式，防冰结构设置于进口导叶4的结冰表面处。具体地，可以设置于进口导叶4的导叶前缘411位置处。

虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种航空发动机的进口导叶的防冰结构，其特征在于，所述防冰结构包括安装部和变形部；所述进口导叶包括导叶本体，所述导叶本体的表面开设有所述安装部；所述变形部设置于所述安装部内；

当所述航空发动机周围的温度低于第一温度时，所述变形部由第一体积增大至第二体积；当所述航空发动机周围的温度高于第二温度时，所述变形部由所述第二体积减小至所述第一体积；

其中，所述变形部为具有负热膨胀系数的合金材料。

2.如权利要求1所述的航空发动机的进口导叶的防冰结构，其特征在于，所述变形部的材料与所述导叶本体的材料不同，

当所述航空发动机周围的温度低于所述第一温度时，所述导叶本体由第三体积减小至第四体积；当所述航空发动机周围的温度高于所述第二温度时，所述导叶本体由所述第四体积增大至所述第三体积。

3.如权利要求1所述的航空发动机的进口导叶的防冰结构，其特征在于，所述安装部包括安装槽和筋板孔，所述安装槽设置于所述导叶本体的表面，所述安装槽两侧的槽壁均设有所述筋板孔，且所述筋板孔自所述安装槽的槽壁向远离所述安装槽的方向延伸。

4.如权利要求3所述的航空发动机的进口导叶的防冰结构，其特征在于，所述安装槽的槽口尺寸大于所述安装槽的槽底尺寸。

5.如权利要求4所述的航空发动机的进口导叶的防冰结构，其特征在于，所述安装槽的横截面形状为梯形。

6.如权利要求3所述的航空发动机的进口导叶的防冰结构，其特征在于，所述导叶本体包括导叶前缘和导叶后缘，所述安装槽设置于所述导叶前缘处，且所述安装槽自所述导叶前缘向所述导叶后缘凹陷；所述筋板孔自所述安装槽的槽壁贯穿至所述导叶本体的表面。

7.如权利要求6所述的航空发动机的进口导叶的防冰结构，其特征在于，所述安装槽沿着所述导叶本体的长度方向延伸，且所述安装槽的延伸长度与所述导叶本体的长度的比值范围为0.5~0.8。

8.如权利要求6所述的航空发动机的进口导叶的防冰结构，其特征在于，所述安装槽的深度与所述导叶本体的宽度具有预设的比值。

9.一种航空发动机的进口导叶，其特征在于，所述进口导叶包括如权利要求1-8任一项所述的航空发动机的进口导叶的防冰结构。

10.如权利要求9所述的航空发动机的进口导叶，其特征在于，所述防冰结构设置于所述进口导叶的结冰表面处。

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