CN114076032A - 航空发动机防冰系统、防冰喷嘴、防冰方法 - Google Patents
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Abstract
提供航空发动机防冰系统、防冰喷嘴、防冰方法，以提高防冰效果，在防冰喷嘴中，扩散段壳体构造在该防冰喷嘴的出气侧；分流段翅板构造在该防冰喷嘴的进气侧，用于流道分隔成多个分流流道；以及扩散段翅板设置在该扩散段壳体中，将该扩散段壳体的流道分隔成多个扩散流道；扩散段以及至少部分扩散流道沿气体流动方向逐步增加截面面积，所述分流段翅板和所述扩散段翅板对接，以使该多个分流流道与该多个扩散段流道一一对应对接。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机防冰系统、防冰喷嘴、防冰方法。
背景技术
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。
分流环作为一个环形的腔，热气在进入分流环腔时一定会存在周向流动导致的周向温降，为了在保证防冰效果的同时，尽可能的减少防冰引气量，热分布的均匀性是分流环防冰系统设计中的关键技术。
针对热分布均匀性，目前主要技术手段是多管路供气。此类结构的主要特征是高压引气管在接近分流环时通过分流管将原本一股气流分成了周向多股气流，多股气流沿着周向均布的对应数量的分流管分别进入分流环腔中，达到增加热均匀性的目的。此结构的缺点主要为分成多根分流管进气虽然可以提高热均匀性，但是由于重量的限制，分流管的数量不宜过多，这导致了相邻的两个分流管之间仍然具有较大的距离。当每一根分流环管的气流在冲出管子后，主要还是直接冲击在管口正对应的位置，导致此处的壁面温度较高，而周向依旧会存在一定的温降。
“CN106555621A”公开了该多管路供气的防冰系统，其中热空气从高压压气机引出，流经放流活门，进入引流管，再经过分流控制阀控制通往各个引流装置的流量，经引流装置喷出，在换热通道内换热完毕经排气口排出。由进气道前帽罩和短舱前壁面共同构成了周向的换热通道。引流装置包括引流管、分流控制阀、连接分流控制阀与多个集流装置的分流管，分流控制阀用于分配引流量分别进入多个集流装置。
发明内容
本发明的一个目的是提供一种防冰喷嘴，其有利于提升防冰效果。
本发明的另一个目的是提供一种防冰系统，其结合前述防冰喷嘴。
本发明的在一个目的是提供一种防冰方法，其有利于提升防冰效果。
一种防冰喷嘴，其中，扩散段壳体构造在该防冰喷嘴的出气侧；分流段翅板构造在该防冰喷嘴的进气侧，用于流道分隔成多个分流流道；以及扩散段翅板设置在该扩散段壳体中，将该扩散段壳体的流道分隔成多个扩散流道；扩散段以及至少部分扩散流道沿气体流动方向逐步增加截面面积，所述分流段翅板和所述扩散段翅板对接，以使该多个分流流道与该多个扩散段流道一一对应对接。
在所述防冰喷嘴的一个或多个实施方式中，相邻分流流道间的分流段翅板起到换热作用，相邻扩散段流道间的扩散段翅板起到换热作用。
在所述防冰喷嘴的一个或多个实施方式中，所述分流段翅板、所述扩散段翅板分别是多个起分隔作用的薄板相邻连接形成的波形板。
在所述防冰喷嘴的一个或多个实施方式中，所述波形板是三角形波形板。
在所述防冰喷嘴的一个或多个实施方式中，所述扩散段分别为扁平形状。
在所述防冰喷嘴的一个或多个实施方式中，该防冰喷嘴还包括分流段壳体，构造在该防冰喷嘴的进气侧，所述分流段翅板设置在该分流段壳体中。
在所述防冰喷嘴的一个或多个实施方式中，所述分流段提供等截面流道。
一种航空发动机防冰系统，包括分流管和分流环，以使多股防冰气流沿着周向分布的所述分流管分别进入所述分流环中，所述分流管出口端设置任一所述的防冰喷嘴。
在所述的航空发动机防冰系统的一个或多个实施方式中，将所述分流段翅板插入到所述分流管的出口端，将所述分流管的出口端设置成所述防冰喷嘴的分流段壳体。
一种防冰方法，用于航空发动机的分流环防冰，将热的引气分成多股引气分流沿着周向分别引入到分流环中，在每股引气分流进入到分流环之前，先将每股引气分流再分成多股排气气流，然后引导每股排气气流沿着流道截面面积逐渐增加的扩散流道流出，进入到所述分流环中，以避免扩散口角度太大导致气流分离的现象，并通过扩散的方式使排气在该分流环中得到更大的气流冲击范围。
所述的防冰方法一个或多个实施方式使相邻股排气气流之间进行热交换，借此改善进入到分流环中的气流的热均匀性。
通过在分流管后端加改善气流出口的方法，防冰喷嘴引导气流从各个流道中排出，气流分布均匀，因此改善了分流环内壁面的热分布性，同时对气流进行分流，避免了扩散口角度太大导致气流分离的现象，并且通过设计较大的开口，保证了两侧的气流可以以较大的角度流出，可以得到更大的气流冲击范围。同时气流在进入扩散段时，由于流通面积的逐渐增大，气流的流动速度逐渐降低，有利于气流横向的热交换，增强气流的均匀性，通过提高内壁面的热均匀性，可以减小防冰引气量，提升防冰热气的利用率。
附图说明
本发明的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：
图1是航空发动机的防冰系统的示意图。
图2是防冰喷嘴在分流环处的安装位置示意图。
图3是分流管与防冰喷嘴的连接示意图。
图4是防冰喷嘴的立体图。
图5是分流管和喷嘴的侧视图。
图6是喷嘴进口侧的侧视图。
图7是喷嘴出口侧的侧视图
具体实施方式
下述公开了多种不同的实施所述的主题技术方案的实施方式或者实施例。为简化公开内容，下面描述了各元件和排列的具体实例，当然，这些仅仅为例子而已，并非是对本发明的保护范围进行限制。例如在说明书中随后记载的第一特征在第二特征上方或者上面形成，可以包括第一和第二特征通过直接联系的方式形成的实施方式，也可包括在第一和第二特征之间形成附加特征的实施方式，从而第一和第二特征之间可以不直接联系。另外，这些公开内容中可能会在不同的例子中重复附图标记和/或字母。该重复是为了简要和清楚，其本身不表示要讨论的各实施方式和/或结构间的关系。进一步地，当第一元件是用与第二元件相连或结合的方式描述的，该说明包括第一和第二元件直接相连或彼此结合的实施方式，也包括采用一个或多个其他介入元件加入使第一和第二元件间接地相连或彼此结合。
如图1所示，航空发动机包括核心机、短舱17、分流环18，分流环18通过支板10支撑在短舱17中。分流环18为发动机风扇后用于分隔内外涵气流的物理元件。核心机包括高压压气机11、燃烧室12和高压涡轮13，高压压气机11将空气进一步压缩后排放到燃烧室12，燃油和空气混合后进行燃烧，再将燃气排放到高压涡轮13，将能量转换为机械能。经过高压压气机11压缩后的空气温度可能达到600摄氏度，通过引气装置14将高压压气机11处的空气引出，引气再经控制阀门15后达到分流管21，在分流管21的出口端设置防冰喷嘴，引气经防冰喷嘴喷入到分流环18中。
图2示出了防冰喷嘴在分流环18处的安装位置，如后所述，防冰喷嘴在出气侧包括扩散段壳体23，扩散段壳体23固定在分流环18的后壁面19上。
如图4所示，防冰喷嘴包括分流段翅板24、扩散段壳体23、扩散段翅板25。扩散段壳体23构造在该防冰喷嘴的出气侧。分流段翅板24构造在该防冰喷嘴的进气侧，用于进气侧流道分隔成多个分流流道。如图3所示，当分流段翅板24插入到分流管21的出口端后，将分流管21的出口端分隔为多个分流流道，此时分流管21的出口端就是防冰喷嘴的进气侧。在另一个实施方式中，防冰喷嘴还包括分流段壳体，分流段翅板24设置在该分流段壳体中，将其流道分隔成多个分流流道，防冰喷嘴和分流管21的出口端连接时，该分流段壳体与分流管21的出口端对接。在图3和图4所示的实施方式中，将分流段翅板24插入到分流管21的出口端，利用分流管21的出口端为分流段壳体，有利于组装防冰喷嘴和分流管21，并减少引气管路的长度。
继续参照图4，扩散段翅板25设置在扩散段壳体23中，将扩散段壳体23的流道分隔成多个扩散流道251。其中，扩散段壳体23以及至少部分扩散流道251沿气体流动方向逐步增加截面面积，扩散段翅板25与分流段翅板24对接，以使多个分流流道与该多个扩散段流道251一一对应对接。
通过在分流管的出口端增加防冰喷嘴，防冰喷嘴引导气流从各个流道中排出，气流分布均匀，因此改善了分流环内壁面的热分布性，同时对气流进行分流，避免了扩散口角度太大导致气流分离的现象，并且通过设计较大的开口，保证了两侧的气流可以以较大的角度流出，可以得到更大的气流冲击范围。同时气流在进入扩散段时，由于流通面积的逐渐增大，气流的流动速度逐渐降低，有利于气流横向的热交换，增强气流的均匀性。
扩散段翅板25、分流段翅板24可以采用常见的换热翅片的材料和结构形式，例如采用传热性能优良的薄板，例如不锈钢带，铜带或铝带，或者涂覆石墨烯的薄板。这样相邻分流流道间的分流段翅板24起到换热作用，相邻扩散段流道间的扩散段翅板25起到换热作用。增强了喷嘴里气流的热交换，改善了管道内气流的热均匀性。
如图6和图7所示，分流段翅板24、扩散段翅板25分别是多个起分隔作用的薄板相邻连接形成的波形板。由于隔板和隔板连接在一起，因此可以起到更好的传热性能，另外分流段翅板24、扩散段翅板25可通过成熟的工艺例如冲压工艺直接成型，降低制造成本。
如图6和图7所示，分流段翅板24、扩散段翅板25的波形是三角形。三角形的结构有利于简化各个翅板的成型工艺。
如图5至图7所示，分流管21的出口端由逐渐变化为扁平形状，其出口端设置成分流段壳体22，扩散段23也为扁平形状。扁平形状有利于布置分流段翅板24、扩散段翅板25，也有利于防冰喷嘴在分流环处的安装。分流管21的入口是圆形，出口为扁平型，气流经过分流管21后管道中心气流温度与管道两侧壁面气流温度的差值会变大，气流的热不均现象会更加明显。增加了翅板后，增强了扁平型管路中横向的热交换，改善了热不均的现象。气流在经过较大的拐角处往往会发生分离现象，但是在气流进入拐角前加入了分流段翅板24，固定了流体的流动路线，避免了在拐角处可能发生的气流分离现象。
如图5和图6所示，分流段壳体22提供等截面流道，等截面流道有利于均匀分配引气流量。
通过前述实施方式，还可以理解到一种防冰方法，用于航空发动机的分流环防冰，其将热的引气分成多股引气分流沿着周向分别引入到分流环中，在每股引气分流进入到分流环18之前，先将每股引气分流再分成多股排气气流，然后引导每股排气气流沿着流道截面面积逐渐增加的扩散流道流出，进入到所述分流环中，以避免扩散口角度太大导致气流分离的现象，并通过扩散的方式使排气在该分流环中得到更大的气流冲击范围。
此外，使相邻股排气气流之间进行热交换，借此改善进入到分流环中的气流的热均匀性。
本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。
Claims (11)
1.防冰喷嘴，其特征在于，包括：
扩散段壳体，构造在该防冰喷嘴的出气侧；
分流段翅板，构造在该防冰喷嘴的进气侧，用于流道分隔成多个分流流道；以及
扩散段翅板，设置在该扩散段壳体中，将该扩散段壳体的流道分隔成多个扩散流道；
其中，扩散段以及至少部分扩散流道沿气体流动方向逐步增加截面面积，所述分流段翅板和所述扩散段翅板对接，以使该多个分流流道与该多个扩散段流道一一对应对接。
2.如权利要求1所述的防冰喷嘴，其特征在于，相邻分流流道间的分流段翅板起到换热作用，相邻扩散段流道间的扩散段翅板起到换热作用。
3.如权利要求1所述的防冰喷嘴，其特征在于，所述分流段翅板、所述扩散段翅板分别是多个起分隔作用的薄板相邻连接形成的波形板。
4.如权利要求3所述的防冰喷嘴，其特征在于，所述波形板是三角形波形板。
5.如权利要求1所述的防冰喷嘴，其特征在于，所述扩散段分别为扁平形状。
6.如权利要求1所述的防冰喷嘴，其特征在于，该防冰喷嘴还包括分流段壳体，构造在该防冰喷嘴的进气侧，所述分流段翅板设置在该分流段壳体中。
7.如权利要求6所述的防冰喷嘴，其特征在于，所述分流段提供等截面流道。
8.航空发动机防冰系统，包括分流管和分流环，以使多股防冰气流沿着周向分布的所述分流管分别进入所述分流环中，其特征在于，所述分流管出口端设置如权利要求1至5中任一项所述的防冰喷嘴。
9.如权利要求8所述的航空发动机防冰系统，其特征在于，将所述分流段翅板插入到所述分流管的出口端，将所述分流管的出口端设置成所述防冰喷嘴的分流段壳体。
10.防冰方法，用于航空发动机的分流环防冰，将热的引气分成多股引气分流沿着周向分别引入到分流环中，其特征在于，在每股引气分流进入到分流环之前，先将每股引气分流再分成多股排气气流，然后引导每股排气气流沿着流道截面面积逐渐增加的扩散流道流出，进入到所述分流环中，以避免扩散口角度太大导致气流分离的现象，并通过扩散的方式使排气在该分流环中得到更大的气流冲击范围。
11.如权利要求10所述的防冰方法，其特征在于，使相邻股排气气流之间进行热交换，借此改善进入到分流环中的气流的热均匀性。
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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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| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20220222 |
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| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |