CN114302848A - 飞行器涡轮发动机短舱的进气管 - Google Patents
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Abstract
一种飞行器涡轮机短舱的进气管(1)，包括唇缘(2)、下游部(3)以及将唇缘(2)与下游部(3)分隔的内隔壁(5)，所述唇缘(2)限定出环形腔(24)，下游部(3)包括下游内壁(31)和下游外壁(32)，进气管(1)包括用于将热气流(Fac)送入环形腔(24)的输气管(4)，通道口(51)形成于内隔壁(5)，排气口(34)形成于下游外壁(32)，排气管(6)安装在所述下游部(3)中以排放所述热气流(Fac)并包括与内隔壁(5)连接的第一端(7、9)、与下游外壁(32)连接的第二端(8)以及包括至少一个柔性部分的主体(61)。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器涡轮机领域，更具体地涉及飞行器涡轮机短舱的进气管。
背景技术
已知地，参考图1，飞行器包括一个或多个涡轮机100，涡轮机100沿轴线X纵向延伸并使得飞行器通过在涡轮机1中的从上游向下游流动的流入气流F来进行移动。下文中，术语“上游”和“下游”是相对从上游向下游延伸的轴线X来定义的。类似地，术语“内部”和“外部”是沿相对轴线X的径向方向定义的。
如图1所示，涡轮机100从上游到下游依次包括压缩机101、燃烧室102和通过转动驱动压缩机101的涡轮103。涡轮机100还包括位于压缩机101上游的风扇104以及从风扇104径向向外延伸的短舱105，所述风扇104绕轴线X转动以便沿着轴线X对流入气流F加速。
已知地，短舱105包括在风扇104的上游延伸的进气管106，从而将流入气流F分隔为流向风扇104的内部气流Fint和流向短舱105外部的外部气流Fext。进气管106包括被本领域技术人员称为“唇缘”的上游部107和下游部108。在图1的示例中，唇缘107通过内隔壁109与下游部108分隔。
仍参考图1，唇缘107包括朝向轴线X的内壁110和与内壁110相对的外壁111，内壁110和外壁111通过上游壁112连接，以便与内隔壁109形成被本领域技术人员称为“D形导管”的环形腔113。下游部108又包括作为唇缘107的内壁110的延伸部分的下游内壁114和外壁111的延伸部分的下游外壁115，下游内壁114和下游外壁115共同界定出内腔116，在所述内腔116中通常安装有一个或多个声学衰减板。
已知地，在飞行器飞行期间，由于温度和压力条件，冰很可能在唇缘107处积聚，直至形成冰块，从而导致冰块从唇缘107脱落并被涡轮机100吸入。为了提高涡轮机100的使用寿命并减少故障，必须避免这种吸入。
为了避免积冰，现有技术中已知的气动除冰装置包括用于将加压热气流输送至唇缘107的环形腔113中以加热壁110、111、112的导管。加压热气流的流动主要来自涡轮机100的压缩机101。专利申请W02010012899中具体公开了这种除冰装置。
为了确保送入的热气流从环形腔113排出，专利申请EP0922842A1和US2014263837公开了与环形腔113连通并开口于进气管106的下游部108的外壁115的排气管，以将热气流排放至短舱105的外部。参考图1，排气管200延伸至进气管106的下游部108的内腔116中。在实践中，排气管200呈钛制弯管的形式，其一端开口于内隔壁109，另一端开口于进气管106的下游部108的外壁115。
这种排气管200的缺点在于，其重量相当大以在飞行器的飞行期间承受显著的机械力，特别是由于热膨胀引起的机械力。
在实践中，为了实现稳固地刚性连接，已知在排气管200的端部配备钛板，所述钛板分别与内隔壁109和下游外壁115连接。常规地，密封件也被添加至连接界面以确保密封。钛板和密封件的添加对这种排气管200的重量更加不利。
顺便提及，专利申请US2017/191585A1中公开了一种通过硅树脂芯轴制造纤维增强的热塑性导管的方法。
因此，本发明旨在通过一种能够承受机械力并具有较小重量的系统以将由除冰装置送入至环形腔中的热气流简单高效地排放。
发明内容
本发明涉及一种飞行器涡轮机短舱的进气管，该飞行器涡轮机沿轴线X纵向延伸，气流在该飞行器涡轮机中从上游向下游流动，所述进气管包括向上游延伸的唇缘、下游部以及将所述唇缘与所述下游部分隔的内隔壁，所述唇缘包括朝向所述轴线X的内壁、与所述内壁相对的外壁以及连接所述内壁与所述外壁的上游壁并与所述内隔壁一起界定出环形腔，所述下游部包括分别作为所述唇缘的内壁和外壁的延伸部分的下游内壁和下游外壁，并在所述下游内壁与所述下游外壁之间界定一内腔，所述进气管包括：
i.除冰装置，包括至少一个用于将热气流送入所述唇缘的环形腔中的导管；
ii.至少一个形成在所述内隔壁上的通道口；
iii.至少一个形成在所述下游部的下游外壁中的排气口；和
iv.至少一个装设于所述下游部的内腔中的排气管，其被配置为将来自所述内隔壁的通道口的热气流引导至所述下游外壁的排气口，以将所述热气流排放至所述进气管的外部，所述排气管包括与所述内隔壁连接的第一端、与所述下游部的下游外壁连接的第二端以及在所述第一端和所述第二端之间延伸的主体。
本发明的显著之处在于所述排气管的主体包括至少一个柔性部分。借助于本发明，所述排气管能够承受与所述进气管有关的机械力以及由材料的热膨胀产生的应力。实际上，所述主体的柔性部分可对应所述进气管中涉及的机械力和应力进行轻微形变。所述柔性部分有利地使得所述排气管的末端之间的振动得以减弱。此外，与现有技术的钛管相比，这种排气管重量更小。与现有技术不同，这种排气管在第一端和第二端处不需要附加的加强件，从而进一步减小了重量。由于所述柔性部分提供更大装配容差，使得装配进一步简化。
优选地，所述进气管包括一个排气管，足以排放所述环形腔中的热气流。
根据本发明的一个方面，所述主体的柔性部分包括至少一种弹性体，优选地为硅树脂。这种材料能够形变并承受所述热气流高达300℃的高温。
优选地，所述弹性体通过纤维增强，优选地通过玻璃纤维或碳纤维增强，以便在不影响其重量的同时增加所述排气管的机械强度。
根据本发明的第一方面，所述主体包括下游部和上游部，所述下游部即为柔性部分。优选地，所述主体仅包括下游部和上游部。有利地，与所述下游外壁连接的下游部是承受大部分述机械力的部分。下游部的柔性特质使得可以对施加在排气管上的大部分力作出响应。
优选地，所述主体的上游部是刚性的，以便为所述排气管提供更大的机械强度。优选地，所述上游部具有比所述下游部更小的横截面。加强的上游部使得可以减少小横截面的变形。
根据优选方面，所述下游部与所述上游部密封连接，优选地通过螺纹连接，以确保所述热气流完全排放至所述进气管的外部。
根据本发明的第二方面，所述主体仅包括柔性部分，这减少了重量并赋予排气管更大的形变能力。
根据本发明的另一方面，所述排气管的第一端为第一板，所述第一板优选地为金属板，优选地为包括钛合金的金属板。优选地，所述排气管的第二端为第二板，所述第二板优选地为金属板，优选地为包括钛合金的金属板。该端部使得可以密封且刚性地与所述内隔壁和所述下游部的下游外壁连接。
优选地，所述柔性部分包括带肋条的外壁。
本发明还涉及一种沿轴线X纵向延伸的飞行器涡轮机，气流在飞行器涡轮机中从上游向下游流动，所述涡轮机包括短舱，所述短舱包括如前所述的进气管。
本发明还涉及一种用于将热气流排放的方法，热气流由所述除冰装置送入如前所述的所述进气管的唇缘的环形腔中，其中，所述排气管将所述热气流从所述内隔壁的通道口输送至所述下游外壁的排气口，以将所述热气流排放到所述进气管的外部。
附图说明
通过以下仅作为示例给出的描述，并参考作为非限制性示例给出的附图将更好地理解本发明，在附图中相同的附图标号用以指代相似的对象，其中：
图1是现有技术涡轮机的进气管的纵向剖视图；
图2是本发明涡轮机的进气管的纵向剖视图；
图3是本发明的第一实施例的进气管的透视图；
图4是本发明的第二实施例的进气管的透视图；
图5是本发明的可选实施例的进气管的透视图。
应当注意，附图以详细方式阐述了本发明用于实现本发明，所述附图当然能够在适当的情况下用于更好地定义本发明。
具体实施方式
参考图2至图5，本发明使得能够以简单有效的方式排放飞行器涡轮机的进气管中的用于防止积冰的热气流。
如前所述，参考图2，飞行器涡轮机10沿轴线X纵向延伸，并使得飞行器通过在所述涡轮机10中的从上游向下游流动的流入气流F进行移动。下文中，术语“上游”和“下游”是相对从上游到下游延伸的轴线X来定义的。类似地，术语“内部”和“外部”是沿相对轴线X的径向方向定义的。
如图2所示，涡轮机10从上游到下游依次包括压缩机11、燃烧室12和通过旋转驱动压缩机11的涡轮13。涡轮机10还包括位于压缩机11上游的风扇14以及从风扇14径向向外延伸的短舱15，所述风扇绕轴线X转动以便沿着轴线X对流入气流F加速。短舱15包括在风扇14的上游延伸的进气管1，从而将流入气流F分隔成流向风扇14的内部气流Fint和从流向短舱15外部的外部气流Fext。下面更准确地描述短舱15的进气管1。
仍然参考图2，进气管1包括被本领域技术人员称为“唇缘”的上游部2以及下游部3，所述上游部2和下游部3由内隔壁5分隔。进气管1还包括除冰装置，除冰装置配置有送入热气流Fac的输气管4(图3和图4)，所述除冰装置安装在唇缘2中以加热唇缘2从而避免积冰。进气管1还包括安装在下游部3中的排气管6，用于将由输气管4送入的热气流Fac排放至进气管1的外部。
如图2、图3和图4所示，唇缘2具有朝向轴线X的内壁21和与内壁21相对的外壁22，这些内壁21和外壁22通过上游壁23连接以形成具有内隔壁5的环形腔24，环形腔24也被技术人员称为“D形导管”。
除冰装置的热气流Fac的输气管4安装在环形腔24中。在图3和图4的示例中，输气管4在环形腔24内绕轴线X的周向布设，并包括多个孔眼，以便将热气流Fac送入整个环形腔24内，从而均匀地加热唇缘2的壁21、22、23。这种输气管4是本领域技术人员已知的。
如图2、图3和图4所示，进气管1的下游部3包括下游内壁31和下游外壁32，分别作为唇缘2的内壁21和外壁22的延伸部分。下游部3还包括由下游内壁31、下游外壁32和内隔壁5界定的内腔33。
参考图3和图4，内隔壁5另外设有通道口51，使得唇缘2的环形腔24和下游部3的内腔33流体连通。优选地，内隔壁5设有多个通道口51，这些通道口51呈狭槽形式，进一步优选地，各通道口51彼此平行。然而，不言而喻，内隔壁5可设有一个其他大小及形状的通道口51。内隔壁5还可设有分布在轴线X的周向上的不同角度位置的若干通道口51。
仍然参考图3和图4，与内隔壁5类似，下游外壁32设有排气口34，用于将下游部3的内腔33与进气管1的外部流体连通。优选地，下游外壁32设有多个排气口34，这些排气口34呈狭槽形式并彼此平行。然而，不言而喻，下游外壁32可设置一个其他大小及形状的排气口34。下游外壁32还可设有分布在轴线X周向上不同的角度位置的多个排气口34。
如图3和图4所示，排气管6安装在下游部3的内腔33内，并被配置为将内隔壁5的通道口51与下游外壁32的排气口34流体连通，以便将环形腔24内的热气流Fac排放至进气管1的外部。
在此示例中，进气管1具有一个通道口51和一个排气口34，排气管6被配置为将内壁5的单个通道口51与单个排气口34流体连通。当然，根据配置情况，排气管6可将内壁5的一个或多个通道口51与下游外壁32的一个或多个排气口34流体连通。优选地，进气管1包括一个排气管6，足以排放热气流Fac。然而，不言而喻，进气管1可包括分布在轴线X周向上的不同角度位置的若干排气管6，每一排气管6实现一个或多个通道口51与一个或多个排气口34之间的流体连通。
参考图3和图4，排气管6包括与内隔壁5连接的第一端7、9，与下游外壁32连接的第二端8以及在第一端7、9与第二端8之间延伸的主体61。在图3和图4的示例中，第一端7、9基本沿垂直于第二端的方向延伸，以使主体61呈弯曲状从而连接第一端7、9与第二端8。优选地，主体61呈圆形弯曲状，以确保热气流Fac在低压力损失下流动。此外，在图3和图4的示例中，排气管6的横截面是矩形的，但不言而喻，横截面可以为其他形状，如为圆形。
在此示例中，主体61的横截面大致从上游到下游增加以便于排放。
根据本发明，如图3和图4所示，排气管6的主体61具有至少一个柔性部分60、62。如随后将阐述，根据图3所示的本发明的第一实施例，主体61是完全柔性的，或对于图4所示的本发明的第二实施例，主体61是部分柔性的。与术语“刚性”相反，此处使用的术语“柔性”是指主体61轻微弯曲而不断裂的能力，即，承受机械变形D的能力。柔性部分与现有技术中已知的刚性金属部分相对。
优选地，主体61的柔性部分60、62包括弹性体，例如硅树脂，它具有良好的柔韧性并能承受进气管1的高温。优选地，弹性体通过纤维增强，以增加排气管6的机械强度，纤维优选地是玻璃纤维或碳纤维。
同样优选地，如图5所示，柔性部分60具有带肋条的外壁66以增加其机械强度。在此示例中，带肋条的外壁66包括沿柔性部分60的长度方向(换言之，沿柔性部分60的曲线轴线)延伸的纵向肋条67以及横向肋条68。在此矩形示例中，横向肋条68沿柔性部分60的横截面的形状延伸，并有利地使得可保持柔性部分60的横截面的形状。就其本身而言，纵向肋条67有利地提供更好的机械弯曲强度。不言而喻，带肋条的外壁66可仅包括纵向肋条67或仅包括横向肋条68，甚至可包括任意方向的肋条。
有利地，此类排气管6能够吸收与进气管1相关的机械力并能够通过通过机械变形D来补偿进气管1的材料的热膨胀。因此与现有技术的钛弯管相比，这种排气管6具有更持久的机械强度。具体地，施加在末端7、8、9处的机械应力显著减小。此外，与现有技术的钛弯管相比，排气管6具有非常小的重量，这对于航空应用来说是重要的优点。此类排气管6具有更好的机械振动阻力并更容易装配。
下面描述根据本发明的第一实施例的完全柔性主体61(图3)和根据本发明的第二实施例的部分柔性主体61(图4)。
根据本发明的第一实施例，参考图3，排气管6包括完全柔性的主体61，其为排气管6提供了大的变形能力D。换言之，主体61由可柔性部分60构成。
在图3的示例中，第一端7和第二端8均呈板70、80(分别称为“第一板70”和“第二板80”)的形式，这些板70、80被配置为分别抵接内隔壁5和下游外壁32。在此示例中，第一板70和第二板80均在其周边设有孔眼，所述孔眼被配置为接收诸如螺钉或钉子等紧固杆，以便被连接。不言而喻，第一板70和/或第二板80可以通过其他方式连接，诸如通过粘合，但螺钉连接具有坚固耐用的优点。不言而喻，端部也可呈除板以外的其他形式，然而，这种板具有整体尺寸减小的优点。
优选地，第一板70和/或第二板80与内隔壁5和/或下游外壁32形状匹配，以提高密封性。
优选地，第一板70和/或第二板80是金属的，以便具有足够的机械强度。在此示例中，板70、80包括钛合金。有利地，此类板70、80足以确保排气管6的强度。与现有技术不同，无需添加加强件和/或密封件，这进一步减小了排气管6的重量。因此，排气管6包括与优选地是金属的第一刚性板70和第二刚性板80连接的主体61。由于柔性部分60减弱了排气管6的端部之间的振动，实现了柔性与刚性之间的平衡。
根据本发明的第二实施例，参考图4，排气管的主体61包括柔性下游部62和刚性上游部63。在此示例中，上游部63是金属的并优选地包括钛合金。
有利地，下游部62补偿进气管1中存在的机械力，而上游部63具有更大的机械强度。考虑到排气管6的横截面在上游较小，上游增加的机械强度是有利的。此外，整体大小在上游得以减小，并且增加的机械强度减少了排气管的任何不期望的间隙。此外，排气管6的下游部对应于在机械应力下最容易发生机械故障的区域。柔性下游部62的使用能够降低破裂的风险。
因此，第二实施例有利地结合了刚性管与柔性排气管6的优点。
如第一实施例中，排气管6的第一端9和第二端8分别呈板90、80(分别称为“第一板90”和“第二板80”)的形式。然而，如图4所示，第一端9优选地还包括加强件以补偿上游部63的刚性。在图4的示例中，加强件呈支撑内隔壁5的支墩91的形式。也可向第一端9添加密封件。
仍参考图4，下游部62与上游部63密封连接。在此示例中，上游部63包括与第一端9相对的第一连接端，所述第一连接端呈板65的形式，称为“第三板65”。类似地，下游部62包括与第二端8相对的第二连接端，所述第二连接端呈板64的形式，称为“第四板64”。如前所述，第三板65和第四板64设有孔眼并被配置为通过螺纹配合。然而，不言而喻，下游部62与上游部63可以其他方式连接。
根据未示出的第三实施例，上游部63和下游部62可以是柔性的并以模块化方式连接在一起。根据未示出的本发明的第四实施例，上游部63是柔性的，而下游部62是刚性的。加强件和/或密封件优选地被添加至第二端8，但在第一端9上则无需添加。根据未示出的本发明的第五实施例，主体61可包括多于两个不同部分。具体地，主体61可包括交替的刚性部分和柔性部分。
下面描述一种利用如前所述的排气管6将通过输气管4送入至环形腔24中的热气流Fac排放的方法。参考图3和图4，加压热气流Fac流入环形腔24以对唇缘1的壁21-23除冰。然后，环形腔24中的加压热气流Fac通过通道口51被吸入，然后通过排气管6被输送至排气口34，在所述排气口34中热气流Fac被排放至进气管1的外部。
借助于上述的发明，送入唇缘2的环形腔24中的热气流Fac可通过重量降低的排气管6以简单方便的方式排放。排气管6的柔性特质还使得进气管1中的机械力被吸收，并补偿飞行期间因进气管1中的温度条件导致的材料热膨胀，从而使排气管6更高效耐用。由于柔性部分60、62提供了更大装配容差，装配进一步简化。
Claims (7)
1.一种飞行器涡轮机(10)的短舱(15)的进气管(1)，所述飞行器涡轮机(10)沿轴线X纵向延伸，气流(F)在所述飞行器涡轮机(10)中从上游向下游流动，所述进气管(1)包括向上游延伸的唇缘(2)、下游部(3)以及将所述唇缘(2)与所述下游部(3)分隔的内隔壁(5)，所述唇缘(2)包括朝向所述轴线X的内壁(21)、与所述内壁(21)相对的外壁(22)以及连接所述内壁(21)与所述外壁(22)的上游壁(23)并与所述内隔壁(5)界定出环形腔(24)，所述下游部(3)包括分别作为所述唇缘(2)的内壁(21)和外壁(22)的延伸部分的下游内壁(31)和下游外壁(32)，并在所述下游内壁(31)与所述下游外壁(32)之间界定出内腔(33)，所述进气管(1)包括：
-除冰装置，其包括至少一个用于将热气流(Fac)送入所述唇缘(2)的环形腔(24)中的导管(4)；
-至少一个形成在所述内隔壁(5)上的通道口(51)；
-至少一个形成在所述进气管(1)的下游部(3)的下游外壁(32)上的排气口(34)；和
-至少一个装设于所述下游部(3)的所述内腔(33)中的排气管(6)，其被配置为将来自所述内隔壁(5)的通道口(51)的热气流(Fac)引导至所述下游外壁(32)的排气口(34)，以将所述热气流(Fac)排放至所述进气管(1)的外部，所述排气管(6)包括与所述内隔壁(5)连接的第一端(7、9)、与所述下游部(3)的下游外壁(32)连接的第二端(8)以及在所述第一端(7、9)与所述第二端(8)之间延伸的主体(61)，所述进气管(1)的特征在于，所述主体(61)包括下游部(62)和上游部(63)，所述下游部(62)是柔性的，所述主体(61)的所述上游部(63)是刚性的。
2.如权利要求1所述的进气管(1)，其特征在于，所述主体(61)的柔性部分(60、62)包括至少一个弹性体，优选地包括硅树脂。
3.如权利要求1或2所述的进气管(1)，其特征在于，所述下游部(62)与所述上游部(63)密封连接，优选地通过螺纹连接。
4.如权利要求1-3中任一项所述的进气管(1)，其特征在于，所述排气管(6)的第一端(7、9)呈第一板(70、90)的形式，优选地呈金属板形式。
5.如权利要求1-4中任一项所述的进气管(1)，其特征在于，所述排气管(6)的第二端(8)呈第二板(80)的形式，优选地呈金属板形式。
6.一种飞行器涡轮机(10)，其沿轴线X纵向延伸，气流(F)在飞行器涡轮机(10)中从上游向下游流动，所述涡轮机(10)包括短舱(15)，其特征在于，所述短舱(15)包括如权利要求1-5中的一项所述的进气管(1)。
7.一种用于将热气流(Fac)排放的方法，热气流由除冰装置(4)送入如权利要求1-5中任一项所述的进气管(1)的唇缘(2)的环形腔(24)中，其特征在于，所述排气管(6)将所述热气流(Fac)从所述内隔壁(5)的通道口(51)输送至所述下游外壁(32)的排气口(34)，以将所述热气流(Fac)排放到所述进气管(1)的外部。
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