CN114962001A - 分流环以及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种分流环以及航空发动机，涉及航空发动机领域，用以优化分流环的结构。分流环包括外环以及内环。外环被构造为环形的；内环被构造为环形的；内环位于外环的内部，且内环和外环形成环形流道；内环的壁体沿着自身周向设置有一圈旋流流道，以使得内环中的热气经由旋流流道进入到环形流道。上述技术方案提供的分流环，使得让热气与分流环金属表面间的换热更为充分，从而达到在保证防冰效果的前提下减少引气流量的目的。

Description

分流环以及航空发动机

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，具体涉及一种分流环以及航空发动机。

背景技术

由于云层中可能含有温度低于冰点的亚稳态过冷液态水，当飞行器穿越这些云层时，在飞行器的迎风部件表面很容易产生结冰现象。对于航空发动机进气部件，如进气整流罩、风扇叶片、进气支板及发动机分流环等。由于气流在受到发动机抽吸作用时会产生加速和降温，因此发生结冰现象的概率更大。结冰会使部件的启动性能恶化，同时引起转动件重心偏移而加剧振动，这些现象对于飞行安全都是非常不利的。因此，在现行服役的飞机及其发动机上，配置了防冰系统。

热气防冰系统是从发动机空气系统引出热气，通过特定的管路和阀门输送至防冰部件内腔，从而达到提升防冰部件表面温度，防止部件表面结冰的目的。防冰引气通常在流出防冰腔之后汇入其他空气系统流路，或直接排出至外部大气及发动机主流道。

涡扇发动机的分流环是典型的防冰部件，其防冰形式为热气防冰。均是通过引气管路直接将热气引入分流环内腔，然后在分流环前缘附近设置较小的环形流道使气流高速流过分流环前缘附近并与其换热，最终排入发动机主流道中。

发明人发现，现有技术中至少存在下述问题：由于分流环的尺寸通常较小，在其内部布置笛形管等成熟高效的防冰元件是不可行的，因此只能通过构造并优化分流环内腔防冰流道来提升防冰换热效率，或者通过增加引气流量及温度来保证防冰效果。

发明内容

本发明提出一种分流环以及航空发动机，用以优化分流环的结构。

本发明实施例提供了一种分流环，包括：

外环，被构造为环形的；以及

内环，被构造为环形的；所述内环位于所述外环的内部，且所述内环和所述外环形成环形流道；所述内环的壁体沿着自身周向设置有一圈旋流流道，以使得所述内环中的热气经由所述旋流流道进入到所述环形流道。

在一些实施例中，所述内环的前缘设置有直流道，所述直流道贯穿所述内环的壁体，且与所述环形流道流体连通。

在一些实施例中，所述外环的内壁设置有内凹部，所述内凹部对应所述直流道，以使得经由所述直流道流出的流体进入到所述内凹部中。

在一些实施例中，沿着所述内环的周向，设置有多个所述直流道。

在一些实施例中，所述内环包括：

外侧壁，位于所述外环的内侧，且所述外侧壁的一端与所述外环的内壁分开、所述外侧壁的另一端与所述外环的内壁接触，以形成所述环形流道；以及

内侧壁，位于所述外侧壁的内侧，所述内侧壁的一端与所述外侧壁的一端固定连接，所述内侧壁的另一端与所述外侧壁的另一端分开；

其中，所述外侧壁和所述内侧壁之间的部分为集气腔。

在一些实施例中，分流环还包括：

支撑件，设置于所述外侧壁和内侧壁之间；所述支撑件的一端抵顶所述内侧壁的另一端，所述支撑件的另一端抵顶所述外侧壁的另一端，以使得所述外侧壁的另一端与所述外环的内壁抵顶。

在一些实施例中，所述支撑件被构造为条状的，沿着所述分流环的径向方向，设置有多根所述支撑件。

在一些实施例中，分流环还包括：

密封件，设置于所述外侧壁的另一端与所述外环的内壁之间。

在一些实施例中，所述外环的一端被构造为弯折的，以使得所述外环的一端的端部与内环的外侧壁形成出气部。

在一些实施例中，所述旋流流道贯穿所述内环的外侧壁，且各条所述旋流流道的长度方向都被构造为螺旋形的。

本发明实施例还提供一种航空发动机，包括本发明任一技术方案所提供的分流环。

上述技术方案提供的分流环，通过在内环上设置旋流流道，使得让热气与分流环金属表面间的换热更为充分，从而达到在保证防冰效果的前提下减少引气流量的目的。并且，不需要从压气机高压级引气来提高温度和压力，改善了热能利用方式，减少了引气热量的浪费，有利于发动机性能的发挥，尤其在发动机发生结冰时，不会过量引气，所以不会因为分流环防冰而导致发动机排气温度裕度不足；并且，从源头上减小了分流环防冰时对高温高压气源的依赖，改善发动机的运行条件。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，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为本发明实施例提供的防冰环子午面结构剖视示意图；

图2为本发明实施例提供的防冰环主视示意图；

图3为本发明实施例提供的防冰环的内环立体结构示意图。

具体实施方式

下面结合图1～图3对本发明提供的技术方案进行更为详细的阐述。

本文所使用的名词或者术语解释。

涡轮风扇航空发动机：一种用于为飞行器提供动力的燃气轮机装置，其特点为发动机推力的产生一部分来自于经风扇增压的外涵空气，另一部分来自于经发动机热力循环产生的内涵燃气。

分流环：在涡轮风扇航空发动机中，用于分隔外涵和内涵气流的静止物理部件，通常在风扇叶片下游且紧邻风扇叶片。

参见图1至图3，本发明实施例提供一种分流环，包括外环1以及内环2。外环1被构造为环形的。内环2被构造为环形的；内环2位于外环1的内部，且内环2和外环1形成环形流道3。内环2的壁体沿着自身周向设置有一圈旋流流道21，以使得内环2中的热气经由旋流流道21进入到环形流道3。

外环1是分流环位于外侧的部件，外环1的壁体是单层的。

内环2位于内环2的内侧，内环2的外壁和外环1的内壁形成了环形流道3。该环形流道3后续用于容纳热气，以实现分流环防冰、除冰。

参见图1至图3，在一些实施例中，内环2包括外侧壁23以及内侧壁24。外侧壁23位于外环1的内侧，且外侧壁23的一端与外环1的内壁分开、外侧壁23的另一端与外环1的内壁接触，以形成环形流道3。内侧壁24位于外侧壁23的内侧，内侧壁24的一端与外侧壁23的一端固定连接，内侧壁24的另一端与外侧壁23的另一端分开。其中，外侧壁23和内侧壁24之间的部分为集气腔25。集气腔25中的气体来自于空气系统。空气系统是指，在航空发动机、燃气轮机或独立压气机中，从主流中引出一部分空气来满足特定用途的空气流路系统。引出的空气可用于热端部件冷却、进气部件防冰、封严、平衡轴向力、或提供各种外部系统及设备使用。

旋流流道21是贯穿内环2壁体的通孔，旋流流道21的设置数量以及各条旋流流道21的流通面积与所需要的化冰热量相关。每条旋流流道21间隔布置。在相同的流通面积要求下，旋流流道21可以设置为细长孔，也可以设置为短宽孔。各条旋流流道21的结构可以相同，亦可根据分流环周向化冰需求的不同，设置为不同的尺寸。

参见图1至图3，在一些实施例中，旋流流道21贯穿内环2的外侧壁23，且各条旋流流道21的长度方向都被构造为螺旋形的。这样可以改善经由旋流流道21进入到环形流道3中的气体流动方向，从而改善换热效果。

上述技术方案提供的分流环，具有内环2和外环1，内环2设置有旋流流道21。内环2中的热气经由旋流流道21进入到环形流道3，这部分流体会产生周向运动，使得防冰热气在防冰时以螺旋型方式前进，由于热气周向流动后轴向速度减小，而热气的轴向流动距离并未缩短，因此单位质量热气在分流环内部驻留时间更长，使得热气与分流环的换热更为充分，提高了换热效果，提高了热气与分流环间的防冰换热效率，从而可以节省防冰引气用量和/或降低防冰引气的温度。而引气用量减少不但能减轻防冰系统工作对于发动机整机性能的影响，同时还能减小防冰系统管路和阀门的尺寸，实现发动机减重，提升发动机的经济性指标。

参见图1至图3，在一些实施例中，内环2的前缘设置有直流道22，直流道22贯穿内环2的壁体，且与环形流道3流体连通。

设置直流道22之后，集气腔25中的热气分为两个部分，一部分热气S1经由旋流流道21输送至分流环的环形流道3并形成周向流动，另一部分热气S2通过分流环前缘的直流道22冲击分流环前缘，对前缘区域进行加热。两股防冰热气在前缘附近掺混后共同进入下游流路，以用于分流环内侧表面防冰。

对于不同型号的分流环，其旋流流道21、直流道22的总流通面积是可以不相同的，并且旋流流道21、直流道22各自的流通面积也是可以调节的，这样可以实现防冰流量的按需分配。其中，旋流流道21的总流通面积应使得通过的热气流量不小于分流环外侧的防冰临界设计流量，直流道22的有效总流通面积应使得通过的热气流量不小于分流环前缘的防冰临界设计流量。

上述技术方案，由于分流环前缘冲击热气直接由直流道22流出，因此无需再增加别的冲击结构，减小了传统方案中热气与分流环外表面之间的传热热阻。此外，通过调整旋流流道21和直流道22各自的流通通道面积可实现对热气流量的按需分配，从而进一步优化防冰热气用量，实现对防冰热气的高效利用，通过对防冰热气的分配使用提高了换热效率，并且本发明实施例的技术方案可以减少高压引气的流量，或者直接从发动机相对低压的位置引气，从而最终实现降低引气流量(压力)和温度、改善发动机在防冰条件下运行状态的目的。

参见图1，在一些实施例中，外环1的内壁设置有内凹部11，内凹部11对应直流道22，以使得经由直流道22流出的流体冲击进入内凹部11中，最终使得经由直流道22流出的冲击气流在内凹部11中产生旋涡以强化换热。

参见图3，在一些实施例中，沿着内环2的周向，设置有多个直流道22。直流道22的流通面积比较小，冲击力比较强，换热效果好。

参见图3，在一些实施例中，分流环还包括支撑件4，支撑件4设置于外侧壁23和内侧壁24之间；支撑件4的一端抵顶内侧壁24的另一端，支撑件4的另一端抵顶外侧壁23的另一端，以使得外侧壁23的另一端与外环1的内壁抵顶。支撑件4具体可以采用悬臂固定于航空发动机的其他固定部件。

参见图3，在一些实施例中，支撑件4被构造为条状的，沿着分流环的径向方向，设置有多根支撑件4。在分流环内环2的内侧壁24和外侧壁23之间增设支撑件4，以提高分流环内环2的刚性，保证分流环气动外形和密封效果。

参见图1，在一些实施例中，分流环还包括密封件5，密封件5设置于外侧壁23的另一端与外环1的内壁之间。密封件5比如为金属密封圈，以满足分流环所在的高温工况。

参见图1，在一些实施例中，外环1的一端被构造为弯折的，以使得外环1的一端的端部与内环2的外侧壁23形成出气部。出气部可以为孔、缝或其它结构。

环形通道一端采用密封件5防止热气泄露，另一端通过出气部连接发动机主气流流路，以实现防冰热气排气。

本发明实施例还提供一种航空发动机，包括本发明任一技术方案所提供的分流环。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗指所指的装置或元件必须具有特定的方位、为特定的方位构造和操作，因而不能理解为对本发明保护内容的限制。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，但这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (11)

1.一种分流环，其特征在于，包括：

外环(1)，被构造为环形的；以及

内环(2)，被构造为环形的；所述内环(2)位于所述外环(1)的内部，且所述内环(2)和所述外环(1)形成环形流道(3)；所述内环(2)的壁体沿着自身周向设置有一圈旋流流道(21)，以使得所述内环(2)中的热气经由所述旋流流道(21)进入到所述环形流道(3)。

2.根据权利要求1所述的分流环，其特征在于，所述内环(2)的前缘设置有直流道(22)，所述直流道(22)贯穿所述内环(2)的壁体，且与所述环形流道(3)流体连通。

3.根据权利要求2所述的分流环，其特征在于，所述外环(1)的内壁设置有内凹部(11)，所述内凹部(11)对应所述直流道(22)，以使得经由所述直流道(22)流出的流体进入到所述内凹部(11)中。

4.根据权利要求2所述的分流环，其特征在于，沿着所述内环(2)的周向，设置有多个所述直流道(22)。

5.根据权利要求1所述的分流环，其特征在于，所述内环(2)包括：

外侧壁(23)，位于所述外环(1)的内侧，且所述外侧壁(23)的一端与所述外环(1)的内壁分开、所述外侧壁(23)的另一端与所述外环(1)的内壁接触，以形成所述环形流道(3)；以及

内侧壁(24)，位于所述外侧壁(23)的内侧，所述内侧壁(24)的一端与所述外侧壁(23)的一端固定连接，所述内侧壁(24)的另一端与所述外侧壁(23)的另一端分开；

其中，所述外侧壁(23)和所述内侧壁(24)之间的部分为集气腔(25)。

6.根据权利要求5所述的分流环，其特征在于，还包括：

支撑件(4)，设置于所述外侧壁(23)和内侧壁(24)之间；所述支撑件(4)的一端抵顶所述内侧壁(24)的另一端，所述支撑件(4)的另一端抵顶所述外侧壁(23)的另一端，以使得所述外侧壁(23)的另一端与所述外环(1)的内壁抵顶。

7.根据权利要求6所述的分流环，其特征在于，所述支撑件(4)被构造为条状的，沿着所述分流环的径向方向，设置有多根所述支撑件(4)。

8.根据权利要求5所述的分流环，其特征在于，还包括：

密封件(5)，设置于所述外侧壁(23)的另一端与所述外环(1)的内壁之间。

9.根据权利要求5所述的分流环，其特征在于，所述外环(1)的一端被构造为弯折的，以使得所述外环(1)的一端的端部与内环(2)的外侧壁(23)形成出气部。

10.根据权利要求5所述的分流环，其特征在于，所述旋流流道(21)贯穿所述内环(2)的外侧壁(23)，且各条所述旋流流道(21)的长度方向都被构造为螺旋形的。

11.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求1～10任一所述的分流环。

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