CN115419507A - 用于涡扇发动机核心舱的通风进气系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于涡扇发动机核心舱(4)的通风进气系统(10)。该通风进气系统(10)包括：允许气流进入核心舱(4)的进气管(1)；通风进气壳体(2)，通风进气壳体(2)具有与进气管(1)连通的进气端(2a)、与进气端(2a)相对的相对端(2b)和穿过进气端(2a)和相对端(2b)的中心轴线(X)；以及开设在通风进气壳体(2)上的至少一条排气格栅(3)。通风进气壳体(2)在垂直于中心轴线(X)的各个平面上截取的横截面积(S)在进气端(2a)和相对端(2b)之间以先增大再缩小的方式变化。本发明解决了通风冷却装置无法兼顾改善进气均匀性和降低总压损失的问题，有助于提升核心舱内的通风换热效率。

Description

用于涡扇发动机核心舱的通风进气系统

技术领域

本发明涉及一种通风进气系统，更具体地说，涉及一种用于涡扇发动机核心舱的通风进气系统。

背景技术

民用飞机的涡扇发动机在运转时，其核心舱内易积聚大量热量。这些热量通过辐射及对流等换热活动导致核心舱内部的温度升高。舱内高温容易导致系统附件超温，影响其运行的可靠性，甚至存在着火风险。因此，必须要为涡扇发动机核心舱配备通风冷却系统。

为了保证核心舱内气流分布均匀且无流动死区以确保核心舱内的换热效果良好，通风进气系统的创新性设计是极为关键的。然而，受限于目前主流民用飞机核心舱的通风进气系统，改善进气均匀性和降低总压损失这两个目标往往无法兼顾。

举例来说，图1示意性地示出了一种目前普遍使用的用于涡扇发动机核心舱的通风进气系统10A。如图1所示，可以看到该通风进气系统10A大致呈中空圆筒形状，其横截面在通风进气系统10A的整个长度方向上基本上恒定不变。换句话说，通风进气系统10A在垂直于其中心轴线X的各个平面上截取的横截面积在通风进气系统10A的进气端和排气端之间不发生变化。因此，这种通风进气系统在业内又被称为“直通式进气系统”，其保证核心舱内通风冷却气流的进气量始终保持充足，且沿核心舱径向的流速较快，靠近进气口位置的局部降温效果明显。但是，相对于径向分布而言，气流在周向的分布均匀性较差，整体冷却效果并不理想。

图2示意性地示出了另一种普遍使用的用于涡扇发动机核心舱的通风进气系统10B。如图2所示，该通风进气系统10B对图1所示的直通式进气系统10A进行了改进，通过封堵通风进气系统10B的排气端并在圆筒侧壁开设多个彼此平行的条状格栅3B，从而将“直通式进气系统”更改为“直筒格栅式进气系统”。在图2所示的示例中，条状格栅3B沿圆筒侧壁周向均匀地共开设有八条格栅，各条格栅3B平行于通风进气系统10B的中心轴线X延伸，其长度基本上为圆筒长度的一半。这样，冷却气流可以仅从各条格栅3B沿周向流出，这在一定程度上改善了气流均匀度。但是，在该通风进气系统10B中，外涵来流会对封闭的排气端产生直接冲击，这不可避免地付出了总压损失的代价，降低了核心舱内冷却气流的整体通流能力，且无法适用于存在局部热量积聚而需要集中冷却的区域。

为此，业内还出现了大量替代上述通风进气系统10A和10B的设计。例如，在由空中客车营运有限公司于2011年1月26日提交的题为“涡轮机飞行器推进器”的中国专利申请CN102135035A中，公开了一种推进器以及涡轮机冷却装置。高温气流在设于短舱内的冷却器中与外部冷空气进行热交换而被冷却。推进器包括至少一个气脉，以将高温高压空气抽引至设于短舱内外壁之间的空气管道，并通过冷却器的第一和第二表面从而被冷却。冷却装置为一组平行于气流方向的翅片，以强化换热。

同样由空中客车营运有限公司于2011年1月26日提交的题为“用于飞行器推进器的冷却装置”的中国专利申请CN102139764A中，公开了一种容积式冷却装置，该冷却装置设于空气管道中，为推进器提供高压射流以将高压空气引入设于短舱外壁和内壁之间的空气管道。

然而，上述设计需要专门制造增强冷却效果的翅片、空气管道或其它冷却装置，包括但不限于由空气扩散器和空气分配器组成的空气引导组件、能够调节经由进风口进入核心舱的气流量的气流调节组件、能够对风扇舱的冷却气流进行二次利用并将其再度引入核心舱的通风循环组件、使换热液在循环管路中流动并在短舱内吸热以及在进气道舱内放热的热量转移组件等等。但是，这些组件的制造成本与前述通风进气系统相比相对较高，其经济性并不理想。

为此，需要设计一种能够兼顾改善进气均匀性和降低总压损失这两个目的且成本低廉的用于涡扇发动机核心舱的通风进气系统。

发明内容

本发明的目的在于提供一种以较低的成本改善涡扇发动机核心舱内的通风换热效率的通风进气系统。

本发明的第一方面涉及一种用于涡扇发动机核心舱的通风进气系统，包括：

允许气流进入核心舱的进气管；

通风进气壳体，通风进气壳体具有与进气管连通的进气端、与进气端相对的相对端和穿过进气端和相对端的中心轴线；以及

开设在通风进气壳体上的至少一条排气格栅，

其中，通风进气壳体在垂直于中心轴线的各个平面上截取的横截面积在进气端和相对端之间以先增大再缩小的方式变化。

与现有技术中的“直通式进气系统”相比，冷却气体在经由壳体整流之后，通过格栅均匀地散布在核心舱内，从而实现气流沿核心舱内部周向、径向和轴向均匀发展。与现有技术中的“直筒格栅式进气系统”相比，非规则的球形壳体轮廓首先在气流流动路径上形成渐扩式结构，使来流沿中心轴线缓慢降速扩压，一定程度上削弱了对底面的冲击作用，显著降低了总压损失。

另一方面，曲壁造型逐渐诱导流动分离，分离后的气体受球形壳体内部的高压驱动，直接经由格栅喷出。由此，非规则球壳格栅式进气模式降低了对外涵引气口流场畸变的敏感性，有助于实现高效冷却换热。

优选地是，通风进气壳体可以由横截面扩张段和横截面收缩段构成，横截面扩张段的横截面积沿着从进气端到相对端的方向单调增大，横截面收缩段的横截面积沿着从进气端到相对端的方向单调减小。

更佳地是，横截面扩张段的横截面积沿着从进气端到相对端的方向以第一比率单调增大，横截面收缩段的横截面积沿着从进气端到相对端的方向以第二比率单调减小，其中，第一比率可以与第二比率相等。

关于排气格栅，通风进气壳体上可以形成有多条排气格栅，排气格栅围绕中心轴线均匀地分布在通风进气壳体上。

优选地是，通风进气壳体上总共可以形成有八条排气格栅。

优选地是，排气格栅可以形成在通风进气壳体的横截面扩张段和/或横截面收缩段上。

更佳地是，排气格栅的长度可以是通风进气壳体沿其中心轴线的长度的一半或一半以上。

本发明的第二方面涉及一种涡扇发动机核心舱，在核心舱的进气上游布置有至少一个如本发明的第一方面所述的通风进气系统，其中，冷却气流经由进气管进入到通风进气壳体，再经由排气格栅放射状排放到核心舱内，并最终从位于核心舱下游的喷管末端环缝排出核心舱。

优选地是，进气管可以固接到核心舱壁面。

本发明的第三方面涉及一种飞行器，飞行器配备有如本发明的第二方面所述的涡扇发动机核心舱。

根据本发明的用于涡扇发动机核心舱的通风进气系统能够获得以下优点：该通风进气系统通过球壳格栅式整流系统对进入核心舱的冷却气流进行扩压并诱导分离，在满足通风冷却进气量的同时，促使冷却气体均匀分布于核心舱内，以实现高效的冷却换热过程，从而以较低的成本解决了现有进气系统无法兼顾改善进气均匀性和降低总压损失的不足。

附图说明

为了进一步说明根据本发明的用于涡扇发动机核心舱的通风进气系统的技术效果，下面将结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明，其中：

图1是现有技术中一种用于涡扇发动机核心舱的通风进气系统的示意图；

图2是现有技术中另一种用于涡扇发动机核心舱的通风进气系统的示意图；

图3是根据本发明的用于涡扇发动机核心舱的通风进气系统的立体图，该图是从斜上方观察看到的；

图4是根据本发明的用于涡扇发动机核心舱的通风进气系统的主视图，图中用箭头示出了冷却气流经过通风进气系统的流动路径；

图5是图3所示的用于涡扇发动机核心舱的通风进气系统的俯视图；

图6是图3所示的用于涡扇发动机核心舱的通风进气系统的仰视图；以及

图7是将图3所示的通风进气系统安装在涡扇发动机核心舱中的示意图，图中用箭头示出了冷却气流经过核心舱的流动路径。

附图标记

1 进气管

2 通风进气壳体

2-1 横截面扩张段

2-2 横截面收缩段

2a 进气端

2b 相对端

3、3B 排气格栅

4 核心舱

5 核心舱壁面

6 喷管末端环缝

10、10A、10B 通风进气系统

X 中心轴线

S 横截面积

F 流动路径

具体实施方式

下面结合附图说明根据本发明的用于涡扇发动机核心舱的通风进气系统的构造、冷却过程及其效果。

应当明确，本说明书所描述的实施例仅仅涵盖本发明的一部分实施例，而非全部实施例。基于说明书中记载的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

除非另有定义，本发明所使用的所有的技术和科学术语与属于本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本发明的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，并不是旨在于限制本发明。本发明的说明书和权利要求书及上述附图说明中的术语“包括”和“具有”以及它们的任何变形，意图在于覆盖不排它的包含。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括复数形式，除非上下文清楚地表示其它含义。

基于相同的方位理解，在本发明的描述中，术语“长度”、“上游”、“下游向”、“顶部”、“底部”、“前”、“后”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，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

图3至6分别是根据本发明的通风进气系统10的立体图、主视图、俯视图和仰视图。

如图3和4所示，根据本发明的用于涡扇发动机核心舱4的通风进气系统10包括：允许气流进入核心舱4的进气管1；通风进气壳体2，该通风进气壳体2具有与进气管1连通的进气端2a、与进气端2a相对的相对端2b和穿过进气端2a和相对端2b的中心轴线X；以及开设在通风进气壳体2的至少一条排气格栅3。

如图3所示，进气管1由大致圆筒形状的套管或类似部件构成，并且通过诸如焊接、铆接、胶粘剂等连接手段固接到核心舱4的核心舱壁面5。进气管1具有相对的第一端和第二端，其中，第一端与对核心舱4供气的气源(图中未示出)连通，第二端则与通风进气壳体2连通，以允许气流沿着由图中箭头指示的流动路径F进入通风进气壳体2并随后进入核心舱4。

在一个较佳实施例中，进气管1也可以由方管构成，这样的变型对于本领域的普通技术人员来说应当是易于想到的，因此也应当落入在本发明的保护范围之内。

通风进气壳体2具有穿过该壳体2且与刚进入壳体2的流动路径F彼此平行的中心轴线X。例如，在进气管1位于通风进气壳体2顶部正上方的情况下，该中心轴线X沿竖直方向延伸，如图3所示。将中心轴线X穿过壳体2的两个点位定义为壳体2的彼此相对的进气端2a和相对端2b的中心，其中，壳体2的进气端2a与进气管1的第二端连通，壳体2的相对端2b则是封闭的。

请参见图4，可以看到图中用虚线在壳体2的内部标识了其中间横截面，该中间横截面垂直于中心轴线X，其横截面积为S。众所周知，沿着通风进气壳体2的中心轴线X可以得到无数个垂直于该中心轴线X的横截面，这些横截面的面积S会基于通风进气壳体2的形状变化而相应变化。

在本申请中，通风进气壳体2被设计成具有如下形状，即：壳体2在垂直于中心轴线X的各个平面上截取的横截面积S在壳体2的进气端2a和相对端2b之间以先增大再缩小的方式变化。

仍然以图3和4所示的通风进气壳体2为例，图中所示的通风进气壳体2具有球体形状。在此情况下，壳体2在进气端2a和相对端2b处垂直于中心轴线X的横截面积为最小值，而壳体2在穿过其球心的垂直于中心轴线X的横截面积(即，中间横截面的面积S)为最大值。将壳体2在进气端2a与中间横截面之间的第一半壳体或上半壳体定义为壳体2的横截面扩张段2-1，而将壳体2在中间横截面与相对端2b之间的第二半壳体或下半壳体定义为横截面收缩段2-2。也就是说，通风进气壳体2由横截面扩张段2-1和横截面收缩段2-2构成。

可以看到，在通风进气壳体2为球体的情况下，横截面扩张段2-1的横截面积S沿着中心轴线X从进气端2a到中间横截面的方向单调增大，横截面收缩段2-2的横截面积沿着中心轴线X从中间横截面到相对端2b的方向单调减小。如果将横截面扩张段2-1的横截面积单调增大的速率设定为第一比率，并且将横截面收缩段2-2的横截面积单调减小的速率设定为第二比率的话，本领域的普通技术人员显然能够理解的是，第一比率与第二比率相等。

但是，本领域的普通技术人员也可以对通风进气壳体2的形状进行变型，只要壳体2在垂直于中心轴线X的各个平面上截取的横截面积S在壳体2的进气端2a和相对端2b之间是以先增大再缩小的方式变化即可。例如，可以将通风进气壳体2被设计成椭圆形形状，或者将通风进气壳体2被设计成由两个喇叭口或多个台阶部拼接而成的形状。这样的变型对于本领域的普通技术人员来说应当是易于想到的，因此也应当落入在本发明的保护范围之内。

本领域的普通技术人员还可以对第一比率和第二比率进行调整，使得两者彼此不相等。例如，可以将第一比率设定为大于第二比率。此时，横截面扩张段2-1的横截面积单调增大的速率将大于横截面收缩段2-2的横截面积单调减小的速率。这样的变型对于本领域的普通技术人员来说应当是易于想到的，因此也应当落入在本发明的保护范围之内。

图5和6分别是根据本发明的通风进气系统10的俯视图和仰视图，其中可以清楚地看到通风进气壳体2上形成有多条排气格栅3。这些排气格栅3围绕壳体2的中心轴线X均匀地分布在通风进气壳体2上。在图5和6所示的示例中，通风进气壳体2上总共形成有八条排气格栅3，这些排气格栅3在通风进气壳体2的横截面扩张段2-1和横截面收缩段2-2的至少一个的至少一部分上延伸。例如，排气格栅3可以设计成仅在横截面收缩段2-2上延伸，或者在横截面扩张段2-1和横截面收缩段2-2上延伸相同的长度。

从图5中可以看到，排气格栅3分布在横截面扩张段2-1中的长度超过横截面扩张段2-1沿其中心轴线X的长度的一半或一半以上。同样，从图5中可以看到，排气格栅3分布在横截面收缩段2-2中的长度超过横截面收缩段2-2沿其中心轴线X的长度的一半或一半以上。也就是说，排气格栅3的总长度是通风进气壳体2沿其中心轴线X的长度的一半或一半以上。

本领域的普通技术人员还可以对排气格栅的数量、尺寸、分布方式等等进行各种变化和改进，这样的变型对于本领域的普通技术人员来说应当是易于想到的，因此也应当落入在本发明的保护范围之内。

图7示出了安装在涡扇发动机核心舱4中的通风进气系统10。可以看到核心舱4的进气上游布置有一对通风进气系统10，这些通风进气系统10成对地布置在核心舱4的顶部和底部。当然，也可以视情况安装多对通风进气系统10，或者仅安装一个通风进气系统10。

可以看到通风进气壳体2的进气管1上游端与核心舱壁面5固接，自外涵接引的冷却气流首先经由进气管1进入壳体2进行整流，随后经由排气格栅3空间放射状地排出至周围空间。

冷却气体受到上下游压差的抽吸作用，沿图7中标识的箭头轨迹朝向核心舱4下游流动，期间利用对流换热吸收核心舱4内的热量。升温后的冷却气体最终从喷管末端环缝6排出，完成通风冷却换热的过程。

在上述通风换热机制中，核心舱4的上下游压差决定了整体通流能力，上游气体均匀性同时也是舱段整体气流分布的关键。设置在壳体2上的格栅3通过扩压整流冷却气体，并使其及时扩散密布于核心舱4的上游区域，保证后续抽吸过程的鲁棒性的初始均匀性，有助于实现核心舱内的高效通风换热。

虽然以上结合了较佳实施例和附图对根据本发明的用于涡扇发动机核心舱的通风进气系统的结构以及工作原理进行了说明，但是本技术领域中的普通技术人员应当认识到，上述示例仅是用来说明的，而不能作为对本发明的限制。因此，可以在权利要求书的实质精神范围内对本发明进行修改和变型，这些修改和变型都将落在本发明的权利要求书所要求的范围之内。

Claims (10)

1.一种用于涡扇发动机核心舱(4)的通风进气系统(10)，包括：

允许气流进入所述核心舱(4)的进气管(1)；

通风进气壳体(2)，所述通风进气壳体(2)具有与所述进气管(1)连通的进气端(2a)、与所述进气端(2a)相对的相对端(2b)和穿过所述进气端(2a)和所述相对端(2b)的中心轴线(X)；以及

开设在所述通风进气壳体(2)上的至少一条排气格栅(3)，

其特征在于，所述通风进气壳体(2)在垂直于所述中心轴线(X)的各个平面上截取的横截面积(S)在所述进气端(2a)和所述相对端(2b)之间以先增大再缩小的方式变化。

2.如权利要求1所述的通风进气系统(10)，其特征在于，所述通风进气壳体(2)由横截面扩张段(2-1)和横截面收缩段(2-2)构成，所述横截面扩张段(2-1)的横截面积沿着从所述进气端(2a)到所述相对端(2b)的方向单调增大，所述横截面收缩段(2-2)的横截面积沿着从所述进气端(2a)到所述相对端(2b)的方向单调减小。

3.如权利要求2所述的通风进气系统(10)，其特征在于，所述横截面扩张段(2-1)的横截面积沿着从所述进气端(2a)到所述相对端(2b)的方向以第一比率单调增大，所述横截面收缩段(2-2)的横截面积沿着从所述进气端(2a)到所述相对端(2b)的方向以第二比率单调减小，其中，所述第一比率与所述第二比率相等。

4.如权利要求2所述的通风进气系统(10)，其特征在于，所述通风进气壳体(2)上形成有多条所述排气格栅(3)，所述排气格栅(3)围绕所述中心轴线(X)均匀地分布在所述通风进气壳体(2)上。

5.如权利要求4所述的通风进气系统(10)，其特征在于，所述通风进气壳体(2)上总共形成有八条所述排气格栅(3)。

6.如权利要求4或5所述的通风进气系统(10)，其特征在于，所述排气格栅(3)形成在所述通风进气壳体(2)的所述横截面扩张段(2-1)和/或所述横截面收缩段(2-2)上。

7.如权利要求4所述的通风进气系统(10)，其特征在于，所述排气格栅(3)的长度是所述通风进气壳体(2)沿其中心轴线(X)的长度的一半或一半以上。

8.一种涡扇发动机核心舱(4)，在所述核心舱(4)的进气上游布置有至少一个如权利要求1至7中任一项所述的通风进气系统(10)，其中，冷却气流经由所述进气管(1)进入到所述通风进气壳体(2)，再经由所述排气格栅(3)放射状排放到所述核心舱(4)内，并最终从位于所述核心舱(4)下游的喷管末端环缝(6)排出所述核心舱(4)。

9.如权利要求8所述的涡扇发动机核心舱(4)，其特征在于，所述进气管(1)固接到核心舱壁面(5)。

10.一种飞行器，所述飞行器配备有如权利要求9所述的涡扇发动机核心舱(4)。

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