CN117145634A - 防冰系统、压气机和涡扇发动机 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种防冰系统、压气机和涡扇发动机，具有较好的防冰效果，可以避免二次流造成的损失，并可以提高封严效果。该涡扇发动机包括该压气机，该压气机包括该防冰系统，在该压气机的内涵进口处，该压气机的转子盘鼓与静子之间的间隙内形成第一封严腔室和第二封严腔室，该第一封严腔室和该第二封严腔室之间设置有封严结构；该防冰系统包括分流环、内涵进口导流叶片、引气管路和导叶流道，其中：该分流环包括引气入口和引气出口；该引气管路与该引气入口相连接，该引气管路用于从该压气机的位于该分流环的下游的其中一级向该分流环引入防冰引气；该导叶流道设置在该内涵进口导流叶片的内部，并连通该引气出口以及该第一封严腔室。

Description

防冰系统、压气机和涡扇发动机

技术领域

本发明涉及航空发动机防冰技术领域，具体涉及一种防冰系统、压气机和涡扇发动机。

背景技术

当飞机在飞行任务中遇到较冷的云层或在有结冰条件的地面工作时，发动机进口的某些表面比如分流环头部会产生结冰现象，如果没有采取防冰措施会出现严重结冰，结冰会影响发动机性能，甚至会毁损发动机，危及飞行安全，适航规章要求飞行中发动机部件上的结冰不影响发动机工作。

传统上的引气防冰方式从高压压气机引入高温高压气体至分流环内腔，使其温度升高以防止结冰，该气体随后从分流环前端排入内涵，以加热内涵气流。此方式会引入二次流，加之分流环附近局部流场易发生紊乱(尤其在非设计工况)，该二次流的引入会增加分流环附近局部流场发生紊乱的几率和紊乱的程度，进一步引起附加损失。

发明内容

本发明的一个目的是提供一种防冰系统，用于涡扇发动机的压气机，具有较好的防冰效果，可以避免二次流造成的损失，并可以提高压气机的封严效果。

为实现所述目的的防冰系统，用于涡扇发动机的压气机，其中：在所述压气机的内涵进口处，所述压气机的转子盘鼓与静子之间的间隙内形成第一封严腔室和第二封严腔室，所述第一封严腔室和所述第二封严腔室之间设置有封严结构；所述防冰系统包括分流环、内涵进口导流叶片、引气管路和导叶流道，其中：所述分流环包括引气入口和引气出口；所述引气管路与所述引气入口相连接，所述引气管路用于从所述压气机的位于所述分流环的下游的其中一级向所述分流环引入防冰引气；所述导叶流道设置在所述内涵进口导流叶片的内部，并连通所述引气出口以及所述第一封严腔室。

在所述的防冰系统的一个或多个实施方式中，所述防冰系统还包括设置在所述分流环的内部的集气腔，所述集气腔的内部与所述引气管路相连通，所述集气腔的腔壁设置有冲击孔，所述冲击孔贯穿所述腔壁，并与所述分流环的环壁相对。

在所述的防冰系统的一个或多个实施方式中，所述集气腔设置有多个所述冲击孔，所述多个冲击孔沿所述分流环的周向分布。

在所述的防冰系统的一个或多个实施方式中，所述集气腔设置有多个所述冲击孔，所述多个冲击孔分别与所述环壁的轴向截面上的不同位置相对。

在所述的防冰系统的一个或多个实施方式中，所述分流环包括多个所述引气入口，多个所述引气入口沿所述分流环的周向分布，所述引气管路包括多个分流管，所述多个分流管沿所述分流环的周向分布并分别连接至各所述引气入口。

在所述的防冰系统的一个或多个实施方式中，所述内涵进口导流叶片为空心叶片，所述空心叶片的内腔提供所述导叶流道。

该防冰系统通过在内涵进口导流叶片的内部设置连通分流环的内部和第一腔室的导叶流道，使防冰引气可以依次实现对分流环的防冰、对内涵进口导流叶片的防冰和对第一腔室的气封，可以充分利用该防冰引气实现较好的防冰效果，并提高内涵进口处的封严能力，且不会影响分流环附近的局部流场，可以避免二次流造成的损失，从而可以提高该涡扇发动机和该压气机的性能和安全性，该防冰系统的结构简单，易于制造，成本较低。

本发明的另一个目的是提供一种压气机，具有较好的防冰效果，可以避免二次流造成的损失，并可以提高封严效果。

为实现所述目的的压气机，包括前述的防冰系统。

在所述的压气机的一个或多个实施方式中，所述压气机包括低压压气机和高压压气机，所述引气管从所述高压压气机引出所述防冰引气。

在所述的压气机的一个或多个实施方式中，所述压气机包括低压压气机、中压压气机和高压压气机，所述引气管从所述中压压气机或所述高压压气机引出所述防冰引气。

本发明的又一个目的是提供一种涡扇发动机，具有较好的防冰效果，可以避免二次流造成的损失，并可以提高封严效果。

为实现所述目的的涡扇发动机，包括前述的压气机。

该涡扇发动机和该压气机通过采用该防冰系统，可以实现较好的防冰效果，并提高内涵进口处的封严能力，且不会影响分流环附近的局部流场，可以避免二次流造成的损失，从而可以提高该涡扇发动机和该压气机的性能和安全性。

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是根据一个实施方式的压气机的局部示意图。

图2是根据一个实施方式的防冰系统的局部示意图。

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。需要注意的是，附图均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此对本发明实际要求的保护范围构成限制。此外，本申请的一个或多个实施方式中的某些特征、结构或特点可以进行适当的组合。

根据本发明的一个实施方式的涡扇发动机包括如图1所示的压气机1，压气机1包括低压压气机10、高压压气机(未图示)和防冰系统20。

低压压气机10包括增压级11，增压级11包括静子机匣13、静子内环14、转子盘毂15、多级转子叶片16和多级导流叶片(静子叶片)17。静子机匣13位于静子内环14和转子盘毂15的径向外侧，转子叶片16安装在转子盘毂15上，导流叶片17的径向两侧分别连接到静子机匣13和静子内环14。

静子机匣13的上游端具有分流环18，分流环18位于风扇叶片19的下游，用于将进口气流分离为外涵道气流和内涵道气流两路，其中内涵道气流在向压气机1的下游流动的过程中，先后经过低压压气机10和高压压气机的压缩，气流的温度和压力逐渐升高。

在本发明的描述中，术语“上游”和“下游”指代相对于流体路径中的流体流动的相对流动方向。举例来说，“上游”是指流体流自的方向，而“下游”是指流体流至的方向。

参照图1和图2，防冰系统20包括分流环18、内涵进口导流叶片171(即多级导流叶片17中最靠近上游的第一级导流叶片)、引气管路21、集气腔22、导叶流道(未图示)和导叶出气口(未图示)。

分流环18包括环壁181、引气入口182和引气出口183，引气入口182和引气出口183贯穿环壁181。多个引气入口182沿分流环18的周向分布，多个引气出口183沿分流环18的周向分布，引气出口183位于内涵进口导流叶片171的径向外侧。

引气管路21与引气入口182相连接，引气管路21用于从压气机1的位于分流环18的下游的其中一级引出经过压缩后的气体作为防冰引气，并将该防冰引气输送至分流环18的内部，以对分流环18进行加热，达到防冰的效果。

可选地，该防冰引气从高压压气机的其中一级引出，具有较高的温度和压力，从而仅需较少的引气量即可达到较好的防冰效果和后述的封严效果。

在另一些实施方式中，压气机1还包括位于低压压气机10和高压压气机之间的中压压气机(未图示)，引气管路21从中压压气机或高压压气机引出防冰引气。

继续参照图1和图2，引气管路21包括控制阀211、引气分配管212和多个分流管213。控制阀211用于控制引气管路21的启闭或/和控制引气管路21内的气体流量。引气分配管212用于将从压气机1引出的气体分配至多个分流管213。多个分流管213沿分流环18的周向分布并分别连接至各引气入口182，以提高分流环18的周向上的温度均匀性，提高防冰效果。

集气腔22设置在分流环18的内部，与分流环18的环壁181通过支撑柱(未图示)或其他方式固定连接，集气腔22的内部与分流管213相连通。集气腔22的腔壁220设置有多个冲击孔221，冲击孔221贯穿集气腔22的腔壁220，并与分流环18的环壁181相对，以使集气腔22内的防冰引气通过冲击孔221冲击环壁181，通过冲击换热的方式进一步提高防冰效果。

集气腔22设置有多个冲击孔221，在周向上，多个冲击孔221沿分流环18的周向分布，从而使分流环18周向上的温度较为均匀，以提高防冰效果；在分流环18的轴向截面上，多个冲击孔221分别与环壁181的不同位置相对，例如分别与环壁181的径向外侧、径向内侧和位于上游侧的前缘相对，可以理解的是，图2所示的冲击孔221的位置和数量仅为示意，冲击孔221在轴向截面上的具体位置和数量应根据计算确定。

导叶流道设置在内涵进口导流叶片171的内部，并从内涵进口导流叶片171的径向外侧延伸至径向内侧，例如内涵进口导流叶片171为空心叶片，该空心叶片的内腔提供导叶流道，从而可以简化结构，减轻重量。

导叶流道通过引气出口183与分流环18的内部相连通，以使完成冲击换热后的防冰引气从分流环18进入导叶流道，从而提高内涵进口导流叶片171的温度，实现内涵进口导流叶片171的防冰，且防冰引气在内涵进口导流叶片171的内部流动，不会影响分流环18附近的局部流场，可以避免二次流造成的损失。

在航空发动机中，转动件和静止件之间不可避免的会留有间隙，导致发生气体泄漏，通常气体从高压侧通过该间隙漏向低压侧，需要通过封严减少该泄漏量，对泄漏气体的封严及控制是现代发动机必不可少的组成部分。

在低压压气机10的内涵进口处，静子内环14和转子盘毂15之间的间隙内形成第一封严腔室111与第二封严腔室112。第一封严腔室111与第二封严腔室112在低压压气机10的轴向上相邻。

第一封严腔室111与内涵进口导流叶片171的上游侧的进口气流相通，第二封严腔室112与内涵进口导流叶片171的下游侧的内涵道气流相通。由于内涵道气流的压力大于进口气流的压力，为防止气体从第二封严腔室112向第一封严腔室111泄漏，在第一封严腔室111和第二封严腔室112之间设置有封严结构113，例如采用篦齿结构或其他类型的封严结构。

篦齿封严是现代航空发动机中使用较为广泛的一种封严技术，目前篦齿封严的设计多是采用设计齿形及缩小间隙的方法来减小泄漏量，但对封严能力的提高有限。

第一封严腔室111至少部分位于内涵进口导流叶片171的径向内侧，导叶出气口贯穿内涵进口导流叶片171的根部和静子内环14，导叶出气口连通导叶流道与第一封严腔室111，以将导叶流道内的防冰引气引入第一封严腔室111，从而可以提高第一封严腔室111的压力，减小第一封严腔室111与第二封严腔室112之间的压差，减少从第二封严腔室112泄漏至第一封严腔室111的气体，以进一步提高封严效果，减少流场损失，提高压缩效率，并可以充分利用该防冰引气，避免将其直接排入内涵导致引入二次流。

该防冰系统20通过在内涵进口导流叶片171的内部设置连通分流环的内部和第一封严腔室111的导叶流道，使防冰引气可以依次实现对分流环18的防冰、对内涵进口导流叶片171的防冰和对第一封严腔室111的气封，可以充分利用该防冰引气实现较好的防冰效果，并提高内涵进口处的封严能力，且不会影响分流环18附近的局部流场，可以避免二次流造成的损失，从而可以提高该涡扇发动机和该压气机1的性能和安全性。

该防冰系统20的结构简单，易于制造，成本较低，不但适用于图1和图2所示的涡扇发动机和压气机1，也适用于其他结构形式的涡扇发动机和压气机1。

该涡扇发动机和该压气机1通过采用该防冰系统20，可以实现较好的防冰效果，并提高内涵进口处的封严能力，且不会影响分流环18附近的局部流场，可以避免二次流造成的损失，从而可以提高该涡扇发动机和该压气机1的性能和安全性。

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 (10)

1.防冰系统，用于涡扇发动机的压气机，其中：

在所述压气机的内涵进口处，所述压气机的转子盘鼓与静子之间的间隙内形成第一封严腔室和第二封严腔室，所述第一封严腔室和所述第二封严腔室之间设置有封严结构；

所述防冰系统包括分流环、内涵进口导流叶片、引气管路和导叶流道，其中：

所述分流环包括引气入口和引气出口；

所述引气管路与所述引气入口相连接，所述引气管路用于从所述压气机的位于所述分流环的下游的其中一级向所述分流环引入防冰引气；

所述导叶流道设置在所述内涵进口导流叶片的内部，并连通所述引气出口以及所述第一封严腔室。

2.如权利要求1所述的防冰系统，其特征在于，所述防冰系统还包括设置在所述分流环的内部的集气腔，所述集气腔的内部与所述引气管路相连通，所述集气腔的腔壁设置有冲击孔，所述冲击孔贯穿所述腔壁，并与所述分流环的环壁相对。

3.如权利要求2所述的防冰系统，其特征在于，所述集气腔设置有多个所述冲击孔，所述多个冲击孔沿所述分流环的周向分布。

4.如权利要求2所述的防冰系统，其特征在于，所述集气腔设置有多个所述冲击孔，所述多个冲击孔分别与所述环壁的轴向截面上的不同位置相对。

5.如权利要求1至4中任一项所述的防冰系统，其特征在于，所述分流环包括多个所述引气入口，多个所述引气入口沿所述分流环的周向分布，所述引气管路包括多个分流管，所述多个分流管沿所述分流环的周向分布并分别连接至各所述引气入口。

6.如权利要求1至4中任一项所述的防冰系统，其特征在于，所述内涵进口导流叶片为空心叶片，所述空心叶片的内腔提供所述导叶流道。

7.压气机，其特征在于，包括如权利要求1至6中任一项所述的防冰系统。

8.如权利要求7所述的压气机，其特征在于，所述压气机包括低压压气机和高压压气机，所述引气管从所述高压压气机引出所述防冰引气。

9.如权利要求7所述的压气机，其特征在于，所述压气机包括低压压气机、中压压气机和高压压气机，所述引气管从所述中压压气机或所述高压压气机引出所述防冰引气。

10.涡扇发动机，其特征在于，包括如权利要求7至9中任一项所述的压气机。