CN117662299A - 分流环及包含其的航空发动机和飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种分流环及包含其的航空发动机和飞行器，所述分流环内设有环形空腔，所述分流环上连接有进气管，所述进气管向所述环形空腔内供气体，所述分流环还包括有导流件，所述导流件设于所述环形空腔内，所述导流件沿气体导流方向的一端朝着所述环形空腔的周向方向设置，且所述导流件沿气体导流方向的另一端对应所述进气管与所述环形空腔的连通处设置。本发明通过导流件来增强气体，尤其是进气管供向分流环环形空腔内的高温气体的循环流动率，使得高温气体遍布环形空腔各个位置，进而通过高温气体加热环形空腔内壁，增加分流环的热效率，提高了分流环加热并去除分流环遇冷空气结冰的效率，保证了航空器的飞行安全。
Description
技术领域
本发明涉及一种分流环及包含其的航空发动机和飞行器。
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一根分配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环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，这也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腔壁上，导致此处的壁面温度较高，而远离管口的壁面依旧会存在一定的温差，气流的均匀性差，并且在飞行过程中所遇到冷空气会在温度较低的分流环表面结冰，进而影响飞行安全。
发明内容
本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中流入分流环内的气体流动性差的缺陷，提供一种分流环及包含其的航空发动机和飞行器。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题：
一种分流环，所述分流环内设有环形空腔，所述分流环上连接有进气管，所述进气管向所述环形空腔内供气体，所述分流环还包括有导流件，所述导流件设于所述环形空腔内，所述导流件沿气体导流方向的一端朝着所述环形空腔的周向方向设置，且所述导流件沿气体导流方向的另一端对应所述进气管与所述环形空腔的连通处设置。
在本方案中，导流件对应进气管设置，且导流件的一端向环形空腔的轴向方向延伸，进气管所供气体流向导流件并通过导流件使得气体沿环形空腔的周向流动，提高了气体在环形空腔内流动的均匀性，并且，当气体为高温气体时能够加热所流过的环形空腔的内壁，进而实现分流环周向被均匀加热并通过分流环被均匀加热而去除分流环外周侧上所结的冰，保证了航空器的飞行安全。
较佳地，所述导流件连接于所述环形空腔的内壁上。
在本方案中，导流件的端部沿环形空腔内的周向方向延伸，而导流件的侧部连接于环形空腔的内壁上，即环形空腔的上下两内壁通过导流件连接，导流件能够增加环形空腔内的支撑点，以此增加分流环的结构强度，在此基础上，分流环的壁面可以更加薄，在保证强度的背景下分流环的内壁能够更快被高温气体所加热，融化分流环外周侧上的冰的速率提升。
较佳地，所述进气管沿所述分流环的周向设有多个，所述环形空腔内对应多个所述进气管设有多个导流件。
在本方案中，进气管和导流件设有多个，其目的在于，保证气体沿环形空腔内的周向方向流动，提升气体的流动性和均匀性，以使得气体在环形空腔内流动时形成沿分流环的径向方向流动的气流环，此为本申请的一种较佳的结构设置。
较佳地，多个所述导流件沿所述环形空腔的中间部分的圆周方向设置。
在本方案中，导流件的一端沿分流环的径向方向延伸，以使得从进气管流入的高温气体沿分流环内的环形空腔的径向方向流动，进一步地，将导流件设于环形空腔的中间部分，以使得高温气体绕环形空腔的中间部分流动并循环，在循环过程中，高温气体还可通过向环形空腔的两侧扩散以此增加高温气体的流动性，实现高温气体能够循环到环形空腔的各个位置，并对应提升分流环加热除冰的能力，以保证航空器的飞行安全。
较佳地，所述环形空腔内设有壁面，所述壁面远离所述进气管设置且所述壁面分隔所述环形空腔并形成有前腔和后腔，所述导流件位于所述后腔内，所述壁面上开设有通道，所述进气管通过所述通道向所述前腔供气体。
在本方案中，环形空腔内还设有前腔和后腔，后腔与进气管连通，而前腔与后腔则通过通道连通，进气管向后腔内供高温气体，一部分高温气体经通道流向前腔，而前腔的内壁相对于后腔来说更靠近飞行过程中所遇到的冷空气，也就是说前腔同样容易遇冷空气结冰，对于前腔的供高温气体除冰也十分重要。
较佳地，所述前腔的截面呈锥形，所述前腔的内壁上设有排气口，所述后腔与所述排气口通过所述通道连通。
在本方案中，前腔的截面为锥形其目的在于更好的分割空气，以使得在飞行过程中减少空气阻力，另外，前腔通过冲击换热的方式增加热效率，即高温气体通过通道冲击前腔内壁，以达到快速提升前腔内壁温度并通过提升温度后的前腔来去除冷空气在分流环前缘部分所结的冰，而供向前腔的高温气体则通过排气口进行排除，避免高温气体降温后依然积蓄在前腔内而使得前腔的外周侧又重新出现结冰的情况，此为本申请的一种较佳的结构设置。
较佳地，所述通道为沿所述分流环的轴线方向设置的气孔，所述气孔对应所述前腔的内壁上，所述排气口与所述气孔位于不同方向上。
在本方案中，气孔沿分流环轴向设置，气孔与排气口连通，通过气孔供高温气体，而排气口与气孔位于不同方向上，以避免流入前腔的高温气体还未加热前腔内壁就通过排气口排出，以此延长高温气体在前腔内的停留时间。
较佳地，所述气孔设有多个，所述排气口沿竖直方向设置且位于所述前腔的底部内壁上，所述排气口对应所述气孔设有多个。
在本方案中，气孔设置多个以提高高温气体冲击前腔内壁增加了前腔的加热除冰的热效率，同时，排气口也设置多个便于在高温气体加热前腔内壁后降温至热效率降低前，通过排气口将降温了的气体排出前腔，以保证前腔能够持续高温，来去除分流环前缘上所结的冰。
较佳地，所述排气口为贯穿所述前腔的内壁的通槽，所述通槽为绕所述分流环周向的环形通槽。
在本方案中，排气口也可以为通槽，即排气口为绕分流环周向的环形通槽，以此提升前腔的排气效率，当然也可以选用其他结构，其目的同样是为了排除降温后的气体，以保证前腔的持续高温并有效去除冷空气在分流环前缘上所结的冰。
一种航空发动机，包括上述任意一项所述的分流环。
在本方案中，采用上述分流环的航空发动机其去除发动机周侧的遇冷空气所结的冰的效率更高，通过导流件增强了高温气体在发动机前分流环内的循环效率，进而提升了分流环的热效率，除冰效果更佳。
一种飞行器，其包括如上述所述的航空发动机。
本发明的积极进步效果在于：本发明通过导流件来增强气体，尤其是进气管供向分流环环形空腔内的高温气体的循环流动率，使得高温气体遍布环形空腔各个位置，进而通过高温气体加热环形空腔内壁，增加分流环的热效率，提高了分流环加热并去除分流环遇冷空气结冰的效率，保证了航空器的飞行安全。
附图说明
图1为本发明一实施例的航空发动机的防冰系统的示意图。
图2为本发明一实施例的分流环的工作状态示意图。
图3为本发明一实施例的分流环的结构示意图。
图4为本发明一实施例的导流件的工作状态示意图。
图5为本发明一实施例的导流件的立体图。
图6为本发明一实施例的环形空腔的气体流动示意图。
图7为本发明一实施例的环形空腔的气体流动侧视图。
附图标记说明：
短舱1
分流环2
环形空腔21
壁面211
通道2111
前腔212
后腔213
导流件22
排气口23
支板3
高压压气机4
燃烧室5
高压涡轮6
引气装置7
控制阀门8
进气管9
具体实施方式
下面通过实施例的方式进一步说明本发明，但并不因此将本发明限制在所述的实施例范围之中。
如图1所示，航空发动机包括核心机，短舱1、分流环2，分流环通过支板3支撑在短舱1中，分流环2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4、燃烧室5和高压涡轮6，高压压气机4将空气进一步压缩后排放到燃烧室5，燃油和空气混合后进行燃烧，再将燃气排放到高压涡轮6，将能量转换为机械能。经过高压压气机4压缩后的空气温度可能达到600℃，通过引气装置7将高压压气机4处的空气引出，引气装置7再经控制阀门8后达到进气管9，经进气管9喷入分流环2中。
本实施例提供一种分流环，其具体结构如图3、图6和图7所示，分流环2为环形件且分流环2内设有环形空腔21，分流环上连接有进气管9，进气管9向环形空腔21内供气体，进入环形空腔21内的气体能够填充环形空腔21，并且当气体通过高压压气机4压缩后温度可达到600℃，即高温气体，通过高温气体填充环形空腔21并利用高温气体与环形空腔21的内壁接触而提升分流环2的表面温度，以此加热分流环2的表面，从而去除分流环2的表面遇冷空气，如含水滴或冰晶的空气而附着在分流环2上并结冰，以达到热气除冰或加热除冰的效果，提升航空器的飞行安全。
此外，如图3、图5所示，分流环2还包括有导流件22，导流件22设于环形空腔21内，导流件22沿高温气体导流方向的一端朝着环形空腔21的周向方向设置，且导流件22沿高温气体导流方向的另一端对应进气管9与环形空腔21的连通处设置，导流件22的两端之间形成弧形表面，弧形表面用于改变流入环形空腔21内的气流方向，而弧形表面的曲率计算公式具体为靠近进气管9的一侧为内壁面，内壁面的曲率计算公式为y＝0.0009898x3-0.06538x2+1.798x+0.16，相应地，远离进气管9的一侧为外壁面，外壁面的曲率计算公式为y＝0.001195x3-0.08208x2+1.984x+3.044，也就是说，导流件22的一端沿环形空腔21内的周向方向延伸，高温气体进入环形空腔21内后，对应喷在导流件22的弧形表面，而通过导流件22向环形空腔21内的周向方向延伸以使得高温气体进一步在环形空腔21内绕环形空腔21流动，以此提高高温气体的流动率，相比于高温气体直接喷入环形空腔21来说，高温气体在环形空腔21内的流动距离大大增加，同时，高温气体能够加热的环形空腔21内壁面积更大，提高了分流环2的热效率和热均匀性，并且缩短了分流环2加热除冰所需的时间，对于高速飞行的航空器来说，其飞行安全得到更可靠的保障，避免冰块落入发动机风扇所引起的发动机叶片受损等问题。
进一步地，如图3、图4所示，导流件22的端部朝着环形空腔21内的周向方向延伸，而导流件22的侧部连接于环形空腔21的上下内壁上，其目的之一在于，提高导流件22的结构稳定性，以此避免被压缩后的高温气体在通过进气管9进入环形空腔21内时，喷入速度过快而将导流件22冲散，以此保证导流件22持续稳定的将高温气体导向环形空腔21的周向方向；另一目的在于，环形空腔21的上下两内壁通过导流件22连接，导流件22能够作为环形空腔21内的支撑点以支撑上下两内壁，其作用相当于一个支撑柱或支撑板，以此增加分流环2的结构强度，在此基础上，分流环2的内壁厚度可以更加适当减小，在保证强度的背景下分流环2的内壁能够更快被高温气体所加热，提升了分流环2的热效率和热均匀性。
优选的，导流件22的一侧与环形空腔21的下内壁焊接，导流件22的另一侧与环形空腔21的上内壁搭接，以此保证导流件22的结构稳定性，导流件22在改变高温气体的流向过程中，由于导流件22多选用金属材质，其被高温气体喷射后自身温度随之升高，为保证导流件22的结构稳定的，通过将导流件22与分流环2的环形空腔21内壁采用同种材质以防止导流件22被高温气体加热后出现形变，以此避免分流环2在高速飞行持续通过进气管9供高温气体时，分流环2局部结构形变而出现的飞行安全问题。
如图4、图6所示，为了提高分流环2的热效率，可将进气管9沿分流环2的周向设有多个，环形空腔21内对应多个进气管9设有多个导流件22，本实施例中选用进气管9为10根，相邻两进气管9之间间隔设置并同时向环形空腔21内供高温气体，进气管9的数量不宜过多，以避免分流环2结构过重影响航空器飞行，而多个导流件22的一端均沿环形空腔21的周向延伸，多个导流件22的导流方向相同，且导流件22的另一端与分流环2的轴线方向相同，使得高温气体在环形空腔21内形成环向流动的高温气体，即顺时针环向流动或逆时针环向流动，环向流动的高温气体其流动性和热均匀性更佳。
如图3、图4所示，在本实施例中环形空腔21内设有壁面211，壁面211沿竖向远离进气管9设置且通过壁面211将环形空腔21分隔并形成有前腔212和后腔213，导流件22位于后腔213内，进气管9与后腔213连通，壁面211上沿水平方向开设有通道2111，前腔212与后腔213通过通道2111连通，而进气管9能够通过通道2111向前腔212供高温气体，如图2所示，前腔212对应分流环2外表面的前缘，而后腔213对应分流环2外表面的后缘，通过导流件22提升高温气体的流动率主要体现在后缘的加热上，而前腔212与后腔213连通，则是通过通道2111使得高温气体在提升流动率的基础上流向前腔212内的高温气体增加，部分高温气体经通道2111流向前腔212，以此提高前腔212的热效率，而前腔212的内壁相对于后腔213来说更靠近飞行过程中所遇到的冷空气，也就是说前腔212同样容易遇冷空气结冰，对于前腔212的供高温气体除冰也是提高分流环2热效率的方式。
同时，由于前腔212会先于后腔213遇冷空气，所以将前腔212的截面加工成锥形，其目的在于更好的分割空气，以使得在飞行过程中减少空气阻力，另外，前腔212的内壁上设有排气口23，后腔213与排气口23通过通道2111连通，也就是说从进气管9供向后腔213的高温气体通过通道2111流入前腔212，而流入前腔212的高温气体则喷向前腔212的内壁上并加热前腔212的内壁，即前腔212通过冲击换热的方式增加分流环2的热效率，而流入前腔212的高温气体在将前腔212的内壁加热后，高温气体自身温度则会降低，温度降低后的高温气体对于前腔212的内壁的热效率提升变得缓慢，不利于分流环2加热除冰，此时，通过排气口23将降温后的高温气体排出，以便加快高温气体循环进前腔212的效率，将温度高的高温气体重新通过通道2111导入前腔212，以实现前腔212的持续加热除冰，避免高温气体降温后分流环2的前缘重新结冰的情况。
进一步地，通道2111为沿分流环2的轴线方向设置的气孔，气孔贯通壁面211并对应前腔212的内壁上，以使得高温气体进入前腔212后直接喷向前腔212的内壁，而排气口23沿分流环2的径向方向设置且位于前腔212的底部内壁上，排气口23并不对应气孔设置，以避免流入前腔212的高温气体还未加热前腔212内壁就通过排气口23排出，以此延长高温气体在前腔212内的停留时间，提高了分流环2的热效率。
当然，气孔设有多个，排气口23对应气孔设有多个，通过增加气孔的方式以提高高温气体冲击前腔212内壁的进气量，以增加了前腔212的加热除冰的热效率，同时，排气口23也设置多个便于在高温气体加热前腔212内壁后降温至热效率降低前，通过排气口23将降温了的气体排出前腔212，以保证前腔212能够持续高温，来去除分流环2前缘上所结的冰。
在本实施例的一种较佳实施方式中，排气口23为贯通前腔212的内壁的通槽，通槽为绕分流环2周向的环形通槽，以此提升前腔212的排气效率，其目的是为了排除降温后的高温气体，以保证前腔212的持续高温并有效去除冷空气在分流环2前缘上所结的冰，当然排气口23也可为圆孔或其他结构，此为现有技术，在此不做过多赘述。
本实施例还提供一种航空发动机，包括上述的分流环2，采用上述分流环2的航空发动机，其去除发动机周侧的遇冷空气所结的冰的效率更高，通过导流件22增强了高温气体在发动机前分流环2内的循环效率，进而提升了分流环2的热效率和热均匀性，除冰效果更佳。
本实施例还提供一种飞行器，其包括如上述的航空发动机，采用上述航空发动机能够快速去除分流环2上遇冷空气后所结的冰，采用导流件22提升高温气体的流动性，以此提升分流环2各个位置的加热除冰能力，进而缩短除冰时间，以保证飞行器或航空器的飞行安全。
虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。
Claims (11)
1.一种分流环，所述分流环内设有环形空腔，所述分流环上连接有进气管，所述进气管向所述环形空腔内供气体，其特征在于，所述分流环还包括有导流件，所述导流件设于所述环形空腔内，所述导流件沿气体导流方向的一端朝着所述环形空腔的周向方向设置，且所述导流件沿气体导流方向的另一端对应所述进气管与所述环形空腔的连通处设置。
2.如权利要求1所述的分流环，其特征在于，所述导流件连接于所述环形空腔的内壁上。
3.如权利要求1所述的分流环，其特征在于，所述进气管沿所述分流环的周向设有多个，所述环形空腔内对应多个所述进气管设有多个导流件。
4.如权利要求3所述的分流环，其特征在于，多个所述导流件沿所述环形空腔的中间部分的圆周方向设置。
5.如权利要求1所述的分流环，其特征在于，所述环形空腔内设有壁面，所述壁面远离所述进气管设置且所述壁面分隔所述环形空腔并形成有前腔和后腔，所述导流件位于所述后腔内，所述壁面上开设有通道，所述进气管通过所述通道向所述前腔供气体。
6.如权利要求5所述的分流环，其特征在于，所述前腔的截面呈锥形，所述前腔的内壁上设有排气口，所述后腔与所述排气口通过所述通道连通。
7.如权利要求6所述的分流环，其特征在于，所述通道为沿所述分流环的轴线方向设置的气孔，所述气孔对应所述前腔的内壁上，所述排气口与所述气孔位于不同方向上。
8.如权利要求7所述的分流环，其特征在于，所述气孔设有多个，所述排气口沿竖直方向设置且位于所述前腔的底部内壁上，所述排气口对应所述气孔设有多个。
9.如权利要求7所述的分流环，其特征在于，所述排气口为贯穿所述前腔的内壁的通槽，所述通槽为绕所述分流环周向的环形通槽。
10.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1-9任意一项所述的分流环。
11.一种飞行器，其特征在于，其包括如权利要求10所述的航空发动机。
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