CN212359958U - 涡扇航空发动机防冰系统及分流环 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种涡扇发动机的分流环，包括防冰热气依次经过的进口集气腔和前缘环形通道，分流环还包括环形叶栅，环形叶栅由沿周向分布的多个叶片组成，并且设置于进口集气腔，经由环形叶栅，防冰热气的流向偏转成具有沿周向的速度分量，进而进入前缘环形通道。本实用新型还提供一种涡扇航空发动机防冰系统，包括前述的分流环。上述分流环可以提升防冰热气与分流环间的防冰换热效率，而无需提高引气压力或温度。

Description

涡扇航空发动机防冰系统及分流环

技术领域

本实用新型涉及一种涡扇航空发动机防冰系统，更特别地，涉及一种涡扇发动机的分流环。

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，普遍配置有防冰系统。

热气防冰系统是目前最为成熟的防冰系统，也是使用最为普遍的防冰系统，其主要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，其防冰形式通常为热气防冰。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。

在现有技术方案中，大多数技术方案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，例如，可以参见美国专利USC5680754A、US6561760B2以及欧洲专利EP2481893B1。

尽管传统方案通过限制热气流通面积提升了热气在分流环前缘附近的流速以达到强化热气与分流环前缘换热的目的，但是流速增加的同时也会导致单位质量热气驻留分流环内部时间的缩短，使得排气出口处的热气温度仍然维持在一个较高的水平。换言之，传统方案并不能将进入分流环的热气能量(焓)高效地转化为防冰的能量。此外，传统结构为了构造分流环前缘附近的狭窄流道，不得不增加分流环外环组件在前缘附近的厚度，这不但对热量的传递造成了阻碍，而且还使得相对高效的防冰换热区只能集中在分流环前缘附近的一小块区域，而无法完全覆盖部分工况下的整个水滴撞击区，造成结冰隐患。出于上述原因，为了保证防冰效果，传统方案只能提高引气压力和温度，从而造成引气量增加，间接导致了引气的浪费。

本实用新型意在提供一种分流环防冰换热结构，可以克服传统方案中的上述缺点。

实用新型内容

本实用新型的目的是提供一种分流环，可以提升防冰热气与分流环间的防冰换热效率，而无需提高引气压力或温度。

本实用新型提供一种涡扇发动机的分流环，包括防冰热气依次经过的进口集气腔和前缘环形通道，所述分流环还包括环形叶栅，所述环形叶栅由沿周向分布的多个叶片组成，并且设置于所述进口集气腔，经由所述环形叶栅，所述防冰热气的流向偏转成具有沿周向的速度分量，进而进入所述前缘环形通道。

在一个实施方式中，沿所述防冰热气的流向，所述环形叶栅紧接在所述前缘环形通道的上游。

在一个实施方式中，沿所述防冰热气的流向，所述环形叶栅的子午流道朝向下游逐渐收缩。

在一个实施方式中，所述环形叶栅中，所述多个叶片沿周向均匀分布。

在一个实施方式中，所述环形叶栅中，每个叶片的进口角在±45°以内。

在一个实施方式中，所述环形叶栅中，每个叶片的出口角非零且在±45°角以内。

在一个实施方式中，所述环形叶栅中，每个叶片的周向最大厚度在2mm～30mm。

在一个实施方式中，在所述分流环的子午面上，所述前缘环形通道沿所述分流环的外壁表面的延伸方向延伸。

在一个实施方式中，所述分流环还包括出口通道，所述出口通道连通所述前缘环形通道并且沿所述防冰热气的流向位于所述前缘环形通道的下游，所述出口通道具有设置于所述分流环的内壁表面且径向向内开放的热气出口，供所述防冰热气流出。

本实用新型还提供一种涡扇航空发动机防冰系统，包括前述的分流环。

上述分流环中设置有环形叶栅，防冰热气进入分流环的前缘环形流道之前会先通过环形叶栅。环形叶栅本身具有限制流通面积的作用，可以减小传统方案中用于构造狭窄环形通道的分流环的外环壁的壁厚，从而降低传热的热阻。同时，环形叶栅可以改变防冰热气的流向，使其轴向速度减小而周向速度增加，这样气流会以螺旋形运动代替直线运动通过分流环的前缘环形通道，使单位质量热气流出分流环的时间变长，从而在不需要提高引气压力或温度的情况下提升热气与分流环间的换热效率。

附图说明

本实用新型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是现有技术中的分流环的结构示意图。

图2是根据本实用新型的示例性分流环的子午面的结构示意图。

图3是根据本实用新型的示例性分流环的后视图。

图4是根据本实用新型的示例性分流环的立体图。

图5是环形叶栅的叶片分布的示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施方式和附图对本实用新型作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本实用新型，但是本实用新型显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本实用新型内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施方式的内容限制本实用新型的保护范围。

例如，在说明书中随后记载的第一特征在第二特征上方或者上面形成，可以包括第一特征和第二特征通过直接联系的方式形成的实施方式，也可包括在第一特征和第二特征之间形成附加特征的实施方式，从而第一特征和第二特征之间可以不直接联系。进一步地，当第一元件是用与第二元件相连或结合的方式描述的，该说明包括第一元件和第二元件直接相连或彼此结合的实施方式，也包括采用一个或多个其他介入元件加入使第一元件和第二元件间接地相连或彼此结合。

图1示出了传统的发动机分流环防冰传热结构。图1中，分流环10a包括进口集气腔3a和前缘环形通道1a，防冰热气经由进口集气腔3a进入前缘环形通道1a。图1还示出了由分流环10a分流的两股气流的进气方向IG1和IG2。为了使气流高速流过前缘环形通道1a与分流环10a换热，通常需要构造狭窄的前缘环形通道1a，而在分流环10a的外形尺寸不变的情况下，为了构造狭窄的前缘环形通道1a，通常外环壁6a在前缘环形通道1a的对应位置的壁厚很厚。前缘环形通道1a也可以称之为防冰流道，进口集气腔3a也可以称之为防冰集气腔。

发明人分析认为，导致如图1所示的传统方案中防冰热气与分流环10换热效率不高的主要原因有以下两方面：单位质量热气在分流环10内部驻留时间较短；为了维持较高的前缘换热系数从结构上限制了流道尺寸，但同时导致了除前缘以外区域热阻的增加。

因而，本实用新型意在对传统方案进行改进，采用一种高效的防冰换热结构来代替目前的传统结构。

根据本实用新型的涡扇发动机的分流环10如图2、图3和图4所示。为了方便描述，分流环10具有轴向X0、径向R0和周向C0，分流环10的轴向X0、径向R0和周向C0也即涡扇发动机的轴向、径向和周向。涡扇发动机中，主流大致沿轴向X0进气，图2中还将相对于主流进气位于上游的一侧称之为前侧，相对于主流进气位于上游的一侧称之为后侧。涡扇发动机也可以称之为涡轮风扇发动机，可以是涡扇航空发动机，分流环10可以包括在涡扇航空发动机防冰系统中，防止涡扇航空发动机的部件结冰。需要理解，附图均仅作为示例，并非是按照等比例的条件绘制的，不应该以此作为对本实用新型实际要求的保护范围构成限制。

分流环10包括防冰热气依次经过的进口集气腔3和前缘环形通道1。图2示出了分流环10的子午面上防冰热气的流向FL，包括在进口集气腔3的进气方向GI，在前缘环形通道1的流动方向GM，在热气出口4的出气方向GO。分流环10的子午面也即经过分流环10的中心轴线O1(图3中示出)的平面。防冰热气沿进气方向GI进入进口集气腔3，然后经过前缘环形通道1，然后经由热气出口4出来，进口集气腔3、前缘环形通道1以及后面将会描述的出口通道8等构成热气通道。在进口集气腔3和前缘环形通道1中，防冰热气大致从后向前流动。

分流环10还包括环形叶栅2。环形叶栅2由沿周向C0分布的多个叶片5组成，并且设置于进口集气腔3。经由环形叶栅2，防冰热气的流向FL偏转成具有沿周向C0的速度分量，进而进入前缘环形通道1。换言之，环形叶栅2为圆环形，让流向FL发生偏转，使得防冰热气不再仅在图2中的子午面上从后向前流入前缘环形通道1，还具有垂直于子午面的速度分量。

分流环10中，在分流环10中增设环形叶栅2可以限制流通面积，从而减小换热热阻。而且，环形叶栅2改变了防冰热气的流向FL，使得防冰热气不是大致沿直线而是可以大致沿螺旋线通过分流环10内部的防冰流道。分流环10中，防冰热气经由环形叶栅2再进入前缘环形通道1，可以减小传热热阻，同时提升单位质量热气在分流环10尤其是前缘环形通道1内的驻留时间，从而使防冰热气与分流环10的换热更为充分，因而可以提升换热效率，最终可以降低引气流量(压力)和温度。

图示实施方式中，沿防冰热气的流向FL，环形叶栅2可以紧接在前缘环形通道1的上游。换言之，环形叶栅2和前缘环形通道1之间无其它构件，防冰热气经过环形叶栅2出来可以立刻进入前缘环形通道1。

图示实施方式中，沿防冰热气的流向FL，环形叶栅2的子午流道S2朝向下游逐渐收缩。环形叶栅2的子午流道S2也即环形叶栅2中由相邻的两个叶片5限定的流道在子午面(图2的纸面)上的投影。分流环10还具有外环壁6和内环壁7，外环壁6和内环壁7是相对于径向R0分别位于外侧和内侧的两个分壁。外环壁6的靠向径向外侧的外表面是分流环10的外壁表面62，内环壁7靠向径向内侧的内表面是分流环10的内壁表面72。参见图2可以看到，外环壁6还具有限定进口集气腔3的内侧面61，内环壁7还具有限定进口集气腔3的外侧面71的作用。环形叶栅2的子午流道S2由外环壁6的内侧面61和内环壁7的外侧面71限定。图2中，外环壁6的内侧面61沿防冰热气的流向FL朝向下游(图2中，向前)向下倾斜，内环壁7的外侧面71沿防冰热气的流向FL朝向下游(图2中，向前)逐渐向上弯曲，从而使得子午流道S2朝向下游逐渐收缩。环形叶栅2的子午流道S2呈收缩形式，便于实现热气通道从进口集气腔3向前缘环形通道1的过渡。

图2示出的实施方式中，在分流环10的子午面上，前缘环形通道1可以沿分流环10的外壁表面62的延伸方向E1延伸。进一步，图2中，前缘环形通道1的宽度尺寸w1可以沿延伸方向E1不变，前缘环形通道1的宽度尺寸w1是垂直于延伸方向E1的尺寸。可以理解，在整个分流环10的结构中，前缘环形通道1大体为截锥形的环状结构，因而，前缘环形通道1朝向下游沿防冰热气的流向FL呈收缩形式。

图2示出的实施方式中，分流环10还可以包括出口通道8。出口通道8连通前缘环形通道1并且沿防冰热气的流向FL位于前缘环形通道1的下游。出口通道8可以具有设置于分流环1的内壁表面72且径向向内开放的热气出口4，供防冰热气流出。进一步，图2示出的实施方式中，分流环10还可以包括弯曲通道9，弯曲通道9过渡连接前缘环形通道1和出口通道8，使出口通道8连通前缘环形通道1，并且使得防冰热气从在前缘环形通道1大致从后向前的流动转变成在出口通道8大致从前向后的流动。

参见图3和图4，环形叶栅2中，多个叶片5可以沿周向C0均匀分布。环形叶栅2中，可以沿周向C0分布有大概50-300个叶片5，例如可以根据分流环10的半径的不同来设置。

参见图5，图5示出了沿周向C0展开时环形叶栅2中叶片5的叶型分布。图5中以一个叶片为例，示出了叶片5的进口角θ1和出口角θ2。防冰热气的进气方向GI也即热气流入方向，叶片5的进口角θ1为进气方向GI与前缘叶型中弧线的夹角，叶片5的出口角θ2为流出进气方向GI与尾缘叶型中弧线的夹角。每个叶片5的进口角θ1可以在±45°以内，更优选地，每个叶片5的进口角θ1为0°。换言之，环形叶栅2的叶片5进气方向GI与前缘叶型中弧线维持在45°的正负攻角以内，优选地，环形叶栅2的叶片5的前缘叶型中弧线与热气流入方向一致。这样可以减小气流流动损失。每个叶片5的出口角θ2非零且在±45°角以内。换言之，环形叶栅2的叶片5的尾缘叶型中弧线向周向C0偏转45°角以内，这样可以在不导致气流分离的情况下尽可能增加防冰热气的周向流速。

图5中还示出了叶片5的周向最大厚度t5。叶片5的周向最大厚度t5也即叶片5沿周向C0的最大厚度。每个叶片5的周向最大厚度t5可以在2mm～30mm，例如可以根据热气流量、流通面积以及叶片数量共同确定。

实际设计时，环形叶栅2所限制的最小流通面积可以设计成满足分流环10在最严苛工况下的防冰流量需求。环形叶栅2与进口集气腔3其它部分及前缘环形通道1连接的部分可以保证气动平滑，以减小流动阻力。

上述分流环10中，增设有一圈环形叶栅2，环形叶栅2本身可以限制流通面积，因而可以减小用于构造狭窄环形流道的分流环10的外环壁的壁厚，从而降低传热的热阻。同事，环形叶栅2使得防冰热气沿周向C0具有速度分量，防冰热气的气流会以螺旋形运动代替直线运动通过分流环10的前缘环形通道1，使单位质量热气流出分流环10的时间变长，让防冰热气与分流环10的金属表面间的换热更为充分，从而提升防冰热气与分流环10间的换热效率。因此，上述分流环10可以节省防冰引气用量或者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，对发动机经济性指标的提升有积极的贡献。

本实用新型虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本实用新型，任何本领域技术人员在不脱离本实用新型的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。例如，不同实施方式下的变换方式可以进行适当组合。因此，凡是未脱离本实用新型技术方案的内容，依据本实用新型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，均落入本实用新型权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种涡扇发动机的分流环，包括防冰热气依次经过的进口集气腔和前缘环形通道，其特征在于，

所述分流环还包括环形叶栅，所述环形叶栅由沿周向分布的多个叶片组成，并且设置于所述进口集气腔，经由所述环形叶栅，所述防冰热气的流向偏转成具有沿周向的速度分量，进而进入所述前缘环形通道。

2.如权利要求1所述的分流环，其特征在于，

沿所述防冰热气的流向，所述环形叶栅紧接在所述前缘环形通道的上游。

3.如权利要求1所述的分流环，其特征在于，

沿所述防冰热气的流向，所述环形叶栅的子午流道朝向下游逐渐收缩。

4.如权利要求1所述的分流环，其特征在于，

所述环形叶栅中，所述多个叶片沿周向均匀分布。

5.如权利要求1所述的分流环，其特征在于，

所述环形叶栅中，每个叶片的进口角在±45°以内。

6.如权利要求1所述的分流环，其特征在于，

所述环形叶栅中，每个叶片的出口角非零且在±45°角以内。

7.如权利要求1所述的分流环，其特征在于，

所述环形叶栅中，每个叶片的周向最大厚度在2mm～30mm。

8.如权利要求1所述的分流环，其特征在于，

在所述分流环的子午面上，所述前缘环形通道沿所述分流环的外壁表面的延伸方向延伸。

9.如权利要求1所述的分流环，其特征在于，

所述分流环还包括出口通道，所述出口通道连通所述前缘环形通道并且沿所述防冰热气的流向位于所述前缘环形通道的下游，所述出口通道具有设置于所述分流环的内壁表面且径向向内开放的热气出口，供所述防冰热气流出。

10.一种涡扇航空发动机防冰系统，其特征在于，包括如权利要求1至9中任一项所述的分流环。

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