CN213627789U - 航空发动机分流装置以及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种航空发动机分流装置以及航空发动机，涉及航空发动机领域，用于优化航空发动机的结构。该航空发动机分流装置包括第一机匣、第二机匣以及前缘机匣。第二机匣与第一机匣形成锥形的进气腔。前缘机匣设置于进气腔的出口处；且前缘机匣和第一机匣之间形成第一流道，前缘机匣第二机匣之间形成第二流道；第一流道和第二流道均与进气腔连通。上述技术方案提供的航空发动机分流装置，直接采用第一机匣与前缘机匣形成第一流道、直接采用第二机匣与前缘机匣形成第二流道。上述设置方式，直接采用部件与部件之间的狭缝形成流道，对流道结构进行了优化，使得防冰性能得到改善。

Description

航空发动机分流装置以及航空发动机

技术领域

本实用新型涉及航空发动机领域，具体涉及一种航空发动机分流装置以及航空发动机。

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。对于航空发动机部件，如帽罩、风扇叶片、进气支板及发动机传感器等，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。

分流环一般位于发动机进口旋转风扇后，可将进口气流分离为外涵道气流和内涵道气流两路。由于分流环位于发动机进口位置且为静止部件，在遭遇结冰天气时，表面容易发生结冰。分流环表面发生结冰会改变原有的分流环气动外形，使发动机的工作偏离设计状态；结冰通常还会引起流道沿周向的不均匀阻塞，可能导致进气畸变或喘振；如果结冰较为严重，脱落的冰块还极有可能被吸入发动机内涵并与高速旋转的发动机叶片发生碰撞，造成发动机的结构性损伤。

相关技术中，分流环热气防冰技术使用狭缝换热技术，通过狭缝流动对分流环前缘进行加热，使其达到防冰的效果。

发明人发现，现有技术中至少存在下述问题：狭缝结构热气流动较为微弱，通过增加流动距离来增加换热面积，对分流环前缘加热效果有限。同时防冰引气直接正对发动机主流道，会对主流道流动产生较大干扰。引气发动机流动损失，降低发动机功率。

实用新型内容

本实用新型提出一种航空发动机分流装置以及航空发动机，用以优化航空发动机的防冰性能。

本实用新型实施例提供一种航空发动机分流装置，包括：

第一机匣；

第二机匣，与所述第一机匣形成锥形的进气腔；以及

前缘机匣，设置于所述进气腔的出口处；且所述前缘机匣和第一机匣之间形成第一流道，所述前缘机匣第二机匣之间形成第二流道；所述第一流道和所述第二流道均与进气腔连通。

在一些实施例中，所述进气腔被构造为锥形的，且越靠近前缘机匣，所述进气腔的流通面积越小。

在一些实施例中，所述第一流道和所述第二流道的流通面积之和小于所述进气腔的出口处的流通面积。

在一些实施例中，所述第一流道和所述第一机匣的外表面的夹角呈钝角；和/或，所述第二流道和所述第二机匣的外表面的夹角呈钝角。

在一些实施例中，所述第一流道和所述第二流道均与所述进气腔直接连通。

在一些实施例中，所述第一流道和所述第二流道均与所述进气腔的出口直接连通。

在一些实施例中，所述前缘机匣朝向所述第一机匣的侧边设置有第一连接部；和/或，所述前缘机匣朝向所述第二机匣的侧边设置有第二连接部。

本实用新型另一些实施例提供一种航空发动机，包括本实用新型任一技术方案所提供的航空发动机分流装置。

上述技术方案提供的航空发动机分流装置，直接采用第一机匣与前缘机匣形成第一流道、直接采用第二机匣与前缘机匣形成第二流道。上述设置方式，直接采用部件与部件之间的空隙形成流道，对流道结构进行了优化，使得防冰性能得到改善。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，构成本申请的一部分，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中：

图1为本实用新型实施例提供的航空发动机分流装置气流流向示意图；

图2为本实用新型实施例提供的航空发动机分流装置分解结构示意图；

图3本实用新型实施例提供的航空发动机分流装置主视结构示意图；

图4为图3的B-B剖视示意图；

图5为本实用新型实施例提供的航空发动机分流装置的前缘机匣结构示意图；

图6为本实用新型实施例提供的航空发动机分流装置的第一机匣和第二机匣结构示意图。

具体实施方式

下面结合图1～图6对本实用新型提供的技术方案进行更为详细的阐述。

本文使用的名词和术语解释。

航空发动机：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，尤指飞机发动机。

分流装置：用于分离进口气流的装置，通常位于航空发动机旋转风扇后；分流装置可将进入的气流分成两路，一路气流进入外涵道，另一路气流进入内涵道。

热气防冰系统：通过引气防止部件结冰或防止结冰对发动机产生危害的整个系统。

参见图1，实用新型实施例提供一种航空发动机分流装置，包括第一机匣1、第二机匣2以及前缘机匣3。第二机匣2与第一机匣1形成锥形的进气腔11。前缘机匣3设置于进气腔11的出口处；且前缘机匣3和第一机匣1之间形成第一流道4，前缘机匣3第二机匣2之间形成第二流道5；第一流道4和第二流道5均与进气腔11连通。第一流道4和第二流道5内的气流为防冰气流流路(即内部防冰热气流路)。图1中，点划线示意的是外流场流路，细实线示意的是内部防冰热气流路。第一机匣1、第二机匣2都可以采用封闭的筒状结构。第一机匣1的内壁、第二机匣2的外壁之间的空腔作为进气腔11。

上述技术方案提供的航空发动机分流装置，直接采用第一机匣1与前缘机匣3形成第一流道4、直接采用第二机匣2与前缘机匣3形成第二流道5。上述设置方式，直接采用部件与部件之间的狭缝形成流道，对狭缝流道结构进行了优化。

在一些实施例中，进气腔11被构造为锥形的，且越靠近前缘机匣3，进气腔11的流通面积越小。

上述技术方案，将进气腔11构造为锥形的，整个进气腔11被构造为收缩流道，气流在进气腔11内会被加速，这样会对前缘机匣3、第一机匣1前缘以及第二机匣2前缘均被冲击加热，所以增加了前缘的换热效果。并且，即便第一机匣1和第二机匣2壁面较厚，防冰气流尽量贴合第一机匣1外表面和第二机匣2外表面流入到主流道中，在第一机匣1和第二机匣2的外表面形成了防冰热气膜，起到类似气膜加热的作用，防止第一机匣1和第二机匣2外表面结冰，防冰效果好；同时降低了气流对主流道的干扰，降低主流道的流动损失。

在一些实施例中，第一机匣1被构造为弧形板。第一机匣1的内表面和外表面都可以被构造为弧形面。具体来说，第一机匣1的外表面使得从进气腔11出来的气流尽量贴合第一机匣1的外表面。第一机匣1的内表面和后文介绍的第二机匣2的内表面形成锥形的进气腔11。

在一些实施例中，第二机匣2也被构造为弧形板。第二机匣2的内表面和外表面都可以被构造为弧形面。具体来说，第二机匣2的外表面使得从进气腔11出来的气流尽量贴合第二机匣2的外表面。

第一机匣1和第二机匣2的相对位置满足：第一机匣1位于外侧，第二机匣2位于内侧。此处所谓的内、外是以航空发动机的中轴线为基准，靠近中轴线的一侧为内侧，远离中轴线的一侧为外侧。

在一些实施例中，前缘机匣3朝向第一机匣1的侧边设置有第一连接部31。第一连接部31被构造为长方体的结构块，前缘机匣3和第一连接部31可以一体成型或者固定安装在一起。第一连接部31沿着前缘机匣3的侧边延展方向分散设置多个。设置第一连接部31可以使得前缘机匣3和第一机匣1能够很方便地固定在一起，第一连接部31和第一机匣1比如焊接固定。并且第一连接部31不会影响第一流道4内的气流流向。第一连接部31还可以通过控制前缘机匣3与第一机匣1之间的距离来控制第一流道4的流通面积大小。相邻第一连接部31之间的缝隙构成气膜孔，使得进气腔11内得气流能够流出，气膜孔的延展方向尽量与第一机匣1的外表面平齐。

在一些实施例中，前缘机匣3朝向第二机匣2的侧边设置有第二连接部32。第二连接部32被构造为长方体的结构块，前缘机匣3和第二连接部32可以一体成型或者固定安装在一起。第二连接部32沿着前缘机匣3的侧边延展方向分散设置多个。设置第二连接部32可以使得前缘机匣3和第二机匣2能够很方便地固定在一起，第二连接部32和第二机匣2比如焊接固定。并且第二连接部32不会影响第二流道5内的气流流向。第二连接部32还可以通过控制前缘机匣3与第二机匣2之间的距离来控制第二流道5的流通面积大小。相邻第二连接部32之间的缝隙构成气膜孔，使得进气腔11内得气流能够流出，气膜孔的延展方向尽量与第二机匣2的外表面平齐。

参见图1、图2和图6，在一些实施例中，前缘机匣3、第一连接部31和第二连接部32一体铸造成型，形成一个整体。第一机匣1和第二机匣2也都为铸造件。第一机匣1为全环部件、第二机匣2也为全环部件，即是一个整体，并不是采用多块拼凑形成的。采用本实用新型实施例的技术方案，形成的气流流向更加满足要求。

参见图1，在一些实施例中，第一流道4和第二流道5的流通面积之和小于进气腔11的出口处的流通面积。这样使得进气腔11内的气流始终以被加速的方式流出，气流流速更快，防冰效果更好。

在一些实施例中，第一流道4和第一机匣1的外表面的夹角α呈钝角，设置为钝角，使得气流流出第一流道4后，能够尽量贴着第一机匣1的外表面。在一些实施例中，和/或，第二流道5和第二机匣2的外表面的夹角β呈钝角。

参见图1和图4，在一些实施例中，第一流道4和第二流道5均与进气腔11直接连通，这样使得气流从进气腔11流向第一流道4、第二流道5时不会被过分损耗能量，也使得气流的流动路径更加顺畅。

具体地，第一流道4和第二流道5均与进气腔11的出口直接连通。

本实用新型实施例还提供一种航空发动机，包括本实用新型任一技术方案提供的航空发动机分流装置。

在本实用新型的描述中，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，仅是为便于描述本实用新型和简化描述，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实用新型保护内容的限制。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，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实用新型各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (8)

1.一种航空发动机分流装置，其特征在于，包括：

第一机匣(1)；

第二机匣(2)，与所述第一机匣(1)形成锥形的进气腔(11)；以及

前缘机匣(3)，设置于所述进气腔(11)的出口处；且所述前缘机匣(3)和第一机匣(1)之间形成第一流道(4)，所述前缘机匣(3)第二机匣(2)之间形成第二流道(5)；所述第一流道(4)和所述第二流道(5)均与进气腔(11)连通。

2.根据权利要求1所述的航空发动机分流装置，其特征在于，所述进气腔(11)被构造为锥形的，且越靠近前缘机匣(3)，所述进气腔(11)的流通面积越小。

3.根据权利要求1所述的航空发动机分流装置，其特征在于，所述第一流道(4)和所述第二流道(5)的流通面积之和小于所述进气腔(11)的出口处的流通面积。

4.根据权利要求1所述的航空发动机分流装置，其特征在于，所述第一流道(4)和所述第一机匣(1)的外表面的夹角呈钝角；和/或，所述第二流道(5)和所述第二机匣(2)的外表面的夹角呈钝角。

5.根据权利要求1所述的航空发动机分流装置，其特征在于，所述第一流道(4)和所述第二流道(5)均与所述进气腔(11)直接连通。

6.根据权利要求1所述的航空发动机分流装置，其特征在于，所述第一流道(4)和所述第二流道(5)均与所述进气腔(11)的出口直接连通。

7.根据权利要求1所述的航空发动机分流装置，其特征在于，所述前缘机匣(3)朝向所述第一机匣(1)的侧边设置有第一连接部(31)；和/或，所述前缘机匣(3)朝向所述第二机匣(2)的侧边设置有第二连接部(32)。

8.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求1～7任一所述的航空发动机分流装置。

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