CN214196414U - 航空发动机及其预冷防冰复合系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种预冷防冰复合系统，布置在航空发动机中，预冷防冰复合系统具有设置于核心机舱的换热位，还具有冷却气路和防冰气路，冷却气路将冷却气流从燃烧室机匣引出至换热位，防冰气路将外涵气流从外涵道引出至换热位，冷却气流与外涵气流在换热位进行热交换，冷却气路将热交换后的冷却气流引入高压涡轮机匣内，作为用于预冷高压涡轮叶片的涡轮冷却气，并且，防冰气路将热交换后的外涵气流引向分流环唇口，作为用于预热分流环唇口的防冰热气。本实用新型还提供一种包括上述预冷防冰复合系统的航空发动机。上述预冷防冰复合系统不仅可以降低涡轮冷却气温度，还可以降低防冰热气对核心机内部功率的耗费。

Description

航空发动机及其预冷防冰复合系统

技术领域

本实用新型涉及一种航空发动机，更具体地，涉及一种布置在航空发动机中的预冷防冰复合系统。

背景技术

在航空发动机中，为了使涡轮叶片能够长期在高温下工作，必须向涡轮叶片引入冷却空气进行冷却。传统高压涡轮冷却气流路原理如图1所示，高压压气机末端气流流经燃烧室机匣内部外环腔，再进入高压涡轮，流经高压涡轮叶片，实施冷却。随着高压压气机压比的提高，用于冷却高压涡轮叶片的涡轮冷却气温度也随之升高，耗费的冷却气量随之增高，也增加了发动机耗油量。也即，目前的涡轮叶片冷却方案中，存在高压涡轮叶片冷却气温度较高的问题。

在高空低温环境飞行时，航空发动机的分流环唇口和短舱唇口会出现结冰现象，这不仅会降低发动机起动性能，而且冰块有可能会脱落掉进发动机内部，引起其他故障。目前很多发动机采用热气防冰方式，例如，在唇口内周向均布喷出热气的小孔，从高压压气机内部引出一股热气，利用热气流直接喷洒在易结冰的唇口位置，使热气流热量传递到唇口的外表面，来实现防冰功能。以LEAP系列发动机为例，通过从高压压气机七级导叶位置引出两股高温高压气体，分别通向短舱进气道唇口位置和发动机分流环前段，通过喷洒热气来实现防冰功能。无论是分流环防冰还是短舱防冰，所需热气都要从高压压气机内部引出，通过直接喷洒热气的方式实现防冰功能。而由于这些热气是直接从发动机核心机内部引出的高温高压气体，因而会对发动机的功率造成一定的消耗，或者，需要从发动机内部提取一部分功率，这对发动机性能造成了一定程度的降低。也即，目前的唇口防冰预热方案中，存在发动机防冰引气消耗发动机功率的问题。

发明人分析认为，如果能够利用一些附加手段，使得用于冷却高压涡轮叶片的冷却气也即涡轮冷却气温度降低，那么前面提及的高压涡轮叶片冷却中的问题即可迎刃而解。另外，如果可以改进防冰系统的一些设计，使得防冰热气的来源不耗费核心机内部功率，而没有这部分功率消耗，可以进一步降低发动机的耗油率，这对发动机性能提高也必然会是有益的。

因此，需要提供一种解决方案，可以解决上面提及的两个问题。

实用新型内容

本实用新型的目的是提供一种预冷防冰复合系统，不仅可以降低涡轮冷却气温度，还可以降低防冰热气对核心机内部功率的耗费。

本实用新型提供一种预冷防冰复合系统，布置在航空发动机中，所述预冷防冰复合系统具有设置于核心机舱的换热位，还具有冷却气路和防冰气路，所述冷却气路将冷却气流从燃烧室机匣引出至所述换热位，所述防冰气路将外涵气流从外涵道引出至所述换热位，所述冷却气流与所述外涵气流在所述换热位进行热交换，所述冷却气路将热交换后的所述冷却气流引入高压涡轮机匣内，作为用于预冷高压涡轮叶片的涡轮冷却气，并且，所述防冰气路将热交换后的所述外涵气流引向分流环唇口，作为用于预热分流环唇口的防冰热气。

在一个实施方式中，在所述换热位设置有换热器，所述换热器包括外罩和设置于所述外罩内的换热管，所述换热器包括外罩和设置于所述外罩内的换热管，所述冷却气流与所述外涵气流中的第一方流经所述换热管，所述冷却气流与所述外涵气流中的第二方流经所述外罩和所述换热管之间的空间，借此实现所述冷却气流与所述外涵气流的热交换。

在一个实施方式中，所述冷却气流流经所述换热管。

在一个实施方式中，所述换热管包括并联的多个螺旋管。

在一个实施方式中，所述预冷防冰复合系统包括分别布置在所述燃烧室机匣两侧的两个换热位，所述冷却气路和所述防冰气路各自包括与所述两个换热位分别对应的两个路段。

在一个实施方式中，所述防冰气路还包括引气段和出气段，所述防冰气路与所述两个换热位分别对应的两个路段在第一端汇合至与所述引气段连通，在第二端汇合至与所述出气段连通。

在一个实施方式中，所述防冰气路在连通所述外涵道的引气进口内设置有导流叶栅。

在一个实施方式中，所述防冰气路还包括将所述外涵气流引向短舱唇口的防冰支路。

在一个实施方式中，所述防冰气路还包括将热交换后的所述外涵气流引向外排气口的排气支路，并且，所述防冰气路中设置有控制阀，用于控制热交换后的所述外涵气流的流向。

本实用新型还提供一种航空发动机，包括前述预冷防冰复合系统。

上述预冷防冰复合系统中，通过在核心机舱设置换热位，例如提供换热器，冷却气路将相对高温的冷却气流从燃烧室机匣引出至换热位，防冰气路将相对低温的外涵气流从外涵道也引出至换热位，冷却气流和外涵气流在换热位进行热交换后，利用冷却后的冷却气流作为涡轮冷却气，以冷却高压涡轮叶片，这可以降低涡轮冷却气的温度，加强冷却高压涡轮叶片的能力，提高涡轮可耐受高温的上限。同时，上述预冷防冰复合系统中，冷却气流和外涵气流在换热位进行热交换后，利用加热后的外涵气流作为防冰热气，以预热分流环唇口实现防冰，因而无需像现有技术中那样从高压压气机内部抽取防冰热气，可以避免对核心机的功率提取。因此，上述预冷防冰复合系统不仅可以降低涡轮冷却气的温度，还可以同时降低防冰热气对核心机内部功率的耗费。

而且，上述预冷防冰复合系统的换热位设置于核心机舱，因而，冷却气路和防冰气路以及换热器等均可以充分利用航空发动机的空置空间来布置，不仅便于依附燃烧室机匣、高压涡轮机匣等来布置、安装，而且对航空发动机的整个空间布局影响较小。

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是现有技术中涡轮冷却气的流路示意图。

图2是包括根据本实用新型的示例性预冷防冰复合系统的航空发动机的示意图。

图3是示例性预冷防冰复合系统的局部放大图。

图4是外涵道附近的防冰气路的示意图。

图5是换热器的分布示意图。

图6是换热器的结构示意图。

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中示出了现有技术中对高压涡轮叶片进行预冷的流路示意图。其中，箭头指示表明，高压压气机末端气流流经燃烧室202a的燃烧室机匣202内部的外环腔S3，进入高压涡轮203a，从而对高压涡轮叶片进行预冷。

图2示出了包括根据本实用新型的航空发动机100的示例构造，其中，航空发动机100包括根据本实用新型的预冷防冰复合系统10。

如图2所示，航空发动机100包括核心机舱S1和外涵道S2。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。

航空发动机100中，具体地，核心机20中，沿着进气方向从上游到下游前后(图1中，从左向右)依次布置有核心机机匣201、燃烧室机匣202和高压涡轮机匣203等，核心机机匣201的前侧还布置有分流环唇口301。其中，高压涡轮机匣60包容的涡轮风扇叶片通常需要预冷，进行涡轮风扇叶片预冷的气体可以称之为涡轮冷却气。分流环唇口301通常需要防冰预热，进行防冰预热的气体可以称之为防冰热气，文中的防冰热气也可以称之为防冰引气。核心机舱罩40罩在核心机机匣201、燃烧室机匣202和高压涡轮机匣203等外侧，从而形成前述核心机舱S1。核心机舱罩40与短舱外机匣50之间形成前述外涵道S2。短舱外机匣50的前侧(图1中，左侧)还布置有短舱唇口302。短舱唇口302通常也需要预热防冰。

下面将结合图2至图6描述根据本实用新型的预冷防冰复合系统10的示例性构造。预冷防冰复合系统10布置在航空发动机100中。

预冷防冰复合系统10具有设置于核心机舱S1的换热器A0。预冷防冰复合系统10还具有冷却气路2和防冰气路3。冷却气路2将冷却气流G1从燃烧室机匣202引出至换热位A0。防冰气路3将外涵气流G2从外涵道S2引出至换热位A0。冷却气流G1与外涵气流G2在换热位A0进行热交换。

冷却气路2将热交换后的冷却气流G1引入高压涡轮机匣203内，作为用于预冷高压涡轮叶片的涡轮冷却气。也即，冷却气路2将经过换热位A0后的冷却气流G1引入高压涡轮机匣203内。

防冰气路3将热交换后的外涵气流G2引向分流环唇口301，作为用于预热分流环唇口302的防冰热气。

从外涵道S2引出的外涵气流G2温度相对较低，例如，在0℃左右。从燃烧室机匣202引出的冷却气流G1(也即，压气机末端气流)温度相对较高，例如，在500-600℃。

上述预冷防冰复合系统10中，从外涵道S2引出的外涵气流G2经由防冰气路3的引导到达换热位A0，与高温冷却气流G1热交换后得以加热，加热后的外涵气流G2又经由防冰气路3的引导引入分流环唇口301，作为防冰热源。同时，从燃烧室机匣202流出的冷却气流G1经由冷却气路2的引导到达换热位A0，与低温外涵气流G2热交换后得以冷却，冷却后的冷却气流G1又经由冷却气路2的引导进入高压涡轮机匣203内，作为预冷冷源。

因此，上述预冷防冰复合系统10通过在核心机舱S1设置换热位A0利用加热后的外涵气流G2作为防冰热气，利用冷却后的冷却气流G1作为涡轮冷却气，可以巧妙地同时解决高压涡轮叶片冷却气温度较高以及发动机防冰热气消耗发动机功率的问题。

而且，上述预冷防冰复合系统10充分利用航空发动机100的内部空间，设置在核心机舱S1内，特别是，换热位A0设置在核心机舱S1内，不仅便于布置冷却气路2、防冰气路3以及后面将会描述的换热器1，而且对航空发动机100的整体布局影响很小。

可以理解，冷却气路2和防冰气路3例如可以由一根管路或者多根相通的管路提供。

图示的优选实施方式中，预冷防冰复合系统10中，在换热位A0设置有换热器1，这样可以增加换热效率。换热器1也可以称之为热交换器。然而，可以理解，在另一实施方式中，换热位A0可以实施为其它形式，只要使得冷却气路2和防冰气路3在换热位A0可以进行热交换即可，例如，使得提供冷却气路2和防冰气路3的两根气管在换热位A0保持直接、紧密的接触也可进行热交换。换热器1可以安装支撑在燃烧室机匣202或高压涡轮机匣203的外表面，安装便利且支撑牢靠。

可以理解，文中使用了特定词语来描述本实用新型的实施方式，如“一个实施方式”、“另一实施方式”等意指与本实用新型至少一个实施方式相关的某一特征、结构或特点。因此，应强调并注意的是，文中在不同位置两次或多次提及的“一个实施方式”或“另一实施方式”并不一定是指同一实施方式。此外，本实用新型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。另外，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此也不能理解为对本实用新型保护范围的限制。

图3和图6示出的实施方式中，换热器1可以包括外罩11和设置于外罩 11内的换热管12。冷却气流G1与外涵气流G2中的第一方流经换热管12，冷却气流G1与外涵气流G2中的第二方流经外罩11和换热管12之间的空间A2，借此实现冷却气流G1与外涵气流G2的热交换。换言之，冷却气路2和防冰气路3中的第一方接通换热管12，而外罩11是密封壳体，冷却气路2和防冰气路3中的第二方接通封闭的外罩11和换热管12之间的空间A1。图示实施方式中，冷却气流G1流经换热管12，相应地，外涵气流G2流经空间A1。换言之，冷却气路2接通换热管12，相应地，防冰气路3接通空间A1。也即，图示实施方式中，冷却气流G1作为前述第一方的示例，而外涵气流G2作为前述第二方的示例。因而，经后面将会描述的热端管2c进入换热器1的冷却气流G1只能在换热管12内部流动，经后面将会描述的冷端管2d流出。而外涵气流只能在换热器1的外罩11和换热管12之间的空间A1(或者，缝隙) 中流动，两股气流通过在换热管12的表面进行热交换，实现换热功能。

图6示出的实施方式中，换热管12可以包括并联的多个螺旋管12a，例如，均布并联的若干个螺旋管12a。“并联的多个螺旋管12a”意指多个螺旋管12a 并行布置，然而共用或者共同汇聚至同一出口，并且共用或者共同汇聚至同一进口。这样，可以提升换热器1的换热效率。

图5示出的实施方式中，预冷防冰复合系统10可以包括分别布置在燃烧室机匣202两侧的两个换热位A0，图5中实施为两个换热器1，左侧换热器 1a和右侧换热器1b。可以理解，可以根据实际需求适当调整换热位A0或换热器1的数量，或者，重新安排换热位A0或换热器1的布置位置，例如借此节约空间或提高涡轮冷却气的均匀性。

冷却气路2和防冰气路3可以各自包括与两个换热位A0(或者，两个换热器1)分别对应的两个路段。也即，冷却气路2可以包括与左侧换热器1a 和右侧换热器1b分别对应的左侧管段2a和右侧管段2b。防冰气路3可以包括与左侧换热器1a和右侧换热器1b分别对应的左侧管段3a和右侧管段3b。

图示实施方式中，冷却气路2与两个换热位A0(或者，两个换热器1)分别对应的两个路段2a、2b可以分别布置在燃烧室机匣202两侧。以路段2b为例，路段2b可以包括热端管2c和冷端管2d，热端管2c连接在换热器1b所在侧的燃烧室机匣202和换热器1b之间，冷端管2d连接在换热器1b和换热器 1b所在侧的高压涡轮机匣203之间。冷却气流G1从燃烧室机匣302引出，流经热端管2c，进入换热器1进行冷却，冷却之后流经冷端管2d进入高压涡轮机匣203。至此，可以降低作为涡轮冷却气的冷却气流G1的温度。

图5示出的实施方式中，防冰气路3还可以包括引气段31和出气段32。防冰气路3与两个换热位A0(或者，两个换热器1)分别对应的两个路段(也即，左侧路段3a和右侧路段3b)可以在第一端(图5中，上端)汇合至与引气段31连通，在第二端(图5中，下端)汇合至与出气段32连通。

参见图4，防冰气路3可以在连通外涵道S2的引气进口31a内设置有导流叶栅5。防冰气路3连通外涵道S2的引气进口31a也即引气段31的进气端口。

参见图2，防冰气路3还可以包括将外涵气流G2引向短舱唇口302的防冰支路33。这样，可以向短舱唇口302进送防冰热气，对短舱唇口302进行预热防冰。

继续参见图2，防冰气路3还可以包括将热交换后的外涵气流G2引向外排气口F0的排气支路34，换言之，排气支路34布置在换热位A0和外排气口 F0之间。防冰气路3中还可以设置有控制阀4，用于控制热交换后的(也即，经过换热位A0后)的外涵气流G2的流向。例如，图示实施方式中，控制阀4 可以是三通控制阀，设置在出气段32，出气段32经过(例如，图2中，P1处) 控制阀4分成防冰主路35和排气支路34。

防冰主路35又可以在下游(例如，图2中，P2处)分成通向分流环唇口 301的防冰流路36和通向短舱唇口302的防冰支路33。防冰主路35可以称之为防冰供气主管，而防冰流路36可以称之为分流环防冰供气管，防冰支路33 可以称之为短舱防冰供气管。在一个实施方式中，防冰流路36和防冰支路33 的分叉位置P2处可以另外设置控制阀，以进一步提高防冰功能的可操控性。管路经过核心机舱和风扇仓的管段可以包覆隔热棉，以防引起引气管沿途舱室温度升高。

图示实施方式中，外涵气流G2流经导流叶栅5，经引气段31进入换热位A0进行加热，加热之后的外涵气流G2流经出气段32到达控制阀4。在发动机无防冰需求时，控制阀4可以引导外涵气流G2进入排气支路34，从尾喷机匣上的外排气口F0进入尾喷流道，排到外界大气。在不需要防冰的状态，外涵气流G2可以从尾喷排出的依据是，巡航状态下，外涵风扇支板后总压约 0.5Mpa，尾喷流道内气压约0.3Mpa，因而可以实现排气。在发动机有防冰需求时，控制阀4可以引导外涵气流G2进入防冰主路35，经防冰流路36和防冰支路33分别进入分流环唇口301和短舱唇口302，执行分流环防冰和短舱防冰作用。

上述预冷防冰复合系统10中，在核心机舱S1设置换热器1，换热器1带有封闭的外罩11，换热器1的冷源气流来源于发动机外涵道S2，这股冷气只能在换热器1的外罩11的内部空间流动。而用于冷却高压涡轮的高温冷却气流G1引出燃烧室机匣202，流经换热器1，与外涵冷源气流充分换热，从而降低冷却气流G1的温度，相应地也提高了外涵气流G2的温度。加热后的外涵气流G2引入分流环唇口301或短舱唇口302，用作两处唇口的防冰热源。

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。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)

1.一种预冷防冰复合系统，布置在航空发动机中，其特征在于，所述预冷防冰复合系统具有设置于核心机舱的换热位，还具有：

冷却气路，将冷却气流从燃烧室机匣引出至所述换热位；和

防冰气路，将外涵气流从外涵道引出至所述换热位；

所述冷却气流与所述外涵气流在所述换热位进行热交换，所述冷却气路将热交换后的所述冷却气流引入高压涡轮机匣内，作为用于预冷高压涡轮叶片的涡轮冷却气，并且，所述防冰气路将热交换后的所述外涵气流引向分流环唇口，作为用于预热分流环唇口的防冰热气。

2.如权利要求1所述的预冷防冰复合系统，其特征在于，

在所述换热位设置有换热器；

所述换热器包括外罩和设置于所述外罩内的换热管，所述冷却气流与所述外涵气流中的第一方流经所述换热管，所述冷却气流与所述外涵气流中的第二方流经所述外罩和所述换热管之间的空间，借此实现所述冷却气流与所述外涵气流的热交换。

3.如权利要求2所述的预冷防冰复合系统，其特征在于，

所述冷却气流流经所述换热管。

4.如权利要求2所述的预冷防冰复合系统，其特征在于，

所述换热管包括并联的多个螺旋管。

5.如权利要求1所述的预冷防冰复合系统，其特征在于，

所述预冷防冰复合系统包括分别布置在所述燃烧室机匣两侧的两个换热位，所述冷却气路和所述防冰气路各自包括与所述两个换热位分别对应的两个路段。

6.如权利要求5所述的预冷防冰复合系统，其特征在于，

所述防冰气路还包括引气段和出气段；

所述防冰气路与所述两个换热位分别对应的两个路段在第一端汇合至与所述引气段连通，在第二端汇合至与所述出气段连通。

7.如权利要求1所述的预冷防冰复合系统，其特征在于，

所述防冰气路在连通所述外涵道的引气进口内设置有导流叶栅。

8.如权利要求1所述的预冷防冰复合系统，其特征在于，所述防冰气路还包括将所述外涵气流引向短舱唇口的防冰支路。

9.如权利要求1所述的预冷防冰复合系统，其特征在于，

所述防冰气路还包括将热交换后的所述外涵气流引向外排气口的排气支路；并且

所述防冰气路中设置有控制阀，用于控制热交换后的所述外涵气流的流向。

10.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1至9中任一项所述的预冷防冰复合系统。

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