CN215862297U - 引气管路过渡结构、引气管路和热气防冰系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种引气管路过渡结构、引气管路和热气防冰系统，可以实现引气管路的圆管段和扁管段之间的安全过渡。所述热气防冰系统用于航空发动机，包括所述引气管路。所述引气管路包括扁管段和位于所述扁管段上游的圆管段，所述扁管段用于穿过所述航空发动机的中介机匣，所述圆管段和所述扁管段之间通过所述引气管路过渡结构进行连接和过渡。所述引气管路过渡结构包括过渡管段和节流结构，所述过渡管段包括圆管连接端、扁管连接端和管身，所述圆管连接端为引气入口端，所述扁管连接端为引气出口端，所述管身连接所述圆管连接端和所述扁管连接端；所述节流结构设置在所述圆管连接端和所述扁管连接端之间。

Description

引气管路过渡结构、引气管路和热气防冰系统

技术领域

本实用新型涉及航空发动机防冰技术领域，具体涉及一种引气管路过渡结构、引气管路和热气防冰系统。

背景技术

结冰对飞机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。因此，需在发动机上配置防冰系统。

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。其中一种热气防冰方式是从高压压气机引高温高压气体进入分流环腔，对分流环结构进行加热。

这种方式引出的高温高压气体对引气管路有一定的要求，为了保证结构强度，引气管路大都以圆管为主。但是当引气管路经过中介机匣的位置时，由于结构的限制，该段引气管路只能做成扁管。由于高温高压气体在扁管内对各个面的压力不同，导致扁管的结构强度弱于相同厚度和相同流通面积下的圆管，此时引入的高温高压气体可能导致扁管的变形甚至破裂。

需要说明的是，在上述背景技术部分公开的信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此可包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

实用新型内容

本实用新型的一个目的是提供一种引气管路过渡结构，用于引气管路的圆管段和扁管段之间的安全过渡。

为实现所述目的的引气管路过渡结构，用于航空发动机的热气防冰系统的引气管路，所述引气管路过渡结构包括过渡管段和节流结构，所述过渡管段包括圆管连接端、扁管连接端和管身，所述圆管连接端为引气入口端，所述扁管连接端为引气出口端，所述管身连接所述圆管连接端和所述扁管连接端；所述节流结构设置在所述圆管连接端和所述扁管连接端之间。

在所述的引气管路过渡结构的一个或多个实施方式中，所述节流结构为节流板。

在所述的引气管路过渡结构的一个或多个实施方式中，所述节流板设置有节流孔，所述节流孔沿所述过渡管段的轴向延伸并贯穿所述节流板，所述节流板占据安装所述节流板处的所述管身的整个流道截面，仅允许气体从所述节流孔通过。

在所述的引气管路过渡结构的一个或多个实施方式中，所述节流板设置有多个节流孔，所述节流孔还用于过滤所述引气管路内的气体中的固体杂质。

在所述的引气管路过渡结构的一个或多个实施方式中，所述多个节流孔在所述节流板的横截面上均匀分布。

在所述的引气管路过渡结构的一个或多个实施方式中，所述节流板的部分边缘与所述管身配合连接，其余边缘与所述管身之间留有空隙以允许气体通过。

在所述的引气管路过渡结构的一个或多个实施方式中，所述节流板设置在所述圆管连接端。

在所述的引气管路过渡结构的一个或多个实施方式中，所述节流板的厚度大于所述引气管路的管壁厚度。

该引气管路过渡结构可以实现引气管路的圆管段与其下游的扁管段之间的安全过渡，避免扁管段发生变形或破裂，保证热气防冰系统的正常使用，提高航空发动机的安全性。该引气管路过渡结构的结构简单，易于加工制造，成本较低。

本实用新型的另一个目的是提供一种引气管路，该引气管路的圆管段和扁管段之间能够实现安全过渡。

为实现所述目的的引气管路，用于航空发动机的热气防冰系统，所述引气管路包括扁管段和位于所述扁管段上游的圆管段，所述扁管段用于穿过所述航空发动机的中介机匣，所述圆管段和所述扁管段之间通过前述的引气管路过渡结构进行连接和过渡。

本实用新型的又一个目的是提供一种热气防冰系统，该热气防冰系统的引气管路的圆管段和扁管段之间能够实现安全过渡。

为实现所述目的的热气防冰系统，用于航空发动机，包括前述的引气管路。

该热气防冰系统和该引气管路通过采用该引气管路过渡结构，可以实现引气管路的圆管段与其下游的扁管段之间的安全过渡，避免扁管段发生变形或破裂，保证热气防冰系统的正常使用，提高航空发动机的安全性。

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是热气防冰系统的结构示意图。

图2是引气管路的立体示意图。

图3是引气管路过渡结构和中介机匣段引气管的分解示意图。

图4是节流板的示意图。

附图标记说明：

1-防冰引气阀；2-阀后引气管；3-分支引气管；4-中介机匣段引气管；41-扁管主体；42-接头；43-圆管结构；5-周向引气管；6-分流环进气管；7-引气管路过渡结构；8-过渡管段；81-圆管连接端；82-扁管连接端；83-管身；9-节流结构；91-外周侧；92-节流孔；100-航空发动机；101-分流环；102-高压压气机；103-燃烧室；104-涡轮；105-短舱；106-支板；200-热气防冰系统；201-高温高压气体；202-引气管路。

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，并非是对本实用新型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实用新型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。

参照图1和图2，根据本实用新型的一个或多个实施方式的热气防冰系统200用于航空发动机100的分流环101的热气防冰。该热气防冰系统200从航空发动机100的高压压气机102引出高温高压气体201，通过引气管路202将高温高压气体201输送至分流环101，以对分流环101进行加热。

由高压压气机102引出的高温高压气体201在引气管路202内依次流经防冰引气阀1、阀后引气管2、分支引气管3、引气管路过渡结构7、中介机匣段引气管4、周向引气管5、分流环进气管6等，经由分流环进气管6进入分流环101的环腔(未图示)，再通过分流环狭缝(未图示)排出。

其中，防冰引气阀1、阀后引气管2、分支引气管3、周向引气管5、分流环进气管6等设计为圆管，以保证结构强度，中介机匣段引气管4用于穿过中介机匣(未图示)，由于受到结构的限制设计为扁管，例如横截面为腰形(跑道形)的扁管或横截面为矩形的扁管。中介机匣段引气管4与其上游的分支引气管3之间通过引气管路过渡结构7进行连接和过渡。

在本实用新型的描述中，用语“上游”和“下游”是指相对于流体通道中的流体流动的相对方向。例如，“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3，引气管路过渡结构7包括过渡管段8和节流结构9。过渡管段8包括圆管连接端81、扁管连接端82和管身83。圆管连接端81为引气入口端，扁管连接端82为引气出口端，管身83连接圆管连接端81和扁管连接端82。节流结构9设置在圆管连接端81和扁管连接端82之间，即设置在圆管连接端81、或扁管连接端82、或管身83的内部。

在一个实施方式中，中介机匣段引气管4包括扁管主体41和接头42，其中接头42包括圆管结构43，扁管主体41的长度远大于圆管结构43的长度。接头42设置在扁管主体41的上游侧，用于连接分支引气管3。引气管路过渡结构7设置在接头42和扁管主体41之间，圆管连接端81通过接头42连接到分支引气管3。

由此，可以不需要在引气管路过渡结构7设置用于与分支引气管3拆装的接头结构，从而简化引气管路过渡结构7的结构，以便于加工制造和装配，例如圆管连接端81和扁管连接端82可以分别通过焊接的方式连接到接头42和扁管主体41，并且引气管路过渡结构7的安装不影响中介机匣段引气管4与分支引气管3之间的拆装。

在另一个实施方式中，中介机匣段引气管4不包括前述接头42，圆管连接端81直接连接到分支引气管3。

节流结构9用于缩小过渡管段8的局部流通面积，以降低从分支引气管3流入圆管连接端81的高温高压气体201的压力，使从扁管连接端82进入中介机匣段引气管4的扁管主体41的气体的压力不超过扁管主体41的压力限制值，从而避免中介机匣段引气管4发生变形或破裂。

参照图3和图4，在一个实施方式中，节流结构9为节流板，设置有节流孔92，节流孔92沿过渡管段8在安装节流板处的轴向方向延伸，并贯穿节流板，节流板的外周侧91与过渡管段8的管身83相配合地连接，例如节流板的外周侧91焊接到管身83的端部，即圆管连接端81或扁管连接端82，或节流板的外周侧91焊接到管身83的内壁，或节流板与管身83一体成型，等等。节流板占据安装节流板处的管身83的整个流道截面，仅允许高温高压气体201从节流孔92通过，从而可以缩小过渡管段8的局部流通面积，降低从分支引气管3流入的高温高压气体201的压力。

可选地，节流板设置有多个节流孔92，节流孔92的数量和尺寸可以根据节流板前后的压力、过渡管段8的内径、气体的流量等进行设计。在对节流孔92进行设计时，还可以考虑高温高压气体201中的固体杂质的尺寸，以通过多个节流孔92过滤高温高压气体201中的固体杂质。由于航空发动机100在运行过程中容易吸入固体杂质，高温高压气体201进入分流环的环腔后，最后会通过分流环狭缝排出，如果高温高压气体201中有固体杂质，可能会堵塞部分分流环狭缝，导致分流环101周向加热不均的现象，使得分流环101产生形变，严重的会造成增压级转静子碰磨。

可选地，多个节流孔92在节流板的横截面上较为均匀地分布，以使高温高压气体201在过渡管段8的管身83的周向上的压力分布较为均匀，降低对管身83的强度要求，并充分过滤高温高压气体201中的固体杂质。

可选地，节流板为圆形板，设置在圆管连接端81，以简化引气管路过渡结构7的结构，便于加工制造，降低成本，且在过渡管段8的引气入口端将气体的压力降低，可以降低对过渡管段8的管身83的强度要求，从而进一步降低成本。

可选地，节流板的厚度大于分支引气管3和中介机匣段引气管4的管壁厚度，以使节流板具有较高的强度，例如节流板的厚度为分支引气管3和中介机匣段引气管4的管壁厚度的2倍至3倍。

在另一些实施方式中，节流板设置为不带孔的实心板状结构(未图示)，该实心板状结构的横截面积小于安装节流板处的过渡管段8的流通面积，例如节流板的横截面为半圆形或弓形或其他形状，节流板的部分边缘与过渡管段8的管身83配合连接，例如通过焊接或一体成型，其余边缘与管身83之间留有空隙以允许高温高压气体201通过，从而通过节流板缩小过渡管段8的局部流通面积，降低从分支引气管3流入的高温高压气体201的压力，避免中介机匣段引气管4发生变形或破裂。

该引气管路过渡结构7可以实现引气管路202的圆管段与其下游的扁管段之间的安全过渡，避免扁管段发生变形或破裂，保证热气防冰系统200的正常使用，提高航空发动机100的安全性。该引气管路过渡结构7的结构简单，易于加工制造，成本较低。

该热气防冰系统200和该引气管路202通过采用该引气管路过渡结构7，可以实现引气管路202的圆管段与其下游的扁管段之间的安全过渡，避免扁管段发生变形或破裂，保证热气防冰系统200的正常使用，提高航空发动机100的安全性。

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.引气管路过渡结构，用于航空发动机的热气防冰系统的引气管路，其特征在于，所述引气管路过渡结构包括：

过渡管段，包括圆管连接端、扁管连接端和管身，所述圆管连接端为引气入口端，所述扁管连接端为引气出口端，所述管身连接所述圆管连接端和所述扁管连接端；

节流结构，设置在所述圆管连接端和所述扁管连接端之间。

2.如权利要求1所述的引气管路过渡结构，其特征在于，所述节流结构为节流板。

3.如权利要求2所述的引气管路过渡结构，其特征在于，所述节流板设置有节流孔，所述节流孔沿所述过渡管段的轴向延伸并贯穿所述节流板，所述节流板占据安装所述节流板处的所述管身的整个流道截面，仅允许气体从所述节流孔通过。

4.如权利要求3所述的引气管路过渡结构，其特征在于，所述节流板设置有多个节流孔，所述节流孔还用于过滤所述引气管路内的气体中的固体杂质。

5.如权利要求4所述的引气管路过渡结构，其特征在于，所述多个节流孔在所述节流板的横截面上均匀分布。

6.如权利要求2所述的引气管路过渡结构，其特征在于，所述节流板的部分边缘与所述管身配合连接，其余边缘与所述管身之间留有空隙以允许气体通过。

7.如权利要求2至6中任一项所述的引气管路过渡结构，其特征在于，所述节流板设置在所述圆管连接端。

8.如权利要求2至6中任一项所述的引气管路过渡结构，其特征在于，所述节流板的厚度大于所述引气管路的管壁厚度。

9.引气管路，用于航空发动机的热气防冰系统，其特征在于，所述引气管路包括扁管段和位于所述扁管段上游的圆管段，所述扁管段用于穿过所述航空发动机的中介机匣，所述圆管段和所述扁管段之间通过如权利要求1至8中任一项所述的引气管路过渡结构进行连接和过渡。

10.热气防冰系统，用于航空发动机，其特征在于，包括如权利要求9所述的引气管路。

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