用于对航空涡轮发动机的分流器鼻部和入口导向叶片进行除冰的装置制造方法及图纸

本发明专利技术涉及一种航空涡轮发动机风扇模块(1)，包括：风扇(2)、低压压缩机(3)、位于低压压缩机上游和风扇(2)下游的入口导向叶片(18)以及用于对涡轮发动机的分流器鼻部(8)和入口导向叶片(18)进行除冰的装置，所述除冰装置包括：分流器鼻部(8)，意图定位在涡轮发动机的风扇(2)的下游，以在来自风扇的主流(4)和次流(6)的环形流动通路之间形成间隔，所述鼻部具有限定次流(6)的流动通路内部的外部环形壁(12)和限定主流(4)的流动通路的入口的内部环形壁(10)，所述内部环形壁(10)设置有注射孔口(14)，注射孔口定位在入口导向叶片的上游并且通过注射孔口吹入热空气；以及内部护罩(16)，入口导向叶片(18)附接到内部护罩并且内部护罩包括关于涡轮发动机的纵向轴线(X‑X)轴对称的钩(22)，所述内部护罩(16)通过所述钩(22)沿上游方向锁定到内部环形壁(10)。钩(22)具有外表面(221)，外表面面向外部环形壁(12)并且与注射孔口(14)的轴线(A)形成小于90°的角度(α)，使得钩(22)的外表面(221)在远离所述注射孔口(14)延伸的同时逐渐靠近外部环形壁(12)，钩(22)的外表面(221)相对于外部环形壁(12)具有最小量的间隙J，使得0.2≤J/D≤0.6，其中D是注射孔口(14)的水力直径。

Device for deicing the nose and inlet guide vanes of an aviation turbine engine.

The invention relates to a fan module (1) of an aero-turbine engine, comprising a fan (2), a low-pressure compressor (3), an inlet guide vane (18) located upstream and downstream of a low-pressure compressor (2), and a device for de-icing a shunt nose (8) and an inlet guide vane (18) of a turbine engine. The de-icing device comprises: The shunt nose (8) is intended to be positioned downstream of the fan (2) of the turbine engine to form an interval between a circular flow path from the main flow (4) of the fan and a secondary flow (6) having an external annular wall (12) within the flow path defining the secondary flow (6) and an internal annular wall (10) at the inlet defining the flow path of the main flow path (4). The inner annular wall (10) is provided with an injection orifice (14), which is positioned upstream of the inlet guide vane and injects hot air through the injection orifice; and an internal shield (16), which is attached to the internal shield and includes an axisymmetrical hook (22) on the longitudinal axis (X_X) of the turbine engine. The internal shield (16) is locked through the hook (22) along the upstream direction to the inner ring wall (10). The hook (22) has an external surface (221), an external surface facing an external annular wall (12) and an angle less than 90 degrees (a) with the axis (A) of the injection hole (14), so that the outer surface (221) of the hook (22) extends away from the injection hole (14) and gradually approaches the outer annular wall (12), and the outer surface (221) of the hook (22) is relative to the outer annular wall (12). There is a minimum gap J, which makes 0.2 or less J/D less than 0.6, where D is the hydraulic diameter of the injection orifice (14).

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】用于对航空涡轮发动机的分流器鼻部和入口导向叶片进行除冰的装置
本专利技术涉及涡轮发动机的一般领域。本专利技术更具体地涉及一种用于通过涡轮发动机对分流器鼻部和主通道的入口导向叶片进行除冰的系统。
技术介绍
在双轴旁通型航空涡轮发动机中，主流和次流借助分流器鼻部分成风扇下游的相应的流动通道。在主通道内，在低压压缩机(通常也称为“增压器”)的入口处，将发现一组入口导向叶片(IGV)。在飞行的某些阶段期间，并且在地面上，发动机会遇到结冰的大气条件，特别是当环境温度足够低时并且当湿度高时。在这种情况下，冰可形成在分流器鼻部和入口导向叶片上。当这种现象发生时，其可导致主通道变得部分或完全被阻塞，并且导致冰块破裂并在主通道中被摄入。主通道的阻塞导致燃烧室被供给不充分的空气，然后该室可熄火，或者可防止发动机加速。在冰块破裂的情况下，它们可损坏位于下游的压缩机，并且它们还可导致燃烧室熄火。为了避免在分流器鼻部上形成冰，已知的技术包括从主通道中的压缩机排出热空气，并将热空气注射到分流器鼻部的内部中。此后，注射到分流器鼻部中的热空气可沿着鼻部的内壁行进，直到其到达孔或凹槽，该孔或凹槽被配置成将热空气朝向叶本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航空涡轮发动机风扇模块(1)，包括：风扇(2)、低压压缩机(3)、位于所述低压压缩机上游和所述风扇(2)下游的入口导向叶片(18)以及除冰装置，所述除冰装置用于对所述涡轮发动机的分流器鼻部(8)和入口导向叶片(18)两者进行除冰，所述除冰装置包括：·分流器鼻部(8)，用于定位在所述涡轮发动机的所述风扇(2)的下游，以便将来自所述风扇的流分成环形的主流流动通路(4)和次流流动通路(6)，所述鼻部具有限定所述次流流动通路(6)内部的外部环形壁(12)和限定所述主流流动通路(4)的入口的内部环形壁(10)，所述内部环形壁(10)设置有注射孔口(14)，所述注射孔口(14)定位在所述入口导向叶...

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2016.01.22 FR 16505101.一种航空涡轮发动机风扇模块(1)，包括：风扇(2)、低压压缩机(3)、位于所述低压压缩机上游和所述风扇(2)下游的入口导向叶片(18)以及除冰装置，所述除冰装置用于对所述涡轮发动机的分流器鼻部(8)和入口导向叶片(18)两者进行除冰，所述除冰装置包括：·分流器鼻部(8)，用于定位在所述涡轮发动机的所述风扇(2)的下游，以便将来自所述风扇的流分成环形的主流流动通路(4)和次流流动通路(6)，所述鼻部具有限定所述次流流动通路(6)内部的外部环形壁(12)和限定所述主流流动通路(4)的入口的内部环形壁(10)，所述内部环形壁(10)设置有注射孔口(14)，所述注射孔口(14)定位在所述入口导向叶片的上游，并且通过所述注射孔口(14)吹入热空气；以及·内部护罩(16)，所述入口导向叶片(18)紧固到所述内部护罩(16)并且所述内部护罩(16)包括关于所述涡轮发动机的纵向轴线(X-X)轴对称的钩(22)，所述内部护罩(16)通过所述钩(22)抵靠所述内部环形壁(10)轴向地保持在其上游端处；所述模块的特征在于，所述钩(22)具有外表面(221)，所述外...

【专利技术属性】
技术研发人员：C·舒尔特斯，A·布吕内，S·阿莫艾多，
申请(专利权)人：赛峰飞机发动机公司，
类型：发明
国别省市：法国,FR