涡扇发动机及防冰系统技术方案

提供涡扇发动机及防冰系统，其通过引气防冰，但对发动机的功率不造成实质性的消耗，包括在尾喷流道的不同截面位置设置的引气口和回流口、从所述引气口到防冰部位的引气管路、从防冰部位到所述回流口的回流管路，其中所述引气口对应的流道截面面积大于所述回流口对应的流道截面面积。

【技术实现步骤摘要】
涡扇发动机及防冰系统
本技术涉及涡扇发动机及防冰系统。
技术介绍
在高空低温环境飞行时，航空发动机短舱唇口和分流环部位会出现结冰现象，不仅会降低发动机起动性能，也有可能冰块脱落掉进发动机内部，引起其他故障。目前防冰系统的设计有两种：一种是热气防冰，即在唇口内布置防冰管路，从高压压气机内部引出一股热气，利用热气流直接喷洒在唇口位置，使热气流热量传递给进气道外表面；二是电加热防冰，通过对进气道进行加热，提高进气道外表面温度。一般主流的防冰方式是第一种，例如LEAP系列发动机，通过从高压压气机七级导叶位置引出两股高温高压气体，分别通向发动机唇口位置和分流环前段，直接喷洒热气来实现防冰功能。无论是短舱防冰还是分流环防冰，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。这种方式需要从发动机内部提取了一部分功率，这对发动机性能造成了一定程度的降低。如果没有这部分功率消耗，可以进一步降低发动机的耗油率，这对于商用航空发动机是非常重要的一项指标。
技术实现思路
本技术的目的在于提供一种防冰系统，其通过引气防冰，但对发动机的功率不造成实质性的消耗。本技术的目还在于提供一种涡扇发动机，其包括前述防冰系统。为实现所述目的的防冰系统，其包括在尾喷流道的不同截面位置设置的引气口和回流口、从所述引气口到防冰部位的引气管路、从防冰部位到所述回流口的回流管路，其中所述引气口对应的流道截面面积大于所述回流口对应的流道截面面积。在一实施方式中，所述引气口设置有导流叶栅。在一实施方式中，所述回流口设置有导流叶栅。在一实施方式中，所述防冰部位包括分流环。在一实施方式中，所述防冰部位包括短舱唇口。在一实施方式中，所述短舱唇口的结构截面为中空的U形。在一实施方式中，所述引气管路和所述回流管路包覆隔热棉。在一实施方式中，所述引气管路设置有可关断该引气管路的控制阀。一种涡扇发动机，包括任一所述的防冰系统。前述防冰系统的有益效果如下：1.由于所需的高温气流来自于发动机尾喷，比起常规的从压气机处引来的气体温度更高，高温气体用于防冰的效果更好；2.所引来的气体在执行完防冰任务后，最终仍回到发动尾喷，正常排出发动机，这部分气流不会对发动机功率造成损耗；3.由于防冰功能带来的热交换降低了发动机尾喷排出气体的温度，相当于提高了发动机内涵气流的做功效率，所以一定程度上提高了发动机性能。附图说明本技术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为防冰系统的整体结构图；图2为防冰系统的防冰流路示意图；图3为防冰系统的尾喷流道示意图；图4为图3所示C处的引气口的放大图；图5为图3所示D处的回流口的放大图；图6为防冰系统的短舱唇口结构示意图；图7为图6中E-E线的剖视图；图8为防冰系统的分流环唇口结构示意图；图9为图8中F-F线的剖视图。具体实施方式如图1所示，在防冰系统的一个实施例中，防冰系统包括在尾喷流道A-A截面位置设置的引气口6和在尾喷流道的B-B截面位置设置的回流口13，尾喷流道A-A截面、尾喷流道的B-B截面大致呈圆环形，尾喷流道A-A截面的环形宽度大于尾喷流道B-B截面的环形宽度，相应地引气口6对应的尾喷流道A-A截面的面积大于回流口13对应的尾喷流道的B-B截面的面积。如图3至图5所示，引气口6和回流口13分别设置有导流叶栅60、130。在引气口6的接口处设置了迎向来流方向的导流叶栅60，以便于气流进入管路，在回流口13的接口处设置了顺流方向的导流叶栅130，以便于气流流出管路，从而加强管路内气流强度。如图1所示，在防冰系统的一个实施例中，防冰系统的防冰部位包括短舱唇口1和分流环唇口8。防冰系统还包括从引气口6到防冰部位的引气管路，该引气管路包括引气口6、供气主管5、短舱防冰供气管2和分流环防冰供气管7。防冰系统还包括从防冰部位到回流口13的回流管路，回流管路包括分流环防冰回流管10、短舱防冰回流管11、回流主管12和回流口13。而且，防冰系统的引气管路设置有可关断该引气管路的控制阀14。当发动机的短舱唇口1和分流环唇口8需要防冰时，该防冰系统将从尾喷机匣的引气口6引入高温气体，经过控制阀14，沿供气主管5分别进入短舱防冰供气管2和分流环防冰供气管7。其中，在短舱唇口防冰流路中，高温气体沿短舱防冰供气管2进入短舱唇口1。参考图6，高温气体在短舱唇口1的进气口111分成左右两股气流，沿短舱唇口1的左右两路半环形腔流动，然后从短舱唇口回流口112汇合流出至短舱防冰回流管11。高温气体在流动过程中使短舱唇口1壁面温度升高，从而实现防冰功能。类似的，在分流环防冰流路中，高温气体沿分流环防冰供气管7进入分流环唇口8。参考图8，高温气体在分流环唇口进气口81分成左右两股气流，沿分流环唇口8的左右两路半环形腔流动，然后从分流环唇口回流口82汇合流出至分流环防冰回流管10。高温气体在流动过程中使分流环唇口8壁面温度升高，从而实现防冰功能。然后短舱防冰回流管11中的气体和分流环防冰回流管10中的气体汇合流至回流主管12，从尾喷机匣上的回流口13回到尾喷管排出。该防冰系统所需的高温气体来自于发动机尾喷，比起常规的从压气机处引来的气体温度更高，高温气体用于防冰的效果更好。而且，由于相连通的引气口6和回流口13之间存在压力差，因此产生的热气环流流路不需要消耗发动机功率，降低了发动机的耗油率。当发动机的短舱唇口1和分流环唇口8不需要防冰时，可通过控制阀14关断防冰系统的引气管路。如图2所示防冰系统的一个实施例中，采用了最基本的流通方式，即一条防冰流路。在其他实施例中，也可以采用多条防冰流路，例如短舱唇口防冰流路和分流环防冰流路可以改为相互独立的两条流路，并且防冰部位还可以包括其他可能结冰的位置，例如进气锥，可相应地增设独立流路或者分流流道到其他的防冰位置。如图1至图9所示防冰系统的一个实施例中，短舱唇口1只有一个短舱唇口进气口111和一个短舱唇口出气口112，分流环唇口8只有一个分流环唇口进气口81和一个分流环唇口出气口82。在其他实施例中，可以分别设置多处短舱唇口进气口111、分流环唇口进气口81和多个短舱唇口出气口112、分流环唇口出气口82，基于均布的原则，使热气在短舱唇口1和分流环唇口8内的分布更加均匀。如图7和图9所示，短舱唇口1的结构截面100为中空的U型。由于短舱唇口1体积较大，并且受供气管径尺寸和引气口6与回流口13之间压力差较小的影响而引气量有限，采用截面为中空的U型的结构设计有助于将热气集中在短舱前缘，充分换热，从而提高防冰性能。而分流环唇口8体积较小，耗费热气较少，因此分流环唇口8的结构截面80未做此设计。在其他实施例中，分流环唇口8的结构截面80也可以采用中空的U型。此外，防冰系统的一个实施例中，本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.防冰系统，其特征在于，包括在尾喷流道的不同截面位置设置的引气口和回流口、从所述引气口到防冰部位的引气管路、从防冰部位到所述回流口的回流管路，其中所述引气口对应的流道截面面积大于所述回流口对应的流道截面面积。/n

【技术特征摘要】
1.防冰系统，其特征在于，包括在尾喷流道的不同截面位置设置的引气口和回流口、从所述引气口到防冰部位的引气管路、从防冰部位到所述回流口的回流管路，其中所述引气口对应的流道截面面积大于所述回流口对应的流道截面面积。


2.如权利要求1所述防冰系统，其特征在于，所述引气口设置有导流叶栅。


3.如权利要求1或2所述防冰系统，其特征在于，所述回流口设置有导流叶栅。


4.如权利要求1所述防冰系统，其特征在于，所述防冰部位包括分流环。
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【专利技术属性】
技术研发人员：许成，周颂平，张灵林，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：新型
国别省市：上海;31