本发明专利技术涉及航空发动机防冰技术领域，特别涉及一种防冰喷嘴、防冰装置和航空发动机。本发明专利技术的防冰喷嘴，包括：喷嘴腔体，内部设有空腔，并包括前壁和侧壁，侧壁连接于前壁的四周并包括连接于前壁左右两侧的左壁和右壁，喷嘴腔体的后端设有进气口，进气口用于与将除冰气体引入分流环中的分流管的出口连通；其中，前壁上设有第一孔，左壁上设有第二孔，右壁上设有第三孔，且第一孔的总通流面积小于第二孔和第三孔的总通流面积。将本发明专利技术的防冰喷嘴设置于分流管的出口，能有效改善分流环的热均匀性。性。性。
【技术实现步骤摘要】
防冰喷嘴、防冰装置和航空发动机
[0001]本专利技术涉及航空发动机防冰
，特别涉及一种防冰喷嘴、防冰装置和航空发动机。
技术介绍
[0002]结冰对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。
[0003]分流环是航空发动机的位于风扇下游用于分隔内外涵气流的物理元件，对其进行防冰设计是必要的。
[0004]对分流环一般采用热气防冰方式进行防冰。分流环作为一个环形的腔体，热气在进入分流环环腔时会存在因周向流动导致的周向温降。为了在保证防冰效果的同时，尽可能的减少防冰引气量，热分布的均匀性是分流环防冰系统设计中的关键技术。
[0005]为了改善分流环的热分布均匀性，相关技术中的技术手段主要是多管路供气，即高压引气管在接近分流环时通过一根分配管将原本一股气流分成周向多股气流，这多股气流经由沿着周向分布的对应数量的分流管分别进入分流环环腔中，达到增加热均匀性的目的。然而，由于重量的限制，分流管的数量不宜过多，这导致相邻的两个分流管之间仍然具有较大的距离。当气流从每一根分流管冲出后，主要还是直接冲击在分流管管口正对的位置，导致分流环的位于管口正前方的壁面温度较高，而位于相邻分流管间的壁面温度却依旧较低，存在周向温降。可见，分流环的热分布均匀性仍有待提高。
技术实现思路
[0006]本专利技术所要解决的一个技术问题为：改善分流环的热均匀性。
[0007]为了解决上述技术问题，本专利技术第一方面提供一种防冰喷嘴，其包括：
[0008]喷嘴腔体，内部设有空腔，并包括前壁和侧壁，侧壁连接于前壁的四周并包括连接于前壁左右两侧的左壁和右壁，喷嘴腔体的后端设有进气口，进气口用于与将除冰气体引入分流环中的分流管的出口连通；
[0009]其中，前壁上设有第一孔，左壁上设有第二孔，右壁上设有第三孔，且第一孔的总通流面积小于第二孔和第三孔的总通流面积。
[0010]在一些实施例中，左壁上设有多个第二孔，且多个第二孔的孔径沿着由进气口至前壁的方向依次减小；和/或，右壁上设有多个第三孔，且多个第三孔的孔径沿着由进气口至前壁的方向依次减小。
[0011]在一些实施例中，沿着由进气口至前壁的方向，左壁和右壁逐渐靠拢。
[0012]在一些实施例中，第一孔的孔径小于第二孔及第三孔的孔径。
[0013]在一些实施例中，前壁上设有至少两排第一孔，至少两排第一孔沿着上下方向间隔排布。
[0014]在一些实施例中，左壁上的第二孔和右壁上的第三孔关于喷嘴腔体的左右方向的中轴线对称布置。
[0015]在一些实施例中，前壁呈长圆形。
[0016]本专利技术第二方面还提供一种防冰装置，其包括分配管和设置于分配管上的分流管，分流管沿着分配管的周向布置并通过分配管与除冰气源连通，并且，该防冰装置还包括本专利技术的防冰喷嘴，防冰喷嘴的进气口与分流管的出口连通，用于将除冰气源提供的防冰气体引入分流环中。
[0017]本专利技术第三方面还提供一种航空发动机，其包括分流环及本专利技术的防冰装置。
[0018]在一些实施例中，除冰气源为航空发动机的压气机。
[0019]通过在分流管出口增设防冰喷嘴，并将防冰喷嘴构造为前壁总通流面积小于左右壁总通流面积，能使得防冰气体在流入分流环环腔时不再过分集中于分流管出口正对的分流环壁面，从而能有效改善分流环的热均匀性。
[0020]通过以下参照附图对本专利技术的示例性实施例进行详细描述，本专利技术的其它特征及其优点将会变得清楚。
附图说明
[0021]为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0022]图1为本专利技术一些实施例中航空发动机的结构示意简图。
[0023]图2为图1中防冰引起装置在引流环处的安装示意图。
[0024]图3为图2中防冰喷嘴和分流管的立体示意图。
[0025]图4为图3的右视图。
[0026]图5为图3的主视图。
[0027]图6为图3中防冰喷嘴的立体示意图。
[0028]图中：
[0029]100、航空发动机；
[0030]10、分流环；20、短舱；30、支板；40、压气机；50、燃烧器；60、涡轮；70、防冰装置；101、环腔；102、后环壁；
[0031]1、防冰喷嘴；11、前壁；1a、侧壁；12、左壁；13、右壁；14、顶壁；15、底壁；16、进气口；17、喷嘴腔体；18、空腔；111、第一孔；112、第二孔；113、第三孔；
[0032]2、分流管；
[0033]3、引气管。
具体实施方式
[0034]下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本专利技术及其应用或使
用的任何限制。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有开展创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0035]对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。
[0036]在本专利技术的描述中，需要理解的是，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，因此不能理解为对本专利技术保护范围的限制。
[0037]此外，下面所描述的本专利技术不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
[0038]图1-6示例性地示出本专利技术航空发动机、防冰装置和防冰喷嘴的结构。
[0039]图1简要地示出了航空发动机的结构。参照图1，一些实施例中，航空发动机100包括短舱20、支板30、压气机40、燃烧器50、涡轮60及分流环10等。
[0040]压气机40、燃烧器50及涡轮60沿着空气流动方向依次布置，是航空发动机100的核心机的主要组成部分。
[0041]核心机外部罩设有核心机舱(图中未示出)。核心机舱与核心机之间设有内涵流道。
[0042]短舱20设置于核心机舱外部。航空发动机100通过短舱20悬挂至机翼的挂架上。短舱20与核心机舱之间设有外涵流道。
[0043]由风扇(图中未示出)吸入的空气一部分经由内涵流道，进入燃烧器50的燃烧室，与由燃料获得的燃气一起，燃烧喷射，实现燃烧做功过程，而由风扇吸入的另一部分空气则进入外涵流道，产生正推力。
[0044]分流环10设置于航空发动机的进气通道的本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种防冰喷嘴(1)，其特征在于，包括：喷嘴腔体(17)，内部设有空腔(18)，并包括前壁(11)和侧壁(1a)，所述侧壁(1a)连接于所述前壁(11)的四周并包括连接于所述前壁(11)左右两侧的左壁(12)和右壁(13)，所述喷嘴腔体(17)的后端设有进气口(16)，所述进气口(16)用于与将除冰气体引入分流环(10)中的分流管(2)的出口连通；其中，所述前壁(11)上设有第一孔(111)，所述左壁(12)上设有第二孔(112)，所述右壁(13)上设有第三孔(113)，且所述第一孔(111)的总通流面积小于所述第二孔(112)和所述第三孔(113)的总通流面积。2.根据权利要求1所述的防冰喷嘴(1)，其特征在于，所述左壁(12)上设有多个所述第二孔(112)，且所述多个所述第二孔(112)的孔径沿着由所述进气口(16)至所述前壁(11)的方向依次减小；和/或，所述右壁(13)上设有多个所述第三孔(113)，且所述多个所述第三孔(113)的孔径沿着由所述进气口(16)至所述前壁(11)的方向依次减小。3.根据权利要求1所述的防冰喷嘴(1)，其特征在于，沿着由所述进气口(13)至所述前壁(11)的方向，所述左壁(12)和所述右壁(13)逐渐靠拢。4.根据权利要求1-3任一所述的防冰喷嘴(...
【专利技术属性】
技术研发人员：苏杰，王代军，陈喆，黄钟韬，
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：发明
国别省市：
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