【技术实现步骤摘要】
航空发动机分流环及航空发动机
[0001]本专利技术涉及航空航天
，尤其涉及一种航空发动机分流环及航空发动机。
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。航空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，是典型的需要防冰的部件。
技术实现思路
[0003]本专利技术的一些实施例提出一种航空发动机分流环及航空发动机，用于提高航空发动机分流环的防冰效果。
[0004]在本专利技术的一个方面，提供一种航空发动机分流环，包括：
[0005]第一环形壁，包括第一主体部、弯曲部和第一连接部，所述弯曲部的第一端连接于所述第一主体部的前端，所述弯曲部的第二端向所述第一主体部的后端延伸，所述第一连接部设于所述第一主体部的内壁，且向所述第二环形壁延伸；以及
[0006]第二环形壁，与所述第一环形壁之间形成环形腔，所述第二环形壁包括第二主体部和第二连接部，所述第二主体部的前端与所述弯曲部的第二端对接，所述第二连接部设于所述第二主体部的外壁，且向所述第一环形壁延伸，所述第二连接部位于所述第一连接部的内侧，且与所述第一连接部抵接；
[0007]其中，所述第一连接部和所述第二连接部将所述环形腔分隔为第一腔和第二腔，所述第一连接部与所述第二连接部之间设有多个气孔，所述多个气孔被配置为将所述第二腔内的气流引向所述第一腔，以使气流冲击所述弯曲部。>[0008]在一些实施例中，所述第二主体部的前端设有多个缺口，所述多个缺口与所述弯曲部的第二端配合形成多个排气口，所述多个排气口中的每个排气口的位置被配置为与航空发动机的一导叶的位置相对应，所述排气口被配置为将所述第一腔内的气流引向其所对应的所述导叶。
[0009]在一些实施例中，所述第二连接部设有多个凹槽，所述多个凹槽与所述第一连接部配合形成所述多个气孔。
[0010]在一些实施例中，所述第一连接部与所述第一主体部的连接处位于所述弯曲部的第一端与所述第一主体部的前端的连接处。
[0011]在一些实施例中，所述第二连接部与所述第二主体部的连接处位于所述第二主体部的前端的后方。
[0012]在一些实施例中，所述第一环形壁还包括第三连接部，所述第二环形壁包括第四连接部，所述第三连接部设于所述第一主体部的后端，且向所述第二环形壁延伸，所述第四连接部设于所述第二主体部的后端，且向所述第一环形壁延伸，所述第四连接部位于所述
第三连接部的内侧，且与所述第三连接部抵接，所述第四连接部设有引气孔。
[0013]在一些实施例中，所述第二腔的体积大于所述第一腔的体积。
[0014]在一些实施例中，所述弯曲部从其第一端至第二端的厚度均匀一致，所述弯曲部的厚度与所述第一主体部的厚度一致。
[0015]在本专利技术的一个方面，提供一种航空发动机，包括上述的航空发动机分流环。
[0016]在一些实施例中，航空发动机还包括多个导叶，所述第二主体部的前端设有多个缺口，所述多个缺口与所述弯曲部的第二端配合形成多个排气口，所述多个排气口中的每个排气口的位置被配置为与所述多个导叶中的一导叶的位置相对应，所述排气口被配置为将所述第一腔内的气流引向其所对应的所述导叶。
[0017]基于上述技术方案，本专利技术至少具有以下有益效果：
[0018]在一些实施例中，航空发动机分流环包括第一环形壁和第二环形壁，第一环形壁和第二环形壁之间形成环形腔，第一连接部和第二连接部将环形腔分隔为第一腔和第二腔，第一腔和第二腔通过多个气孔连通，防冰热气首先被引入第二腔，继而通过多个气孔引向第一腔，使得进入第一腔的气流速度提高，起到冲击分流环前缘壁面的作用，提高换热系数和换热效果，在保证防冰效果的前提下，减少防冰热气的引气量，提高防冰热气的利用率。
附图说明
[0019]此处所说明的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，构成本申请的一部分，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。在附图中：
[0020]图1为根据本专利技术一些实施例提供的航空发动机分流环和导叶的局部结构示意图；
[0021]图2为根据本专利技术一些实施例提供的航空发动机分流环的第一环形壁的局部结构示意图；
[0022]图3为根据本专利技术一些实施例提供的航空发动机分流环的第二环形壁的局部结构示意图；
[0023]图4为根据本专利技术一些实施例提供的航空发动机分流环内的气流流向示意图；
[0024]图5为根据本专利技术一些实施例提供的航空发动机的局部结构示意图。
[0025]附图中标号说明如下：
[0026]1‑
第一环形壁；11
‑
第一主体部；12
‑
弯曲部；121
‑
弯曲部的第二端；13
‑
第一连接部；14
‑
第三连接部；
[0027]2‑
第二环形壁；21
‑
第二主体部；211
‑
第二主体部的前端；212
‑
缺口；22
‑
第二连接部；221
‑
凹槽；23
‑
第四连接部；
[0028]3‑
气孔；
[0029]4‑
排气口；
[0030]5‑
引气孔；
[0031]61
‑
第一腔；62
‑
第二腔；
[0032]100
‑
分流环；200
‑
导叶；300
‑
短舱；400
‑
支板；500
‑
阀；600
‑
压气机；700
‑
燃烧室；800
‑
涡轮。
[0033]应当明白，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。此外，相同或类似的参考标号表示相同或类似的构件。
具体实施方式
[0034]现在将参照附图来详细描述本专利技术的各种示例性实施例。对示例性实施例的描述仅仅是说明性的，决不作为对本专利技术及其应用或使用的任何限制。本专利技术可以以许多不同的形式实现，不限于这里所述的实施例。提供这些实施例是为了使本专利技术透彻且完整，并且向本领域技术人员充分表达本专利技术的范围。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、材料的组分、数字表达式和数值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。
[0035]本专利技术中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的部分。“包括”或者“包含”等类似的词语意指在该词前的要素涵盖在该词后列举的要素，并不排除也涵盖其他要素的可能。“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种航空发动机分流环，其特征在于，包括：第一环形壁(1)，包括第一主体部(11)、弯曲部(12)和第一连接部(13)，所述弯曲部(12)的第一端连接于所述第一主体部(11)的前端，所述弯曲部(12)的第二端(121)向所述第一主体部(11)的后端延伸，所述第一连接部(13)设于所述第一主体部(11)的内壁，且向所述第二环形壁(2)延伸；以及第二环形壁(2)，与所述第一环形壁(1)之间形成环形腔，所述第二环形壁(2)包括第二主体部(21)和第二连接部(22)，所述第二主体部(21)的前端(211)与所述弯曲部(12)的第二端(121)对接，所述第二连接部(22)设于所述第二主体部(21)的外壁，且向所述第一环形壁(1)延伸，所述第二连接部(22)位于所述第一连接部(13)的内侧，且与所述第一连接部(13)抵接；其中，所述第一连接部(13)和所述第二连接部(22)将所述环形腔分隔为第一腔(61)和第二腔(62)，所述第一连接部(13)与所述第二连接部(22)之间设有多个气孔(3)，所述多个气孔(3)被配置为将所述第二腔(62)内的气流引向所述第一腔(61)，以使气流冲击所述弯曲部(12)。2.如权利要求1所述的航空发动机分流环，其特征在于，所述第二主体部(21)的前端(211)设有多个缺口(212)，所述多个缺口(212)与所述弯曲部(12)的第二端(121)配合形成多个排气口(4)，所述多个排气口(4)中的每个排气口(4)的位置被配置为与航空发动机的一导叶(200)的位置相对应，所述排气口(4)被配置为将所述第一腔(61)内的气流引向其所对应的所述导叶(200)。3.如权利要求1所述的航空发动机分流环，其特征在于，所述第二连接部(22)设有多个凹槽(221)，所述多个凹槽(221)与所述第一连接部(13)配合形成所述多个气孔(3)。...
【专利技术属性】
技术研发人员：苏杰，杨军，闵现花，
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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