用于涡扇发动机核心机舱的通风冷却进气装置制造方法及图纸

本发明专利技术涉及一种用于涡扇发动机核心机舱(5)的通风冷却进气装置(10)。该通风冷却进气装置(10)包括：冷却气流接引管(1)；进气装置壳体(2)，进气装置壳体(2)具有与冷却气流接引管(1)连通的第一端(2a)、与第一端(2a)相对的第二端(2b)和穿过第一端(2a)和第二端(2b)的中心轴线(X)；以及开设在进气装置壳体(2)上的至少一条排气格栅(3)。进气装置壳体(2)在壳体(2)的第一端(2a)处获得最大横截面积(S

【技术实现步骤摘要】
用于涡扇发动机核心机舱的通风冷却进气装置


[0001]本专利技术涉及一种改进型通风冷却进气装置，更具体地说，涉及一种用于涡扇发动机核心机舱的通风冷却进气装置。

技术介绍

[0002]在民用飞机的涡扇发动机运行期间，其核心机舱易于产生大量热量。核心机舱内的通风冷却设计作为舱内热管理的主要措施，除了要保证舱内附件工作在限定温度以内，还要避免可燃气体积聚并实现舱内施压功能。在保证温控的前提下，应尽可能降低通风冷却进气装置的重量，使通风引气损失所造成的发动机推力亏损减小。
[0003]随着新型发动机的涵道比不断增大，机舱相对容积和外涵道压比逐渐降低，对通风冷却进气装置的设计提出了更严苛的要求。然而，受到目前主流民用飞机核心机舱的通风冷却进气装置的限制，降低总压损失和改善进气均匀性这两个目标通常难以兼得。
[0004]举例来说，图1是一种目前普遍使用的用于涡扇发动机核心机舱的通风冷却进气装置10'的示意图。如图1所示，可以看到通风冷却进气装置10'整体上呈大致中空圆筒形状，在垂直于其中心轴线X的各个平面上截取的横截面面积在该装置的进气端和排气端之间基本上没有变化。由此，这种通风冷却进气装置10'在业内又被称为“直管式进气装置”，其优势在于核心机舱内通风冷却气流直接流过通风冷却进气装置10'(如图1中虚线箭头F指示的流动路径所示)，其进气量充足且沿舱内径向的流速较快，在靠近进气口位置的局部区域处降温效果较为明显。但是，其缺点在于气流的周向分布均匀性较差，整体冷却效果并不理想。
[0005]图2是另一种普遍使用的用于涡扇发动机核心机舱的通风冷却进气装置10"的示意图。如图2所示，该通风冷却进气装置10"通过封堵直管式进气装置10'的排气端并在圆筒侧壁开设多个彼此平行的条状格栅3"，以将“直管式进气装置”改进为“格栅式进气装置”。在图2所示的示例中，条状格栅3"沿圆筒侧壁周向均匀地开设有共八条格栅，每条格栅3"均平行于通风冷却进气装置10"的中心轴线X延伸，其长度通常设定为圆筒长度的一半左右。这样，冷却气流可以仅从各条格栅3"沿周向流出(如图2中虚线箭头F指示的流动路径所示)，并在一定程度上改善气流均匀度。但是，在该通风冷却进气装置10"中，外涵来流会对封闭的排气端产生直接冲击，这不可避免地付出了总压损失的代价，降低了核心机舱内冷却气流的整体通流能力。
[0006]为此，业内还出现了大量替代上述通风冷却进气装置10'和10"的设计。例如，由中国商用航空发动机有限公司于2014年3月27日提交的题为“发动机核心舱的通风冷却装置”的中国专利申请CN104943530A中，公开了一种可调节式通风冷却进气装置。该装置安装于外涵内壁上，设有三个工作位置，可根据环境需要控制进入核心舱的气流量。
[0007]此外，由南京航空航天大学于2021年7月15日提交的题为“一种大涵道比涡扇发动机核心舱通风结构及其通风方法”的中国专利申请CN113606045A中，公开了一种核心舱通风结构及其通风方法。该通风方法利用冲压进气效应将外涵气流引入上游进气圆环腔中，
再利用外涵气流的抽吸作用将冷却气体经由下游排气格栅引出。然而，上述设计需要专门制造进气风斗及其作动机构，并且增设上游圆环腔或其它冷却装置，包括但不限于驱动风斗的作动筒、连杆、滑槽等机构、能够调节经由进风口进入核心机舱的气流量的调节组件、改善气流分布的圆环腔结构和下游抽吸排气的格栅结构等等。但是，这些组件的制造成本与通风冷却进气装置10'、10"相比明显偏高，且存在增设结构与舱内附件的干涉风险。
[0008]为此，需要设计一种能够兼顾降低总压损失和改善进气均匀性这两个目的且成本低廉的用于涡扇发动机核心机舱的通风冷却进气装置。

技术实现思路

[0009]本专利技术的目的在于提供一种以较低的成本改善涡扇发动机核心机舱内的通风换热效率的通风冷却进气装置。
[0010]根据本专利技术的第一方面涉及一种用于涡扇发动机核心机舱的通风冷却进气装置，包括：
[0011]允许气流进入核心机舱的冷却气流接引管；
[0012]进气装置壳体，进气装置壳体具有与冷却气流接引管连通的第一或进气端、与第一端相对的第二或相对端和穿过第一端和第二端的中心轴线；以及
[0013]开设在进气装置壳体上的至少一条排气格栅，
[0014]其中，进气装置壳体在垂直于中心轴线的各个平面上截取的横截面面积在壳体的第一端处获得最大横截面积，而在壳体的第二端处获得最小横截面积。
[0015]与现有技术中的“直管式进气装置”相比，根据本专利技术的“倒锥式进气装置”保证了进入突扩流道后的冷却气体受内部高压驱动可直接经格栅沿斜下方放射状喷出。这在很大程度上改善了核心机舱内的气流分布均匀性，同时实现了以通风冷却进气装置为中心具有较大范围的对流换热区域。
[0016]与现有技术中的“格栅式进气装置”相比，根据本专利技术的“倒锥式进气装置”利用其突扩造型致使气体流道的横截面积呈现阶跃式放大，为冷却气体增压，削弱对进气装置底面的冲击作用，同时在倒锥体的锥面结构上部形成回流区甚至旋涡结构，增加气流的抗干扰能力，降低通风效率对于外涵总压的敏感性。
[0017]在本申请的较佳实施例中，“倒锥式进气装置”通常为圆锥体，但也可以是棱锥体或其它锥体。在“倒锥式进气装置”具有棱锥形状的情况下，排气格栅可以形成在棱锥的各个面中的至少一个棱面上。
[0018]优选地是，进气装置壳体由横截面突扩段和横截面渐缩段构成，横截面突扩段的横截面面积在第一端处或附近具有不连续的沿程面积变化率，横截面收缩段的横截面面积沿着从第一端到第二端的方向单调减小。
[0019]更佳地是，横截面突扩段的横截面面积为最大横截面积，横截面渐缩段的横截面面积从最大横截面积以恒定或变化的比率渐缩到最小横截面积。
[0020]在一个较佳实施例中，横截面突扩段可以在第一端处形成为大致垂直于中心轴线的锥体顶面。在又一个较佳实施例中，横截面渐缩段可以在第二端处形成朝向第一端凹入的半球状底面。
[0021]较佳地是，半球状底面的球体半径可以大于最小横截面积所对应的半径，半球状
底面的表面积可以小于对应等半径完整球体表面积的一半。
[0022]在上述较佳实施例中，通过设置半球状底面可以促使冲击气流的反射方向沿底面径向发生偏折，在理想情况下可以直接透过格栅逸出，从而抑制冷却气流对进气结构壁面的多次冲击，降低了总压损耗。
[0023]关于排气格栅，进气装置壳体上可以形成有多条排气格栅，排气格栅围绕中心轴线均匀地分布在进气装置壳体上。
[0024]优选地是，进气装置壳体上可以总共形成有十条排气格栅，并且仅形成在进气装置壳体的横截面收缩段上。
[0025]更佳地是，排气格栅的长度可以是进气装置壳体沿其中心轴线的总长度的四分之三以上。
[0026]根据本专利技术的第二方面涉及一种涡扇发动机核心机舱，在核心机舱的进气上游布置有至少一个如本专利技术的第一方面所述的通风冷却进气装置，
...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于涡扇发动机核心机舱(5)的通风冷却进气装置(10)，包括：允许气流进入所述涡扇发动机核心机舱(5)的冷却气流接引管(1)；进气装置壳体(2)，所述进气装置壳体(2)具有与所述冷却气流接引管(1)连通的第一端(2a)、与所述第一端(2a)相对的第二端(2b)和穿过所述第一端(2a)和所述第二端(2b)的中心轴线(X)；以及开设在所述进气装置壳体(2)上的至少一条排气格栅(3)，其特征在于，所述进气装置壳体(2)在垂直于所述中心轴线(X)的各个平面上截取的横截面面积(S)在所述壳体(2)的所述第一端(2a)处获得最大横截面积(S
max
)，而在所述壳体(2)的所述第二端(2b)处获得最小横截面积(S
min
)。2.如权利要求1所述的通风冷却进气装置(10)，其特征在于，所述进气装置壳体(2)由横截面突扩段(2
‑
I)和横截面渐缩段(2
‑
II)构成，所述横截面突扩段(2
‑
I)的横截面面积在所述第一端(2a)处具有不连续的沿程面积变化率，所述横截面渐缩段(2
‑
II)的横截面面积沿着从所述第一端(2a)到所述第二端(2b)的方向单调减小。3.如权利要求2所述的通风冷却进气装置(10)，其特征在于，所述横截面突扩段(2
‑
I)的横截面面积(S)为最大横截面积(S
max
)，所述横截面渐缩段(2
‑
II)的横截面面积(S)从最大横截面积(S
max
)以恒定或变化的比率渐缩到最小横截面积(S
min
)。4.如权利要求2所述的通风冷却进气装置(10)，其特征在于，所述横截面突扩段(2
‑
I)在所述第一端(2a)处形成为大...

【专利技术属性】
技术研发人员：王岩，邓明，刘昊，赵强，崔玉超，周雷声，
申请(专利权)人：中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院，
类型：发明
国别省市：