【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种分流环及包含其的航空发动机和飞行器。
技术介绍
1、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。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，是典型的防冰部件，其常见的防冰形式为热气防冰。
2、分流环作为一个环形的腔，热气在进入分流环腔时一定会存在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。
3、针对热分布均匀性，目前主要技术手段是多管路供气。此类结构的主要特征是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了周向多股气流，多股气流沿着周向均布的对应数量的分流管分别进入分流环腔中，达到增加热均匀性的目的。此结构的缺点主要为分成多根分流环进气虽然可以提高热均匀性，但是由于重量的限制，分流管的数量不宜过多，这也导致了相邻的两个分流管之间仍然具有较大的距离。当每一根分流环管的气流在冲出管子后，主要还是直接冲击在管口正对应的腔壁上，导致此处的壁面温度较高，而远离管口的壁面依旧会存在一定的温差，气流的均匀性差，并且在飞行过程中所遇到冷空气会在温度较低的分流环表面结冰，进而影响飞行安全。
技术实现思路
1、本专利技术要解决的技术问题是为了克服现有技术中流入分流环内的气体流动性差的缺陷，提供一种分流环及包含其的航空发动机和飞行器。
2、
3、一种分流环，所述分流环内设有环形空腔，所述分流环上连接有进气管，所述进气管向所述环形空腔内供气体，所述分流环还包括有导流件，所述导流件设于所述环形空腔内，所述导流件沿气体导流方向的一端朝着所述环形空腔的周向方向设置，且所述导流件沿气体导流方向的另一端对应所述进气管与所述环形空腔的连通处设置。
4、在本方案中，导流件对应进气管设置，且导流件的一端向环形空腔的轴向方向延伸，进气管所供气体流向导流件并通过导流件使得气体沿环形空腔的周向流动，提高了气体在环形空腔内流动的均匀性，并且，当气体为高温气体时能够加热所流过的环形空腔的内壁，进而实现分流环周向被均匀加热并通过分流环被均匀加热而去除分流环外周侧上所结的冰，保证了航空器的飞行安全。
5、较佳地，所述导流件连接于所述环形空腔的内壁上。
6、在本方案中，导流件的端部沿环形空腔内的周向方向延伸，而导流件的侧部连接于环形空腔的内壁上，即环形空腔的上下两内壁通过导流件连接，导流件能够增加环形空腔内的支撑点，以此增加分流环的结构强度，在此基础上，分流环的壁面可以更加薄，在保证强度的背景下分流环的内壁能够更快被高温气体所加热，融化分流环外周侧上的冰的速率提升。
7、较佳地，所述进气管沿所述分流环的周向设有多个，所述环形空腔内对应多个所述进气管设有多个导流件。
8、在本方案中，进气管和导流件设有多个，其目的在于，保证气体沿环形空腔内的周向方向流动，提升气体的流动性和均匀性，以使得气体在环形空腔内流动时形成沿分流环的径向方向流动的气流环，此为本申请的一种较佳的结构设置。
9、较佳地，多个所述导流件沿所述环形空腔的中间部分的圆周方向设置。
10、在本方案中，导流件的一端沿分流环的径向方向延伸，以使得从进气管流入的高温气体沿分流环内的环形空腔的径向方向流动，进一步地，将导流件设于环形空腔的中间部分，以使得高温气体绕环形空腔的中间部分流动并循环，在循环过程中，高温气体还可通过向环形空腔的两侧扩散以此增加高温气体的流动性，实现高温气体能够循环到环形空腔的各个位置，并对应提升分流环加热除冰的能力，以保证航空器的飞行安全。
11、较佳地，所述环形空腔内设有壁面，所述壁面远离所述进气管设置且所述壁面分隔所述环形空腔并形成有前腔和后腔，所述导流件位于所述后腔内，所述壁面上开设有通道，所述进气管通过所述通道向所述前腔供气体。
12、在本方案中，环形空腔内还设有前腔和后腔，后腔与进气管连通，而前腔与后腔则通过通道连通，进气管向后腔内供高温气体，一部分高温气体经通道流向前腔，而前腔的内壁相对于后腔来说更靠近飞行过程中所遇到的冷空气，也就是说前腔同样容易遇冷空气结冰，对于前腔的供高温气体除冰也十分重要。
13、较佳地，所述前腔的截面呈锥形，所述前腔的内壁上设有排气口，所述后腔与所述排气口通过所述通道连通。
14、在本方案中，前腔的截面为锥形其目的在于更好的分割空气，以使得在飞行过程中减少空气阻力，另外，前腔通过冲击换热的方式增加热效率，即高温气体通过通道冲击前腔内壁，以达到快速提升前腔内壁温度并通过提升温度后的前腔来去除冷空气在分流环前缘部分所结的冰，而供向前腔的高温气体则通过排气口进行排除，避免高温气体降温后依然积蓄在前腔内而使得前腔的外周侧又重新出现结冰的情况，此为本申请的一种较佳的结构设置。
15、较佳地，所述通道为沿所述分流环的轴线方向设置的气孔，所述气孔对应所述前腔的内壁上，所述排气口与所述气孔位于不同方向上。
16、在本方案中，气孔沿分流环轴向设置，气孔与排气口连通，通过气孔供高温气体，而排气口与气孔位于不同方向上，以避免流入前腔的高温气体还未加热前腔内壁就通过排气口排出，以此延长高温气体在前腔内的停留时间。
17、较佳地，所述气孔设有多个，所述排气口沿竖直方向设置且位于所述前腔的底部内壁上，所述排气口对应所述气孔设有多个。
18、在本方案中，气孔设置多个以提高高温气体冲击前腔内壁增加了前腔的加热除冰的热效率，同时，排气口也设置多个便于在高温气体加热前腔内壁后降温至热效率降低前，通过排气口将降温了的气体排出前腔，以保证前腔能够持续高温，来去除分流环前缘上所结的冰。
19、较佳地，所述排气口为贯穿所述前腔的内壁的通槽，所述通槽为绕所述分流环周向的环形通槽。
20、在本方案中，排气口也可以为通槽，即排气口为绕分流环周向的环形通槽，以此提升前腔的排气效率，当然也可以选用其他结构，其目的同样是为了排除降温后的气体，以保证前腔的持续高温并有效去除冷空气在分流环前缘上所结的冰。
21、一种航空发动机，包括上述任意一项所述的分流环。
22、在本方案中，采用上述分流环的航空发动机其去除发动机周侧的遇冷空气所结的冰的效率更高，通过导流件增强了高温气体在发动机前分流环内的循环效率，进而提升了分流环的热效率，除冰效果更佳。
23、一种飞行器，其包括如上述所述的航空发动机。
24、本专利技术的积极进步效果在于：本专利技术通过导流件来增强气体，尤其是进气管供向分流环环形空腔内的高温气体的循环流动率，使得高温气体遍布环形空腔各个位置，进而通过高温气体加热环形空腔内壁，增加分流环的热效率，提高了分流环加热并去除分流环遇冷空气结冰的效率，保证了航空器的飞行本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种分流环，所述分流环内设有环形空腔，所述分流环上连接有进气管，所述进气管向所述环形空腔内供气体，其特征在于，所述分流环还包括有导流件，所述导流件设于所述环形空腔内，所述导流件沿气体导流方向的一端朝着所述环形空腔的周向方向设置，且所述导流件沿气体导流方向的另一端对应所述进气管与所述环形空腔的连通处设置。
2.如权利要求1所述的分流环，其特征在于，所述导流件连接于所述环形空腔的内壁上。
3.如权利要求1所述的分流环，其特征在于，所述进气管沿所述分流环的周向设有多个，所述环形空腔内对应多个所述进气管设有多个导流件。
4.如权利要求3所述的分流环，其特征在于，多个所述导流件沿所述环形空腔的中间部分的圆周方向设置。
5.如权利要求1所述的分流环，其特征在于，所述环形空腔内设有壁面，所述壁面远离所述进气管设置且所述壁面分隔所述环形空腔并形成有前腔和后腔，所述导流件位于所述后腔内，所述壁面上开设有通道，所述进气管通过所述通道向所述前腔供气体。
6.如权利要求5所述的分流环，其特征在于，所述前腔的截面呈锥形，所述前腔的内壁上设有排
7.如权利要求6所述的分流环，其特征在于，所述通道为沿所述分流环的轴线方向设置的气孔，所述气孔对应所述前腔的内壁上，所述排气口与所述气孔位于不同方向上。
8.如权利要求7所述的分流环，其特征在于，所述气孔设有多个，所述排气口沿竖直方向设置且位于所述前腔的底部内壁上，所述排气口对应所述气孔设有多个。
9.如权利要求7所述的分流环，其特征在于，所述排气口为贯穿所述前腔的内壁的通槽，所述通槽为绕所述分流环周向的环形通槽。
10.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1-9任意一项所述的分流环。
11.一种飞行器，其特征在于，其包括如权利要求10所述的航空发动机。
...【技术特征摘要】
1.一种分流环，所述分流环内设有环形空腔，所述分流环上连接有进气管，所述进气管向所述环形空腔内供气体，其特征在于，所述分流环还包括有导流件，所述导流件设于所述环形空腔内，所述导流件沿气体导流方向的一端朝着所述环形空腔的周向方向设置，且所述导流件沿气体导流方向的另一端对应所述进气管与所述环形空腔的连通处设置。
2.如权利要求1所述的分流环，其特征在于，所述导流件连接于所述环形空腔的内壁上。
3.如权利要求1所述的分流环，其特征在于，所述进气管沿所述分流环的周向设有多个，所述环形空腔内对应多个所述进气管设有多个导流件。
4.如权利要求3所述的分流环，其特征在于，多个所述导流件沿所述环形空腔的中间部分的圆周方向设置。
5.如权利要求1所述的分流环，其特征在于，所述环形空腔内设有壁面，所述壁面远离所述进气管设置且所述壁面分隔所述环形空腔并形成有前腔和后腔，所述导流件位于所述后腔内，所...
【专利技术属性】
技术研发人员：苏杰，黄钟韬，张洁珊，
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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