[发明专利]分流环、核心机以及航空发动机

说明书

本公开涉及一种分流环、核心机以及航空发动机。其中，分流环包括分流环壳体；分流环主腔，构造于分流环壳体内并与引气通道相通；以及分流环副腔；构造于分流环壳体的前缘鼻部内且位于分流环主腔之前；其中，分流环副腔的容积小于分流环主腔的容积。本公开分流环使得在不改变分流环前缘外部结构的基础上达到减小分流环前端的壁面厚度的目的，加强对流换热能力和均匀性，提高对流换热系数，无需引用过多的高压压气机的热气进行防冰，提高航空发动机性能。

技术领域

本公开涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种分流环、核心机以及航空发动机。

背景技术

飞机在飞行过程中，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。

为了在保证防冰效果的同时，尽可能的减少防冰引气量，强化热气与分流环部件的热交换是分流环防冰系统设计中的关键技术。

针对分流环防冰，发明人所知晓的主要技术手段为狭缝换热。狭缝换热结构的主要特征是在分流环的前缘部分布置狭缝结构，提高防冰引气在前缘的流动速度以达到加强换热的目的。此结构的缺点主要为狭缝换热虽然可以提高流速但是提升有限，同时气流在夹缝内容易形成稳定较厚的边界层，导致其换热能力减弱，从而引发所需引气量大的问题。除了狭缝换热结构，还有一些技术中使用了冲击换热结构。冲击换热结构的主要特征是在分流环腔内布置一个内腔，在内腔上开多个小孔，气流先从引气管进入内腔，然后通过小孔加速后冲击进入外腔中，起到加强换热的作用。此结构的主要缺点为两点：一是其结构的前缘壁面较厚，导致前缘的对流换热不够充分，若分流环的材料选择钛这类导热系数小的金属，就会出现热量导不出去的问题。二是虽然为多孔冲击结构，但是仍有较多部位得不到高速气流的冲击换热作用，导致壁面不同区域的对流换热系数差异很大。

发明内容

经发明人研究发现，相关技术中，分流环尚存在对流换热利用率不够高的缺陷。

有鉴于此，本公开实施例提供一种分流环、核心机以及航空发动机，能够加强对流换热能力和均匀性，提高对流换热系数。

在本公开的一个方面，提供一种分流环，包括：

分流环壳体；

分流环主腔，构造于分流环壳体内并与引气通道相通；以及

分流环副腔；构造于分流环壳体的前缘鼻部内且位于分流环主腔之前；

其中，分流环副腔的容积小于分流环主腔的容积。

在一些实施例中，还包括冲击孔，用于连通分流环主腔和分流环副腔，以形成冲击换热机构。

在一些实施例中，冲击孔为细长孔。

在一些实施例中，分流环主腔和分流环副腔均为环形腔，冲击孔为多个且在分流环壳体的周向上呈间隔布置。

在一些实施例中，冲击孔为多个且在分流环壳体的周向上呈等间距布置。

在一些实施例中，还包括与分流环副腔相通的狭缝出气通道，以形成狭缝换热结构，狭缝出气通道为全环通道且位于分流环副腔之后和导叶之前。

在一些实施例中，狭缝出气通道的出气口构造于分流环壳体的内壁上，狭缝出气通道的进气口构造于分流环副腔后侧的底部。

在一些实施例中，狭缝出气通道的轴向截面呈类L形。

在一些实施例中，还包括与分流环副腔相通的狭缝出气口，为多个且在分流环壳体的周向上与冲击孔错位布置。

在一些实施例中，狭缝出气口构造于分流环壳体位于的分流环副腔处的内壁上。