[发明专利]一种大涵道比涡扇发动机核心舱通风结构及其通风方法

说明书

本发明提供一种大涵道比涡扇发动机核心舱通风结构及其通风方法，包括进气圆环腔和一组排气格栅；在核心机舱上游的外壳壁面周向位置上开有进气孔，利用冲压进气效应将外涵气流引入进气圆环腔中，冷却气流先在腔内沿周向流动，再周向均匀地从圆环腔端面上的排气小孔排入核心机舱内区域中，用以实现外涵冷却气流能在周向上均匀进入核心机舱内；圆环腔端面存在一个倾斜角度，使外涵冷却气流以一定角度流向核心机舱内的流体区域，更好的达到为核心机机匣表面降温目的，获得更好的舱内流动换热效果；排气格栅位于核心机舱下游壁面，利用外涵气流的抽吸作用，核心机舱内的空气从排气格栅抽吸出来，与外涵气流混合后进入外涵流道。

技术领域

本发明涉及发动机核心舱通风结构技术领域，特别是涉及一种大涵道比涡扇发动机核心舱通风结构及其通风方法。

背景技术

燃气涡轮发动机核心机正常工作时要向外散发大量的热量。高温燃气以热辐射及对流换热的形式向核心机舱传递热量，而核心机内部又以导热、热辐射等形式换热，各种换热方式相互耦合，相互影响，造成发动机核心机舱内温度升高。核心机舱内的高温会引起核心机部件工作异常或损坏，严重时会直接影响飞机的飞行安全。因此考虑到核心机舱内附件和结构的寿命，设计合适的核心机舱通风冷却系统方案提供核心机舱冷却所需的气流来保证核心机舱和核心机机匣的温度在规定的限制范围内十分重要。

Sawyers-abbott等人研究了一种发动机核心舱通风装置。该通风装置包括：防火密封构件(用于基本密封燃气涡轮发动机机舱中的核心机舱)、以及烟囱(烟囱构造成与防火密封构件流体连通的形式，以实现将热空气通过防火密封件从核心室引导至外部大气的目的)。该装置还提供了一种燃气涡轮发动机和包括核心舱通风装置的机舱的设计方案。Vedeshkin等人研究了可以在航空发动机机舱通风系统组件(如通风口和泄压门(PRD))中测得液压性能的某种测试程序，并利用相关的实验模型进行了试验，最后对得到的测试结果和试验结果进行了对比和分析。结果表明，该测试程序的计算结果与实验模型的试验结果吻合良好。Boileau等人则提出了一种在非结构化网格上进行大涡模拟的方法，其目的是为了更好地预测在湍流环境下或是具有复杂几何形状的典型航空应用中的壁面传热情况。该方法用于通过相平均分析研究周期性涡旋脱落与壁传热之间的耦合。近些年来，Mohammadinia等人又提出了一种基于遗传算法的飞机活塞发动机通风冷却优化方法。他们通过建立发动机冷却模型，分析飞机活塞发动机的通风和冷却原理，然后采用遗传算法对飞机活塞发动机的通风和冷却程序进行优化。结果表明，该方法可以有效地优化航空活塞发动机的通风和冷却方案。在优化过程中，平均收敛值始终大于95.00％。在不同的工作条件下，优化的通风和冷却方案的最大故障率为0.03。且其最大故障率低于其他类似方法。

国内学者同样对发动机的通风冷却系统进行了大量的实验研究。王杏涛等人对某型发动机舱进行二维结构简化，通过数值计算的方法，研究了发动机舱通风冷却、辐射遮挡和隔热层等对发动机舱蒙皮的冷却降温效果。缪国君等人研究了民用飞机涡扇发动机短舱内的通风冷却系统，介绍了通风冷却系统的设计方案，提出了通风冷却系统的设计要求和设计内容，给出了通风冷却系统的验证思路。张亚海等人针对某型直升机动力舱通风冷却系统，提出了一种简化的基于旋翼下洗流的动力舱通风冷却性能计算方法，利用商业CFD软件，计算了悬停状态下动力舱通风冷却系统性能，分析了湍流模型、旋翼下洗流以及发动机散热率等因素对动力舱温度场和排气引射器性能的影响。王涛等人总结、介绍了几种通风冷却系统进气设计方案及其特点，并对试飞结果进行了整理分析。王玉梅等人对某飞机的发动机舱温超限的故障进行分析，针对发动机舱温超限现象对发动机舱通风冷却系统的进气方式提出了多种方案。马文昌等人建立了某型飞机发动机舱内空间温度分布的数值计算模型，通过两种短舱冷气流量和换热的计算方法对某型飞机发动机舱冷却进行了计算，并对计算结果进行对比分析，得到了具有工程应用价值的结论，为飞机发动机舱设计提供了理论依据。