[实用新型]涡扇发动机及防冰系统

说明书

提供涡扇发动机及防冰系统，其通过引气防冰，但对发动机的功率不造成实质性的消耗，包括在尾喷流道的不同截面位置设置的引气口和回流口、从所述引气口到防冰部位的引气管路、从防冰部位到所述回流口的回流管路，其中所述引气口对应的流道截面面积大于所述回流口对应的流道截面面积。

技术领域

本实用新型涉及涡扇发动机及防冰系统。

背景技术

在高空低温环境飞行时，航空发动机短舱唇口和分流环部位会出现结冰现象，不仅会降低发动机起动性能，也有可能冰块脱落掉进发动机内部，引起其他故障。目前防冰系统的设计有两种：一种是热气防冰，即在唇口内布置防冰管路，从高压压气机内部引出一股热气，利用热气流直接喷洒在唇口位置，使热气流热量传递给进气道外表面；二是电加热防冰，通过对进气道进行加热，提高进气道外表面温度。一般主流的防冰方式是第一种，例如LEAP系列发动机，通过从高压压气机七级导叶位置引出两股高温高压气体，分别通向发动机唇口位置和分流环前段，直接喷洒热气来实现防冰功能。

无论是短舱防冰还是分流环防冰，所需热气都要从高压压气机内部引出，通过直接喷洒热气的方式实现防冰功能。这种方式需要从发动机内部提取了一部分功率，这对发动机性能造成了一定程度的降低。如果没有这部分功率消耗，可以进一步降低发动机的耗油率，这对于商用航空发动机是非常重要的一项指标。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种防冰系统，其通过引气防冰，但对发动机的功率不造成实质性的消耗。

本实用新型的目还在于提供一种涡扇发动机，其包括前述防冰系统。

为实现所述目的的防冰系统，其包括在尾喷流道的不同截面位置设置的引气口和回流口、从所述引气口到防冰部位的引气管路、从防冰部位到所述回流口的回流管路，其中所述引气口对应的流道截面面积大于所述回流口对应的流道截面面积。

在一实施方式中，所述引气口设置有导流叶栅。

在一实施方式中，所述回流口设置有导流叶栅。

在一实施方式中，所述防冰部位包括分流环。

在一实施方式中，所述防冰部位包括短舱唇口。

在一实施方式中，所述短舱唇口的结构截面为中空的U形。

在一实施方式中，所述引气管路和所述回流管路包覆隔热棉。

在一实施方式中，所述引气管路设置有可关断该引气管路的控制阀。

一种涡扇发动机，包括任一所述的防冰系统。

前述防冰系统的有益效果如下：

1.由于所需的高温气流来自于发动机尾喷，比起常规的从压气机处引来的气体温度更高，高温气体用于防冰的效果更好；

2.所引来的气体在执行完防冰任务后，最终仍回到发动尾喷，正常排出发动机，这部分气流不会对发动机功率造成损耗；

3.由于防冰功能带来的热交换降低了发动机尾喷排出气体的温度，相当于提高了发动机内涵气流的做功效率，所以一定程度上提高了发动机性能。

附图说明

本实用新型的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

图1为防冰系统的整体结构图；

图2为防冰系统的防冰流路示意图；

图3为防冰系统的尾喷流道示意图；

图4为图3所示C处的引气口的放大图；

图5为图3所示D处的回流口的放大图；

图6为防冰系统的短舱唇口结构示意图；