进气整流罩、燃气涡轮发动机以及飞机的制作方法

本实用新型涉及燃气涡轮发动机领域，尤其涉及一种进气整流罩、燃气涡轮发动机以及飞机。

背景技术：

燃气涡轮发动机运行时由于低温会发生结冰现象。以航空发动机为例，由于云层中可能含有温度低于冰点的亚稳态过冷液态水，当飞行器穿越这些云层时，在飞行器的迎风部件表面很容易产生结冰现象。对于航空发动机进气部件，如进气整流罩、风扇叶片、进气支板及发动机分流环等，由于气流在受到发动机抽吸作用时会产生加速和降温，因此发生结冰现象的概率更大。结冰会使部件的启动性能恶化，同时引起转动件重心偏移而加剧振动，这些现象对于飞行安全都是非常不利的。因此，在现行服役的飞机及其发动机上，普遍配置了防冰系统。

现有技术中，热气防冰系统(hotairanti-icingsystem)是目前最为成熟，也是使用最为普遍的防冰系统，其主要从发动机空气系统引出热气，通过特定的管路和阀门输送至防冰部件内腔，从而达到提升防冰部件表面温度，防止部件表面结冰的目的。热气防冰系统通常由管路、阀门和防冰部件内部的防冰腔结构组成，航空发动机的防冰部件主要包括进气整流罩、风扇叶片、进气支板、发动机分流环、增压级进口导向叶片以及增压级第一、二级转静子叶片等。防冰引气通常在流出防冰腔之后汇入其他空气系统流路，或直接排出至外部大气及发动机主流道。

发动机进气整流罩处于发动机进气部件的最前端，是典型的防冰部件，其常见的防冰形式为热气防冰及结构防冰。当采用热气防冰时，现有技术的方案主要为热气汇入帽罩腔后，由帽罩表面的空或缝中直接排出。参考图1所示，采用了内层蒙皮200与外层蒙皮100提供换热通道300的双蒙皮结构来限制热气流通面积，从而提升热气流速以达到加强热气与整流罩间换热，但是流速增加的同时也会导致单位质量热气驻留罩内部时间的缩短，使得排气出口处的热气温度仍然维持在一个较高的水平，并不能将进入整流罩的热气能量(焓)高效地转化为防冰的能量，因此为了保证防冰效果，只能提高引气压力和温度，从而造成引气量增加，间接导致了引气的浪费。

现有技术中也有对图1的技术方案进行改进以提高换热效果，例如公开号为cn203753413u，名称为“一种航空发动机进口整流帽罩的防冰传热结构”的中国实用新型专利申请，其在内层蒙皮开设有射流孔将热气引入换热通道，但这种结构会增加气流沿程的压降，因此无法降低引气压力；另一方面由于热气需要先经过整流帽罩的前缘再进入换热通道，因此热气将在整流帽罩的前缘发生过多的能量损失，使得整流罩的部分区域只能通过固体导热来加热，从一定程度上降低了换热效率。

因此，本领域需要一种进气整流罩、燃气涡轮发动机以及飞机，以提高热气进气整流罩内的换热效果，提升其防冰性能，提高热气利用效率，减少引起流量，提高燃气涡轮发动机的性能，进而提高飞机在飞行过程中的飞行安全性能。

技术实现要素：

本实用新型的一个目的在于提供一种进气整流罩。

本实用新型的另一个目的在于提供一种燃气涡轮发动机。

本实用新型的再一个目的在于提供一种飞机。

根据本实用新型的一个方面的一种进气整流罩，包括内层蒙皮、外层蒙皮、以及环形叶栅；其中，所述外层蒙皮包围所述内层蒙皮，所述内层蒙皮与所述外层蒙皮之间提供热气通道；所述热气通道的入口为所述内层蒙皮的一端口，所述环形叶栅设置于所述热气通道的前段，相邻于所述内层蒙皮的所述端口，所述环形叶栅的叶片的叶根固定连接于所述内层蒙皮，所述外层蒙皮具有所述热气通道的出口。

在所述进气整流罩的一个或多个实施例中，所述内层蒙皮以及所述外层蒙皮为锥形状，所述端口从所述内层蒙皮的小端轴向凸伸第一长度。

在所述进气整流罩的一个或多个实施例中，所述热气通道的出口为贯穿所述外层蒙皮的出气孔，所述出气孔位于所述外层蒙皮的大端附近，所述出气孔的延伸方向为所述进气整流罩的径向方向；所述外层蒙皮以及内层蒙皮的大端封闭所述热气通道。

在所述进气整流罩的一个或多个实施例中，所述环形叶栅的叶片的叶根与所述内层蒙皮的连接区域为气动平滑结构。

在所述进气整流罩的一个或多个实施例中，所述环形叶栅的叶型的进口金属角与所述热气通道的延伸方向一致。

在所述进气整流罩的一个或多个实施例中，所述环形叶栅的叶型的出口金属角周向偏转。

在所述进气整流罩的一个或多个实施例中，所述环形叶栅的叶型为涡轮叶片的叶型。

在所述进气整流罩的一个或多个实施例中，所述热气通道内具有多个环形叶栅，一个且所述环形叶栅设置于所述热气通道的前段，其余的所述环形叶栅设置于所述热气通道的中段和/或后段。

根据本实用新型的一个方面的一种燃气涡轮发动机，包括以上任意一项所述的进气整流罩。

根据本实用新型的一个方面的一种飞机，包括机身、机翼以及所述的燃气涡轮发动机。

本实用新型的有益效果包括但不限于：

通过在热气通道的前段设置环形叶栅，热气气流从入口进入后，经过环形叶栅，环形叶栅的作用是改变热气流向，使其轴向速度减小而周向速度增加，气流流经叶栅后进入双蒙皮结构与整流罩进行换热。由于气流轴向速度减小而轴向出口位置并未改变，因此单位质量热气流出整流罩的时间变长，这样就起到了提升热气与整流罩间的换热效率，从而可以节省防冰引气用量或者降低防冰引气的温度。而引气用量减少不但能减轻防冰系统工作对于发动机整机性能的影响，同时能减小防冰系统管路和阀门的尺寸，实现发动机减重，对发动机经济性指标的提升有积极的贡献；同时，防冰性能的提升，也可以提高飞机在飞行过程中的飞行安全性能。

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是现有技术的进气整流罩的结构示意图。

图2是一实施例的进气整流罩以及热气流动的示意图。

图3是图2的a-a向视图。

图4是一实施例的进气整流罩的内层蒙皮设置环形叶栅的结构图。

附图标记：

10-进气整流罩

20-热气通道

201-前段

202-中段

203-后段

30-进气通道

40-热气气流

1-外层蒙皮

2-内层蒙皮

3-热气通道的入口

4-热气通道的出口

5-环形叶栅

51-叶片

511-叶根

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本实用新型作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本实用新型，但是本实用新型显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本实用新型内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本实用新型的保护范围。

同时，本申请使用了特定词语来描述本申请的实施例，如“一个实施例”、“一实施例”、和/或“一些实施例”意指与本申请至少一个实施例相关的某一特征、结构或特点。因此，应强调并注意的是，本说明书中在不同位置两次或多次提及的“一实施例”或“一个实施例”并不一定是指同一实施例。此外，本申请的一个或多个实施例中的某些特征、结构或特点可以进行适当的组合。

需要注意的是，下述实施例中，轴向、周向、径向为进气整流罩的轴向、周向、径向；前、后为进气整流罩的轴向的相对位置。

以下实施例介绍的进气整流罩，一般应用于燃气涡轮发动机，具体而言以飞机的涡轮风扇航空发动机(turbofanaero-engine)的进气整流罩为例，飞机包括机身以及机翼，航空发动机设置于飞机的机翼。

参考图2至图4，在一些实施例中，进气整流罩10包括外层蒙皮1、内层蒙皮2以及环形叶栅5。内层蒙皮2、外层蒙皮1可以是均为锥形状结构。外层蒙皮1在径向包围内层蒙皮2，内层蒙皮2的锥面与外层蒙皮1的锥面之间提供热气通道20。热气通道20的入口3为内层蒙皮2在轴向的端口，例如图2以及图4所示的，入口3的位置位于从内层蒙皮2锥面的小端轴向凸伸第一长度l1的位置，但不以此为限，入口3也可以是直接在内层蒙皮2锥面的小端开口等等结构。但入口3从小端轴向凸伸第一长度，之间形成第一长度l的进气通道30，可以集中热气气流并对其进行导引，使得进入热气通道20的热气的流动较为稳定。本领域技术人员可以理解到，在满足防冰的基本功能之外，热气的引气量应尽量小，从而提高发动机的热效率，因此入口3的孔径大小越小越好，但是入口3的最小尺寸不应小于所需防冰引气流量在当地达到临界所需要的尺寸，以保证有足够的热气起到防冰的作用。

继续参考图2以及图4，环形叶栅5的位置为设置于热气通道20的前段201，相邻于内层蒙皮2的端口，即热气通道20的入口3，环形叶栅5的叶片51的叶根511固定连接于内层蒙皮2，而外层蒙皮1具有所述热气通道的出口4。如图2所示的，热气气流40从入口3进入热气通道20后，首先大致沿着热气通道20的延伸方向流动，流过环形叶栅5后，受到环形叶栅5的影响下热气气流40的方向发生偏转，减小热气气流40的轴向速度，而增加其周向速度，如图2所示的，由于热气气流40轴向速度减小而轴向出口位置并未改变，因此单位质量热气流出进气整流罩10的时间变长，从而使单位质量热气与帽罩的换热更为充分，如此一来就起到了提升热气与进气整流罩10间的换热效率的作用，从而可以节省防冰引气用量或者降低防冰引气的温度。而引气用量减少不但能减轻防冰系统工作对于发动机整机性能的影响，同时能减小防冰系统管路和阀门的尺寸，实现发动机减重，对发动机经济性指标的提升有积极的贡献。

继续参考图3以及图4，在一些实施例中，环形叶栅5的叶片51的叶根511与内层蒙皮2的固定连接可以是类似于燃气涡轮发动机中转子叶片与转子盘连接的榫槽连接结构，也可以是焊接结构，也可以是通过3d打印的方式一体成形地固定连接，或者其它常见的固定连接结构，均不以此为限。环形叶栅5的叶片51的叶根511与内层蒙皮2的连接区域为气动平滑结构，即尽量减少连接区域对流道平滑性的影响，使得热气气流40的流动损失小。实现气动平滑结构的方法可以是常规的叶型设计方法，例如采用样条曲线的设计方法，实现连接处曲线的二阶导数连续，例如采用贝塞尔曲线等等，样条曲线的设计方法为本领域技术人员所熟知的手段，此处不再赘述。

继续参考图2至图4，在一个或多个实施例中，环形叶栅5的叶型的进口金属角与热气通道20的延伸方向一致，如此可以以减小热气气流40的流动损失，可以理解到，以上所述的“一致”并非严格的一致，也可以允许一定的正负攻角以内的误差，但以严格一致为最佳。而叶型的出口金属角可以是周向偏转一定角度，如此可以在不导致气流分离的情况下尽可能增加热气气流40的周向流速，从而减小热气气流40的轴向流速，使得热气气流在热气通道20的流动时间更长，进一步地充分换热。环形叶栅5的叶型设计可以参考类似于燃气涡轮发动机的涡轮叶片的叶型，此涡轮叶片的弯角大，可以把更多的轴向速度转换成周向速度，以延长热气气流40在热气通道20内部的流动时间，同时参考现有的涡轮叶片的叶型设计，也降低了环形叶栅5的设计难度。

继续参考图2，热气通道20的出口4的具体结构可以是包括贯穿外层蒙皮1的出气孔41，出气孔41位于外层蒙皮1的大端附近，并且出气孔41的延伸方向为进气整流罩10的径向方向，而外层蒙皮1以及内层蒙皮2的大端在轴向封闭热气通道20，如此可以使得热气气流40难以从轴向排出，并且部分滞留于热气通道20的外层蒙皮1的大端以及内层蒙皮2的大端附近，减慢热气在热气通道20中的流动速度，进一步延长单位质量的热气能够驻留在进气整流罩10的内部的时间，从而进一步提升热气与进气整流罩10之间的换热效率。

继续参考图2，在一些实施例中，除了在热气通道20的前段设置环形叶栅5之外，热气通道20的中间段202和/或者后段203还可以设置环形叶栅5，如此可以进一步增强热气通道20的热气气流40的周向流动效果，防止在热气通道20的长度较长的情况下在热气通道20的后段热气的周向旋转不足，从而影响换热效率。

综上，采用以上实施例介绍的进气整流罩、燃气涡轮发动机的有益效果包括但不限于，通过在热气通道的前段设置环形叶栅，热气气流从入口进入后，经过环形叶栅，环形叶栅的作用是改变热气流向，使其轴向速度减小而周向速度增加，气流流经叶栅后进入双蒙皮结构与整流罩进行换热。由于气流轴向速度减小而轴向出口位置并未改变，因此单位质量热气流出整流罩的时间变长，这样就起到了提升热气与整流罩间的换热效率，从而可以节省防冰引气用量或者降低防冰引气的温度。而引气用量减少不但能减轻防冰系统工作对于发动机整机性能的影响，同时能减小防冰系统管路和阀门的尺寸，实现发动机减重，对发动机经济性指标的提升有积极的贡献；同时，防冰性能的提升，也可以提高飞机在飞行过程中的飞行安全性能。

本实用新型虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本实用新型，任何本领域技术人员在不脱离本实用新型的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本实用新型技术方案的内容，依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本实用新型权利要求所界定的保护范围之内。