[发明专利]航空发动机旋转帽罩防冰系统及航空发动机

说明书

本发明涉及一种航空发动机旋转帽罩防冰系统及航空发动机，用于缓解旋转帽罩的防冰效果不佳的问题。其中，航空发动机旋转帽罩防冰系统包括：旋转帽罩；引气机构，被配置为将热气引向所述旋转帽罩；以及离心叶轮，设于所述旋转帽罩内，且位于所述引气机构的输出端下游，以将所述引气机构引入的气流沿径向送至所述旋转帽罩。离心叶轮可在发动机运转时持续对旋转帽罩内的气流进行增压，增压后的气流具有较大的流动速度和温度，可以提高与旋转帽罩的换热效果，在相同发动机工作条件下可减少防冰引入的热气量，缓解旋转帽罩内部的换热效率较低，防冰效果较差的问题。

技术领域

本发明涉及航空领域，尤其涉及一种航空发动机旋转帽罩防冰系统及航空发动机。

背景技术

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，如旋转帽罩、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。结冰会使部件的气动性能恶化，同时引起转动重心偏移诱发振动，这些现象对于飞行安全都是非常不利的，因此在现行服役的航空器，尤其是商用飞机及其发动机上，都普遍配置了防冰系统。

发动机旋转帽罩处于发动机进气部件的最前端，是典型的需要防冰的部件，由于旋转帽罩的内腔空间较大，热气流速较低，导致热气与旋转帽罩间的换热不够充分，防冰效果不是特别理想。

发明内容

本发明的一些实施例提出一种航空发动机旋转帽罩防冰系统及航空发动机，用于缓解旋转帽罩的防冰效果不佳的问题。

本发明的一些实施例提供了一种航空发动机旋转帽罩防冰系统，其包括：

旋转帽罩；

引气机构，被配置为将热气引向所述旋转帽罩；以及

离心叶轮，设于所述旋转帽罩内，且位于所述引气机构的输出端下游，以将所述引气机构引入的气流沿径向送至所述旋转帽罩。

在一些实施例中，所述旋转帽罩包括内壁和外壁，所述离心叶轮被配置为将所述引气机构引入的气流沿径向送至所述内壁与所述外壁之间。

在一些实施例中，所述旋转帽罩包括隔板，所述隔板设于所述内壁与所述外壁之间，所述隔板与所述内壁之间形成第一流道，所述隔板与所述外壁之间形成第二流道，所述第一流道的入口与所述离心叶轮的径向出口连通，所述第一流道的出口与所述第二流道的入口连通，所述第二流道的出口与所述旋转帽罩的外部连通。

在一些实施例中，所述第一流道的入口相对于所述第一流道的出口远离所述旋转帽罩的前缘，所述第二流道的入口相对于所述第二流道的出口靠近所述旋转帽罩的前缘。

在一些实施例中，所述第二流道的出口设于所述旋转帽罩的外壁，所述第二流道的出口相对于所述离心叶轮靠近或远离所述旋转帽罩的前缘。

在一些实施例中，所述第一流道的截面积沿所述第一流道的入口至所述第一流道的出口方向逐渐变小，和/或，所述第二流道的截面积沿所述第二流道入口至所述第二流道的出口方向逐渐增大。

在一些实施例中，所述离心叶轮的中轴线与旋转帽罩的中轴线共线，且所述离心叶轮与所述旋转帽罩固定连接。

在一些实施例中，所述离心叶轮工作时的旋转方向与所述旋转帽罩的旋转方向一致。

在一些实施例中，所述引气机构的输出端与所述离心叶轮的进气口的连线沿所述旋转帽罩的轴向延伸。

在一些实施例中，所述离心叶轮的进气口的面积占所述进气口所在位置的所述旋转帽罩的截面面积的5％～50％。

在一些实施例中，所述离心叶轮距离所述旋转帽罩的前缘的距离占所述旋转帽罩的轴向长度的10％～80％。