航空发动机短舱和航空发动机

技术领域

本发明涉及一种航空发动机短舱和航空发动机。

背景技术

航空发动机短舱的唇口区域容易结冰，而唇口区域的结冰可能会改变进气道的截面形状，造成进气道的气动外形被破坏，由此会导致航空发动机推力的下降。而且积聚在进气道内的冰层还可能会脱落，并随着抽吸的空气进入发动机内部，撞击处于大转速状态的风扇叶片而对压气机进行机械损伤，甚至会引发飞行事故。因此为了保证飞机的飞行安全，需要采取措施来防止唇口表面结冰。

目前一般采用从发动机引出热空气来对唇口区域进行加热来防止唇口区域结冰。在该方案中，需要专门设置从发动机延伸到唇口的供气管路以将热空气引流到唇口。该供气管路需要单独的供气管以及相关的连接件和支撑件，因此会增加航空发动机短舱的重量。且由于零件较多，不易装配且后续也不好维护。

发明内容

本发明提供一种航空发动机短舱和航空发动机，以防止唇口表面结冰。

本发明第一方面提供一种航空发动机短舱，包括：

进气道，包括唇口；

风扇机匣，连接于进气道的轴向后侧；和

加强筋，设置于进气道和风扇机匣的外壁上且沿轴向延伸，且加强筋的内腔形成供热气流动的供气通道，热气通过供气通道流动至唇口。

在一些实施例中，加强筋包括内腔和连接端，内腔在周向上封闭以形成供气通道，连接端设置于内腔的两侧以与外壁连接。

在一些实施例中，加强筋包括内腔和连接端，内腔在周向上具有朝向外壁一侧的开口，连接端设置于开口的两侧以与外壁连接，内腔和外壁共同围合形成供气通道。

在一些实施例中，内腔的截面形状包括圆形、方形、矩形、梯形或半圆形。

在一些实施例中，在轴向方向上的不同位置，内腔的截面形状均相同；或者，在轴向方向上的不同位置，内腔的截面形状不同。

在一些实施例中，加强筋包括设置于进气道的外壁上的第一加强筋和设置于风扇机匣的外壁上的第二加强筋，第一加强筋和第二加强筋连接。

在一些实施例中，加强筋还包括连接接头，其中，连接接头被配置为连接第一加强筋和第二加强筋；或者，连接接头被配置为设置于第一加强筋的自由端和/或第二加强筋的自由端。

在一些实施例中，加强筋包括金属材料或者复合材料。

本发明第二方面提供一种航空发动机，包括上述航空发动机短舱。

基于本发明提供的各方面，航空发动机短舱包括进气道、风扇机匣和加强筋，进气道包括唇口，风扇机匣连接于进气道的轴向后侧，加强筋设置于进气道和风扇机匣的外壁上且沿轴向延伸，且加强筋的内腔形成供热气流动的供气通道，热气通过供气通道流动至唇口。本发明的航空发动机短舱利用进气道和风扇机匣的外壁上设置的加强筋的内腔来形成供气通道，以防止唇口表面结冰。且省去专门用于供送热空气的供气管路等零件，从而提高了短舱的维护性。

通过以下参照附图对本发明的示例性实施例的详细描述，本发明的其它特征及其优点将会变得清楚。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为相关技术的航空发动机短舱的剖面结构示意图；

图2为相关技术的航空发动机短舱的立体结构示意图；

图3为本发明实施例的航空发动机短舱的立体结构示意图；

图4为图3中的连接接头与第一加强筋连接部分的局部放大结构示意图；

图5为本发明一实施例的加强筋的截面结构示意图；

图6为本发明另一实施例的加强筋的截面结构示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

如图1和图2所示，在一些实施例中，航空发动机短舱包括进气道101、风扇机匣104和供气管路105。其中，进气道101包括唇口102、前隔框106、后隔框107、内壁板和外壁板103。该供气管路105需要穿过风扇机匣104和进气道101以将热空气输送到唇口102以防止唇口102表面结冰。而且还可融化唇口102表面的结冰。

如图2所示，在一些实施例中，在进气道101的外壁板103和风扇机匣104的外表面设置有加强筋201，起到提高壁板强度和刚度的作用。

鉴于此，参考图1和图3，本发明实施例提供一种航空发动机短舱。该航空发动机短舱包括进气道101、风扇机匣104和加强筋。进气道101包括唇口102。风扇机匣104连接于进气道101的轴向后侧。加强筋设置于进气道101和风扇机匣104的外壁上且沿轴向延伸，且加强筋的内腔形成供热气流动的供气通道，热气通过供气通道流动至唇口。

该航空发动机短舱利用进气道101和风扇机匣104的外壁上设置的加强筋的内腔来形成供气通道，与图1和图2示出的实施例相比，无需额外设置专门用来输送热空气的供气管路，从而简化短舱的结构，减轻短舱的重量。而且由于在图1和图2示出的实施例中，供气管路涉及到的连接支架、接头等零件较大，维护性较差，而图3示出实施例中的短舱省去上述接头等零件，从而提高了短舱的维护性。

参考图3，在一些实施例中，加强筋包括设置于风扇机匣的外壁上的第一加强筋301和设置于进气道的外壁上的第二加强筋302。第一加强筋301和第二加强筋302连接且相互连通。也就是说，该实施例中在风扇机匣的外壁上设置有沿轴向延伸的第一加强筋301，在进气道的外壁上设置有第二加强筋302，第一加强筋301和第二加强筋302独立设置且相互连接。热空气从第一加强筋301流通到第二加强筋302并输出到唇口处。

为了防止第一加强筋301和第二加强筋302的连接处不漏气，第一加强筋301和第二加强筋302之间设置有连接接头。该连接接头与加强筋之间可采用对接或搭接的方式，主要保证密封即可。

在其他附图未示出的实施例中，风扇机匣的外壁和进气道的外壁上设置有在轴向上一体设置的加强筋。

在一些实施例中，航空发动机短舱还包括连接接头。连接接头被配置为设置于加强筋的端部。参考图3，在一些实施例中，航空发动机短舱包括第一连接接头303和第二连接接头304，其中，第一连接接头303设置于第一加强筋301的自由端，第二连接接头304设置于第二加强筋302的自由端。

参考图4，在该实施例中，第一加强筋301的截面形状为梯形。第一连接接头303的与第一加强筋301连接的端面也为梯形，而第一连接接头303的远离第一加强筋301的一端的端面为圆形。同样的，第二连接接头304的远离第二加强筋302的一端的端面也为圆形，也圆形端面的设置便于与其他管路连接。

在其他附图未示出的实施例中，连接接头的靠近加强筋的一端的端面的截面形状与加强筋相同，连接接头的远离加强筋的一端的端面的截面形状为圆形，以方便与其他管路连接。

在以上实施例中，加强筋的内腔形成供热气流动的供气通道。在一些实施例中，加强筋的内腔本身形成供热气流动的供气通道。在另一些实施例中，加强筋的内腔与进气道和风扇机匣的外壁板之间共同形成供热气流动的供气通道。

在一些实施例中，参考图5，加强筋包括内腔和连接端。内腔在周向上具有朝向外壁一侧的开口。连接端设置于开口的两侧以与外壁连接，内腔和外壁共同围合形成供气通道。

在该实施例中，第一加强筋301和第二加强筋302的结构是相同的，如图5所示，以第一加强筋301的结构为例来说明。第一加强筋301包括内腔3011以及分别连接于内腔3011两侧的第一连接端3012和第二连接端3013。其中第一连接端3012和第二连接端3013用于与风扇机匣104连接。内腔3011具有开口且该开口朝向风扇机匣104一侧，内腔3011和风扇机匣104共同围合形成供气通道。

在该实施例中，内腔3011的截面为梯形。在其他附图未示出的实施例中，内腔的截面还可以是圆形、方形、矩形或半圆形，在此不做限定。

在另一些实施例中，参考图6所示，加强筋包括内腔和连接端，内腔在周向上封闭以形成供气通道，连接端设置于内腔的两侧以与外壁连接。如图6所示，以第一加强筋601的结构为例来说明。第一加强筋601包括内腔6011以及分别连接于内腔6011两侧的第一连接端6012和第二连接端6013。其中第一连接端6012和第二连接端6013用于与风扇机匣104连接。内腔6011本身就是封闭腔，可形成供气通道。该内腔6011为封闭腔，因此热空气在封闭腔内流通，进而起到隔离热气与连接端的作用，进而有效避免因高温引气的加强筋与风扇机匣104之间连接失效的问题。可对比图5和图6两个实施例的第一加强筋的结构，与图5实施例的第一加强筋301的结构相比，图6实施例的第一加强筋601相当于在梯形截面的两个侧壁之间增加隔离板，该隔离板起到隔离热空气的作用。

在一些实施例中，内腔的截面形状包括圆形、方形、矩形、梯形或半圆形。本发明实施例对加强筋的内腔的截面形状不限制，只要能够围合形成用于供热空气流动的供气通道即可。

在一些实施例中，在轴向方向上的不同位置，内腔的截面形状均相同。在另一些实施例中，在轴向方向上的不同位置，内腔的截面形状不同。也就是说加强筋为变截面的形式。

下面根据图3至图6对本发明一具体实施例的航空发动机短舱的结构进行详细说明。

参考图1和图3，本发明实施例的航空发动机短舱包括进气道101和风扇机匣104。进气道101和风扇机匣104的外壁板在设计加强筋时，采用帽型加强筋的方式，且该帽型加强筋包括位于风扇机匣104上的第一加强筋301和位于进气道101上的第二加强筋302，而且要保证进气道101上的第二加强筋302和风扇机匣104上的第一加强筋301的位置一致，采用连接接头(图中未示出)连接起来。参考图5，帽型加强筋与外壁板之间形成的梯形空隙引导热气流传递到唇口区域。同时如图3所示，需要在帽型加强筋的进口和出口位置分别设置第一连接接头303和第二连接接头304。

帽型加强筋内的热量可能会导致加强筋与外壁板之间的连接失效，为改善这一问题，可以使用图6示出的第一加强筋601的形式。

在本实施例中，连接接头可以是金属或非金属件，可以对接或搭界。

第一加强筋301与风扇机匣104之间的连接可以是粘接也可以用紧固件进行机械连接。同样地，第二加强筋302与进气道101之间的连接可以是粘接也可以用紧固件进行机械连接。

第一加强筋301可以使用耐高温的金属材料也可以使用复合材料。第二加强筋302可以使用耐高温的金属材料也可以使用复合材料。

帽型加强筋可以变更截面的形式，只要是密闭的空间，如圆形，方形，矩形，半圆型。或者可以和外壁板连接后可共同围合形成密闭的空间即可。

第一连接接头303和第二连接接头304可以是金属或非金属件。

第一连接接头303和第二连接接头304可以与帽型加强筋对接或搭界，只要能保证密封的条件即可。

最后应当说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。