一种航空燃气轮机用防冰装置及方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种航空燃气轮机，特别是涉及一种航空燃气轮机用防冰装置及方法。
【背景技术】
[0002]传统的大涵道比航空燃气轮机的外涵道的空气仅通过风扇，流速较慢且低温，因此进口部位容易结冰，该进口部位容易结冰的部件主要包括帽罩、风扇叶片、外涵导向叶片和支板等。结冰可扰乱气流，对燃气轮机的性能和效率造成不利的影响，并且一旦移动，会损坏燃气轮机部件。为了防止航空燃气轮机的进口部位结冰，目前通常采用下面的方法:
[0003]1、将来自核心机中高压压气机的出口排出的热空气引导至帽罩内，对帽罩的外表面进行加温。
[0004]2、将来自核心机中增压机的末级的热空气引导至帽罩、外涵导向叶片和支板，对帽罩、外涵导向叶片和支板进行加温。
[0005]3、将来自所述高压压气机的出口和所述增压机的末级的热空气都引导到帽罩内表面，再通过帽罩上存在的孔状物流出，在帽罩表面形成热气膜。
[0006]4、研制憎水涂层和改善帽罩的锥角。
[0007]使用上述方法I?3时需要抽取大量核心机中的高压气体，因此这些方法势必会降低发动机的效率。方法4的缺陷是:憎水涂层的研制过程会带来环境污染，并且防冰效果不好，少量的冰会掉下来打到风扇叶片上，安全性和可靠性偏低。
【发明内容】
[0008]本发明的目的是提出一种不影响发动机效率、变废为利的航空燃气轮机用防冰装置及方法。
[0009]为实现上述目的，本发明提供以下技术方案:
[0010]一种航空燃气轮机用防冰装置，其包括罩体、第一气体收集管道和送气管道，其中:所述罩体罩设在高压涡轮机匣的外侧壁，二者共同形成一个密封腔体；所述第一气体收集管道具有集气口和出气口，所述集气口设置在外涵道出口的下游，所述出气口与所述密封腔体相连通；所述送气管道具有进气口和吹气口，所述进气口与所述密封腔体相连通，所述吹气口贯穿支板并朝向帽罩设置。
[0011]进一步地，所述第一气体收集管道的所述集气口位于支板下游的一个压气机叶片弦长的位置。
[0012]进一步地，用于输出冷却所述高压涡轮机匣用的气体的各冲击孔结构均位于所述密封腔体中。
[0013]进一步地，还包括相互并联的数根分流管，各所述分流管的进气端均与贯穿所述密封腔体的所述第一气体收集管道的出气口相连通，各所述分流管的出气端与各所述冲击孔结构相连接。
[0014]进一步地，还包括收集冷却所述高压涡轮机匣后的高压压气机排出的高压气体用的第二气体收集管道，所述第二气体收集管道与各所述分流管的进气端相连接。
[0015]进一步地，还包括主管道，通过所述主管道各所述分流管的进气端与所述第一气体收集管道和所述第二气体收集管道相连接。
[0016]进一步地，所述第一气体收集管道、所述送气管道和所述第二气体收集管道上均设置有阀门。
[0017]进一步地，所述送气管道的吹气口呈喇叭状。
[0018]本发明还提供一种航空燃气轮机用防冰方法，其包括如下步骤:步骤一，对外涵道出口下游的气体进行收集；步骤二，利用收集到的所述气体对高压涡轮机匣的外侧壁进行冷却后暂存在密封腔体中；步骤三，将所述密封腔体中的气体引导到帽罩处，朝所述帽罩吹出。
[0019]进一步地，所述步骤一具体为:对支板下游的一个压气机叶片弦长的位置的气体进行收集。
[0020]进一步地，所述步骤三之前还包括:步骤四、将冷却所述高压涡轮机匣后的高压压气机排出的高压气体暂存在所述密封腔体中。
[0021]基于上述技术方案，本发明的优点是:
[0022]由于本发明采用第一气体收集管道，将外涵道出口下游的高静压气体收集到密封腔体中，并利用该收集到的气体对高压涡轮机匣进行冷却，该冷却后的气体进入送气管道，由其引导至帽罩，该部分气体温度高且压力大，因此可以从帽罩具有的孔状物吹出，在帽罩的外表面形成一层热气流膜，以防止帽罩结冰，进而提升进口部位的整体温度，而从外涵道出口处收集到的高静压气体通常是用作废气排出，本发明利用该废气不仅实现了对高压涡轮机匣的冷却，而且还提升了进口的帽罩的温度，实现了防冰的目的，与现有的防冰方式相t匕，本发明既不影响发动机的工作效率，而且还将废气进行进一步利用，变废为利，节约了资源。
【附图说明】
[0023]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:
[0024]图1为本发明所提供的航空燃气轮机用防冰装置的一实施例的结构示意图；
[0025]图2为图1的局部放大图。
【具体实施方式】
[0026]为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，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更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0027]在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
[0028]图1和图2显示的是本发明所提供的航空燃气轮机用防冰装置的一实施例的结构示意图。如图1、图2所示，大涵道比航空燃气轮机包括进口 A、内涵道和外涵道，其中:内涵道以串行流排列包括增压机1、高压压气机2、燃烧室3、高压涡轮4和低压涡轮5。外涵道以串行流排列包括帽罩6、风扇7、外涵导向叶片8和支板9。若定义进口 A为上游，那么以串行流排列，支板9的下游即为外涵道出口。
[0029]本实施例所提供的航空燃气轮机用防冰装置包括罩体10、第一气体收集管道11和送气管道12，其中:罩体10罩设(比如焊接)在高压涡轮机匣13的外侧壁，二者共同形成一个密封腔体14。第一气体收集管道11具有集气口 15和出气口 16，集气口 15设置在支板9的下游，即外涵道出口下游，从而可以对外涵道出口下游的高静压气体进行收集。出气口 16与密封腔体14相连通，目的在于将在外涵道出口下游的高静压气体输送到密封腔体14中，密封腔体14可以起到为输入的气体提供暂存空间。送气管道12具有进气口 17和吹气口 18，进气口 17与密封腔体14相连通，吹气口 18贯穿支板9和风扇7下方，朝向帽罩6设置，由于送气管道12中的气压小于密封腔体14，因此，密封腔体14中暂存的相对高气压气体自行从进气口 17流入送气管道12中，并从吹气口 18吹出。
[0030]本发明采用第一气体收集管道11，将外涵道出口下游的高静压气体收集到密封腔体14中，并利用该收集到的气体对高压涡轮机匣13进行冷却，由于气压差的存在，该冷却后的气体进入送气管道12，由其引导至帽罩6，该部分气体温度高且压力大，因此可以从帽罩6具有的孔状物吹出，在帽罩6的外表面形成一层热气流膜，从而起到防止帽罩6结冰的作用，进而提升了进口 A的整体温度。而从外涵道出口处收集到的高静压气体通常是用作废气排出，本发明利用该废气不仅实现了对高压涡轮机匣13的冷却，而且还提升了进口 A的帽罩6的温度，实现了防冰的目的。与现有的防冰措施相比，本发明既不影响发动机的工作效率，而且将废气进一步利用，变废为利，节约了资源。
[0031]需要说明的是，第一气体收集管道11的集气口 15所处位置的高静压气体的气压高则优，压差大有利于高静压气体可以自行进入到第一气体收集管道11的集气口 15中，并顺畅地在第一气体收集管道11中流动。因此，最好将第一气体收集管道11的集气口 15设置在位于支板9下游的一个压气机叶片弦长的位置，该位置的高静压气体相对较高，而且较容易收集。
[0032]由于本发明收集到的高静压气体除了为帽罩6升温防止结冰之外，还需要为高压涡轮机匣13实施冷却处理，而现有技术中已经存在为高压涡轮机匣13输出冷却气体用的数个冲击孔结构，比如图中的冲击孔结构19、冲击孔结构20和冲击孔结构21，因此，将罩体10罩设在各冲击孔结构之外，即，使用于输出冷却高压涡轮机匣13用的