气体的各冲击孔结构均设置在密封腔体14中。通过这种结构，还可以将现有技术中从各冲击孔结构排出的、通常作为废气使用的气体进一步暂存到密封腔体14中。该部分气体实际上也属于高温高压气体。也就是说，密封腔体14暂存了两部分气体，一部分来自于第一气体收集管道11收集到的高静压气体，另一部分来自于现有技术中冷却了高压涡轮机匣13之后的高温高压废气。由于密封腔体14与送气管道12之间的压差，这密封腔体14中的气体在无需要外力作用下自行进入送气管道12，由送气管道12输出到帽罩6处，为帽罩6进行加热升温。
[0033]由于各所述冲击孔结构专用于喷射出冷却气体、对高压涡轮机匣13实施冷却处理，因此，本发明所提供的航空燃气轮机用防冰装置还包括相互并联的数根分流管22，每一根分流管22的进气端23均与贯穿密封腔体14的第一气体收集管道11的出气口 16相连通，每一根分流管22的出气端24分别连接一个冲击孔结构。通过这种结构，第一气体收集管道11将外涵道出口处的高静压气体通过数根分流管22进行分流，再经由冲击孔结构对准高压涡轮机匣13喷出。采用这种分流方式可以起到更好的冷却高压涡轮机匣13的效果。
[0034]上述实施例中，本发明所提供的航空燃气轮机用防冰装置还包括第二气体收集管道25，其具有收集口 26和出气口 27，其中的收集口 26位于高压压气机2后几级叶片机匣处，用于收集高压压气机2排出的高压低温气体。出气口 27与各分流管22的进气端23相连接。由收集口 26收集到的由高压压气机2排出的高压气体，经由第二气体收集管道25的出气口 27，再通过数根分流管22进行分流，最后由冲击孔结构对准高压涡轮机匣13喷出，对高压涡轮机匣13实施冷却处理，该冷却后的废气具有高温高压特性，也暂存在密封腔体14中。
[0035]本发明所提供的航空燃气轮机用防冰装置还可以包括主管道28，通过主管道28，各分流管22的进气端23与第一气体收集管道11和第二气体收集管道25相连接。也就是说，第一气体收集管道11和第二气体收集管道25相并联后，与主管道28串联，即，第一气体收集管道11和第二气体收集管道25收集到的气体首先进行汇总，然后，再通过分流管22进行分流，这样一方面是更好地与现有技术中的冲击孔结构相适配；另一方面可以较好地对收集到的气体进行管理和控制。鉴于此，第一气体收集管道11、送气管道12和第二气体收集管道25上均设置有阀门，比如，第一气体收集管道11上的阀门29，送气管道12上的阀门30，第二气体收集管道25上的阀门31。
[0036]实验证明:第一气体收集管道11所收集到的气体量与第二气体收集管道25所收集到的气体量的比例关系约为2:1。如图2所示，冲击孔结构19、冲击孔结构20和冲击孔结构21排出气体温度在800K量级，静压在736000Pa量级。送气管道12的半径是1cm，管道内损失是由两部分组成:压力沿程损失和局部压力损失。压力沿程损失计算如下:根据流量在0.3kg可算出送气管道12内流动速度80m/s ;通过流动气体雷诺数8000，可算出单位管道压力沿程损失2600Pa/m。送气管道12长度是在4m，所以静压沿程损失在10400Pa，局部压力损失是在12800Pa。总的压力损失是在23000Pa的量级。因为帽罩6处的静压是在101325Pa，所以送气管道12内有足够的压差推动气体流动到帽罩6处。
[0037]为了使帽罩6上尽可能多的区域接收到送气管道12输出的高温气流的覆盖，送气管道12的吹气口 18设置呈喇叭状。
[0038]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:
[0039]步骤一，对外涵道出口下游的气体进行收集；
[0040]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；
[0041]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。
[0042]本发明将外涵道出口下游的高静压气体收集后，首先对高压涡轮机匣的外侧壁进行冷却，然后暂存在密封腔体中，最后将该冷却后的气体引导至帽罩，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比，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。
[0043]作为对外涵道出口下游的气体进行收集的优选实施方式，最好对外涵道中支板下游的一个压气机叶片弦长的位置的气体进行收集，该位置的气体的压力相对较高，而且较容易收集。
[0044]本发明提供的航空燃气轮机用防冰方法还包括:
[0045]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。尽管试验数据显示，利用此步骤所收集到的气体量仅有所收集到的气体总量的1/3，但是，由于冷却所述高压涡轮机匣后的高压压气机排出的废气相对于进口部位的温度仍然具有高压高温特性，同样适合于为燃气轮机的进口实施升温加热，进一步地可以防止燃气轮机的进口出现结冰现象，而且也实现了废气再利用，节能环保。
[0046]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。
【主权项】
1.一种航空燃气轮机用防冰装置，其特征在于，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。2.如权利要求1所述的装置，其特征在于，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。3.如权利要求2所述的装置，其特征在于，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。4.如权利要求1或2或3所述的装置，其特征在于，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。5.如权利要求4所述的装置，其特征在于，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。6.如权利要求5所述的装置，其特征在于，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。7.如权利要求6所述的装置，其特征在于，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。8.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述送气管道的吹气口呈喇叭状。9.一种航空燃气轮机用防冰方法，其特征在于，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。10.如权利要求9所述的方法，其特征在于，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。11.如权利要求10所述的方法，其特征在于，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。
【专利摘要】本发明涉及一种航空燃气轮机用防冰装置及方法，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。发明不影响发动机的工作效率，将废气进行再次利用，变废为利，节约了资源。
【IPC分类】F02C7/047, F02C7/18
【公开号】CN105089802
【申请号】CN201410217951
【发明人】解亚东, 庞黎刚, 陈秋宏, 陈涛, 苏伟
【申请人】中航商用航空发动机有限责任公司
【公开日】2015年11月25日
【申请日】2014年5月22日