冷却装置及航空发动机的制作方法

1.本发明涉及航空设备领域，特别涉及一种冷却装置及航空发动机。


背景技术：

2.涡扇发动机的风扇舱包容了外部附件、风扇罩结构和发动机匣。涡扇发动机工作时，发动机附件以及机匣会向风扇舱内传递大量热，如果不能及时散去，则会导致风扇舱的附件超过温度限制，致使附件工作寿命降低、不能正常工作，甚至引发火灾。风扇舱通风冷却系统通过维持风扇舱内的环境温度，保证了风扇舱内发动机外部附件、风扇舱结构和发动机匣在合理的温度限制内，防止可燃气体积聚并降低了火灾风险，同时确保舱内压力不会引起结构失效，是发动机能够正常安全工作的重要保障。
3.目前民用涡扇发动机风扇舱主引气方案多采用埋入式进气口或戽斗式进气口，这两类引气形式为被动引气方式，这两类引气形式虽然具有低重量优势，但仍存在一定局限性。在高马赫数状态，环境气流通过冲压作用从风扇舱进口进入，对风扇舱进行通风冷却后经排气口排出。但在地面慢车状态下，由于飞机处静止状态，发动机无外流马赫数，在被动引气形式下，外界冷却气流仅靠自然对流进入风扇舱内行通冷却，较低的冷却流量使得发热量较大的附件仍存在超温风险。


技术实现要素：

4.本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中涡扇发动机中风扇舱被动式引气方案在地面慢车状态下无法满足冷却需求的上述缺陷，提供一种冷却装置及航空发动机。
5.本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题：
6.一种冷却装置，用于冷却航空发动机中风扇舱内的发动机附件，所述冷却装置包括引气口、风机组件及引气管道，所述引气口设于所述航空发动机的风扇罩或进气道；所述引气口与所述风机组件的进气口相连通，所述引气管道与所述风机组件的出气口相连通，所述风机组件用于将气流自所述引气口推动至所述引气管道，所述引气管道用于将气流引导至所述发动机附件。
7.在本方案中，通过采用以上结构，通过设置相连通的引气口、风机组件及引气管道，即使在地面慢车状态下，风机组件也能将气流自引气口推动至引气管道，经引气管道流出的气流对发动机附件进行冷却降温。在高马赫下，冷却装置还可以关闭风机组件，外界冲压空气经引气口、风机组件及引气管道流动至发动机附件，能够减少风机组件的能耗。冷却装置可以在全飞行包线下实现对风扇舱内发动机附件的冷却。
8.较佳地，所述发动机附件的数量为多个，所述引气管道设有多个开口，所述开口与所述发动机附件相应设置，以使气流对所述发动机附件冷却。
9.在本方案中，通过采用以上结构，多个相应设置的开口可以更加直接、有效地对发动机附件进行冷却降温。
10.较佳地，所述冷却装置还包括若干流量调节阀，所述流量调节阀设于所述引气管道，所述流量调节阀用于调整所述引气管道内的引气流量。
11.在本方案中，通过采用以上结构，流量调节阀可以根据发动机附件的实际降温需求相应地调整引气流量，从而能够避免气流及能耗的浪费，也能有针对性的对发动机附件进行降温。
12.较佳地，所述风机组件的数量为多个，多个所述风机组件并联设置，所述冷却装置还包括多个与所述风机组件相应设置的止回阀，所述止回阀设于所述风机组件的进气口与所述引气口之间。
13.在本方案中，通过采用以上结构，多个并联设置的风机组件能够进一步提高冷却装置的引气流量。止回阀可以防止气流倒流。
14.较佳地，所述冷却装置还包括排气口，所述排气口设于所述风扇罩上，气流流过所述发动机附件后经所述排气口流至所述风扇罩的外部。
15.在本方案中，通过采用以上结构，排气口能够更好地引导气流的流动方向，使得气流能够更加流畅的流动。排气口设置在风扇罩上，排出的气体不会影响航空发动机进气道的性能，也不会影响航空发动机的推力。
16.较佳地，所述排气口设于所述风扇罩上远离所述引气口的侧面。
17.在本方案中，通过采用以上结构，排气口设于风扇罩上远离引气口的侧面，使得气流能够更加流畅的流动。
18.较佳地，所述风机组件的两侧均设有所述引气管道，两侧的所述引气管道分别自所述风机组件的出气口向远离所述引气口的方向延伸。
19.较佳地，所述冷却装置还包括第一控制部，所述第一控制部与所述风机组件通讯连接，所述第一控制部用于对所述风机组件发送开启信号，所述风机组件接受所述开启信号后启动。
20.在本方案中，通过采用以上结构，在地面慢车状态下，可以利用第一控制部启动风机组件，气流经引气管道流出并对发动机附件进行冷却降温。在高马赫下，第一控制部可以关闭风机组件，外界冲压空气经引气口、风机组件及引气管道流动至发动机附件，能够减少风机组件的能耗。
21.较佳地，所述冷却装置还包括第二控制部，所述第二控制部用于控制所述冷却装置的流量调节阀的开度，以调整所述引气管道内的引气流量。
22.在本方案中，通过采用以上结构，利用第二控制部用于控制冷却装置的流量调节阀的开度，可以根据发动机附件的实际降温需求相应地调整引气流量，从而能够避免气流及能耗的浪费，也能有针对性的对发动机附件进行降温。
23.一种航空发动机，所述航空发动机包括如上所述的冷却装置。
24.在本方案中，通过采用以上结构，航空发动机在地面慢车状态下，冷却装置可以主动对发动机附件进行冷却降温。在高马赫下，冷却装置还可以被动对发动机附件降温，能够减少冷却装置的能耗。航空发动机在全飞行包线下实现对风扇舱内发动机附件的冷却。
25.在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本发明各较佳实例。
26.本发明的积极进步效果在于：
27.本发明通过设置相连通的引气口、风机组件及引气管道，即使在地面慢车状态下，风机组件也能将气流自引气口推动至引气管道，经引气管道流出的气流对发动机附件进行冷却降温。在高马赫下，冷却装置还可以关闭风机组件，外界冲压空气经引气口、风机组件及引气管道流动至发动机附件，能够减少风机组件的能耗。冷却装置可以在全飞行包线下实现对风扇舱内发动机附件的冷却。
附图说明
28.图1为本发明较佳实施例冷却装置的示意图。
29.图2为本发明较佳实施例冷却装置另一视角的示意图。
30.图3为本发明较佳实施例冷却装置冷却流路的示意图。
31.附图标记说明：
32.冷却装置100
33.引气口11
34.风机组件12
35.引气管道13
36.开口131
37.流量调节阀14
38.排气口15
39.止回阀16
40.航空发动机200
41.风扇罩21
42.风扇机匣22
43.发动机附件23
具体实施方式
44.下面通过实施例的方式并结合附图来更清楚完整地说明本发明，但并不因此将本发明限制在实施例的范围之中。
45.如图1-图3所示，本实施例为一种航空发动机200，航空发动机200包括如下文的冷却装置100。航空发动机200在地面慢车状态下，冷却装置100可以主动对发动机附件23进行冷却降温。在高马赫下，冷却装置100还可以被动对发动机附件23降温，能够减少冷却装置100的能耗。航空发动机200在全飞行包线下实现对风扇舱内发动机附件23的冷却。
46.如图1及图2，图中还显示了风扇罩21及风扇机匣22，引气口11及排气口15均设置在风扇罩21上，风扇罩21与风扇机匣22之间形成风扇舱，风机组件12、引气管道13及发动机附件23设置风扇舱内。
47.在图中，冷却装置100用于冷却航空发动机200中风扇舱内的发动机附件23，冷却装置100包括引气口11、风机组件12及引气管道13，引气口11设于航空发动机200的风扇罩21或进气道；引气口11与风机组件12的进气口相连通，引气管道13与风机组件12的出气口相连通，风机组件12用于将气流自引气口11推动至引气管道13，引气管道13用于将气流引导至发动机附件23。通过设置相连通的引气口11、风机组件12及引气管道13，即使在地面慢
车状态下，风机组件12也能将气流自引气口11推动至引气管道13，经引气管道13流出的气流对发动机附件23进行冷却降温。在高马赫下，冷却装置100还可以关闭风机组件12，外界冲压空气经引气口11、风机组件12及引气管道13流动至发动机附件23，能够减少风机组件12的能耗。冷却装置100可以在全飞行包线下实现对风扇舱内发动机附件23的冷却。
48.作为一种实施方式，引气口11具体可以为naca型埋入式引气口，在其他实施例中，引气口11也可以为其他结构形式。
49.在图1中，发动机附件23的数量为多个，引气管道13设有多个开口131，开口131与发动机附件23相应设置，以使气流对发动机附件23冷却。多个相应设置的开口131可以更加直接、有效地对发动机附件23进行冷却降温。具体的，开口131可以和发动机附件23一一相应设置，也可以一个发动机附件23对应多个开口131。开口131的尺寸也可以根据发动机附件23的冷却需求、开口131与风机组件12的距离相应设置，比如：发动机附件23的冷却需求高，相应的开口131尺寸可以更大。距离风机组件12越远，开口131尺寸可以相应增大。
50.冷却装置100还包括若干流量调节阀14，流量调节阀14设于引气管道13，流量调节阀14用于调整引气管道13内的引气流量。流量调节阀14可以根据发动机附件23的实际降温需求相应地调整引气流量，从而能够避免气流及能耗的浪费，也能有针对性的对发动机附件23进行降温。流量调节阀14具体可以为蝶阀。在其他实施例中，流量调节阀14也可以为电磁阀。
51.如图3所示，风机组件12的数量为多个，多个风机组件12并联设置，冷却装置100还包括多个与风机组件12相应设置的止回阀16，止回阀16设于风机组件12的进气口与引气口11之间。多个并联设置的风机组件12能够进一步提高冷却装置100的引气流量。止回阀16可以防止气流倒流。作为一种实施方式，风机组件12具体可以采用轴流风机。在图3中，风机组件12的数量为3个，每个风机组件12均有相应的管道与进气口、引气管道13相连通。止回阀16相应地设置在各个风机组件12的上游。在其他实施例中，风机组件12的数量也可以为一个。风机组件12可以采用电力驱动，风机组件12具体可以包括控制器、电机、风扇、风筒及外罩。
52.冷却装置100还包括排气口15，排气口15设于风扇罩21上，气流流过发动机附件23后经排气口15流至风扇罩21的外部。排气口15能够更好地引导气流的流动方向，使得气流能够更加流畅的流动。排气口15设置在风扇罩21上，排出的气体不会影响航空发动机200进气道的性能，也不会影响航空发动机200的推力。
53.排气口15设于风扇罩21上远离引气口11的侧面。排气口15设于风扇罩21上远离引气口11的侧面，使得气流能够更加流畅的流动。
54.风机组件12的两侧均设有引气管道13，两侧的引气管道13分别自风机组件12的出气口向远离引气口11的方向延伸。在本实施了中，引气管道13具体可以为弧形状。
55.冷却装置100还包括第一控制部，第一控制部与风机组件12通讯连接，第一控制部用于对风机组件12发送开启信号，风机组件12接受开启信号后启动。在地面慢车状态下，可以利用第一控制部启动风机组件12，气流经引气管道13流出并对发动机附件23进行冷却降温。在高马赫下，第一控制部可以关闭风机组件12，外界冲压空气经引气口11、风机组件12及引气管道13流动至发动机附件23，能够减少风机组件12的能耗。作为一种实施方式，第一控制部可以为电源开关，电源开关控制风机组件12通电或者断电。
56.冷却装置100还包括第二控制部，第二控制部用于控制冷却装置100的流量调节阀14的开度，以调整引气管道13内的引气流量。利用第二控制部用于控制冷却装置100的流量调节阀14的开度，可以根据发动机附件23的实际降温需求相应地调整引气流量，从而能够避免气流及能耗的浪费，也能有针对性的对发动机附件23进行降温。作为一种实施方式，第二控制部可以为电源开关，电源开关控制流量调节阀14的开度。
57.本实施例的冷却装置100可以实现风扇舱内通风冷却及发动机附件23的专用冷却，可以在不影响航空发动机200的进气性能条件下，实现全飞行线下调控冷却流量、提高冷却效率。本实施例的冷却装置100集成被动冷却与主动冷却。在地面状态及低及低马赫数状态下，采用主动冷却，风机组件12抽吸、引气管道13的方式将冷却气流分配至发动机附件23周围进行冷却。在高马赫数状态下，利用被动冷却冲压引气口11及引气管道13实现风扇舱内通风冷却及发动机附件23专用冷却。具体的，在地面工况等短舱无外流马赫数的工况下，可通过主动冷却实现风扇舱内通风冷却及附件专用冷却。高马赫数下时风机组件12关闭，利用外界冲压空气冷却，可以减少风机组件12带来的能耗。在全飞行包线下均可有冷却气流进入风扇舱。
58.本实施例的冷却装置100通过将引气口11与风扇舱主引气口11集成为一体，降低了冷却装置100的总重量，可以减少一个专用冷却口，可降低0.7％的短舱气动阻力。
59.冷却装置100通过引气管道13内的蝶阀调节分配至各个发动机附件23的流量，根据发动机附件23的冷却量需求合理分配冷却流量，提高了冷却效率。
60.引气口11及排气口15位于短舱外罩，引气来源为外界环境，不会消耗发动机正常运行过程中的外涵流量，引气、排气均不会对发动机推力及进气道性能造成影响。
61.虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

技术特征：
1.一种冷却装置，用于冷却航空发动机中风扇舱内的发动机附件，其特征在于，所述冷却装置包括：引气口，所述引气口设于所述航空发动机的风扇罩或进气道；风机组件及引气管道，所述引气口与所述风机组件的进气口相连通，所述引气管道与所述风机组件的出气口相连通，所述风机组件用于将气流自所述引气口推动至所述引气管道，所述引气管道用于将气流引导至所述发动机附件。2.如权利要求1所述的冷却装置，其特征在于，所述发动机附件的数量为多个，所述引气管道设有多个开口，所述开口与所述发动机附件相应设置，以使气流对所述发动机附件冷却。3.如权利要求1所述的冷却装置，其特征在于，所述冷却装置还包括若干流量调节阀，所述流量调节阀设于所述引气管道，所述流量调节阀用于调整所述引气管道内的引气流量。4.如权利要求1所述的冷却装置，其特征在于，所述风机组件的数量为多个，多个所述风机组件并联设置，所述冷却装置还包括多个与所述风机组件相应设置的止回阀，所述止回阀设于所述风机组件的进气口与所述引气口之间。5.如权利要求1所述的冷却装置，其特征在于，所述冷却装置还包括排气口，所述排气口设于所述风扇罩上，气流流过所述发动机附件后经所述排气口流至所述风扇罩的外部。6.如权利要求5所述的冷却装置，其特征在于，所述排气口设于所述风扇罩上远离所述引气口的侧面。7.如权利要求1所述的冷却装置，其特征在于，所述风机组件的两侧均设有所述引气管道，两侧的所述引气管道分别自所述风机组件的出气口向远离所述引气口的方向延伸。8.如权利要求1-7中任意一项所述的冷却装置，其特征在于，所述冷却装置还包括第一控制部，所述第一控制部与所述风机组件通讯连接，所述第一控制部用于对所述风机组件发送开启信号，所述风机组件接受所述开启信号后启动。9.如权利要求8所述的冷却装置，其特征在于，所述冷却装置还包括第二控制部，所述第二控制部用于控制所述冷却装置的流量调节阀的开度，以调整所述引气管道内的引气流量。10.一种航空发动机，其特征在于，所述航空发动机包括如权利要求1-9中任意一项所述的冷却装置。

技术总结
本发明公开了一种冷却装置及航空发动机。冷却装置包括引气口、风机组件及引气管道，引气口设于航空发动机的风扇罩或进气道；引气口与风机组件的进气口相连通，引气管道与风机组件的出气口相连通，风机组件用于将气流自引气口推动至引气管道，引气管道用于将气流引导至发动机附件。通过设置相连通的引气口、风机组件及引气管道，即使在地面慢车状态下，风机组件也能将气流自引气口推动至引气管道，经引气管道流出的气流对发动机附件进行冷却降温。在高马赫下，冷却装置还可以关闭风机组件，外界冲压空气经引气口、风机组件及引气管道流动至发动机附件，能够减少风机组件的能耗。冷却装置可以在全飞行包线下实现对风扇舱内发动机附件的冷却。附件的冷却。附件的冷却。


技术研发人员：高婉宁 邓阳 胡晓峰
受保护的技术使用者：中国航发商用航空发动机有限责任公司
技术研发日：2022.03.23
技术公布日：2023/10/6