提高航空发动机短舱进气道抗侧风能力的装置和方法
阅读说明：本技术 提高航空发动机短舱进气道抗侧风能力的装置和方法 (Device and method for improving crosswind resistance of air inlet channel of nacelle of aircraft engine ) 是由 骆广琦 王玉东 吴明峰 郑恒 赵运生 斯夏依 于 2019-10-25 设计创作，主要内容包括：提高航空发动机短舱进气道抗侧风能力的装置和方法,其中的装置包括在风扇的下游位置设置的高压气源的引气口、位于短舱进气道唇口的集气腔、将高压空气引到所述集气腔的导管、与所述集气腔相通的空气喷射孔,在短舱进气道的迎风面唇口内壁面和进气道下缘唇口边缘分别布置多个所述空气喷射孔,在所述迎风面唇口内壁面的所述空气喷射孔被构造成喷射气流以提高进气道内壁面分离气团的流动速度；在所述进气道下缘唇口边缘的所述空气喷射孔被构造成喷射气流以阻断地面涡。(The device comprises a bleed port of a high-pressure air source, a gas collecting cavity, a guide pipe and air injection holes, wherein the bleed port is arranged at the downstream position of a fan, the gas collecting cavity is positioned at the lip of the air inlet of the nacelle, the guide pipe guides high-pressure air to the gas collecting cavity, the air injection holes are communicated with the gas collecting cavity, the air injection holes are respectively arranged on the inner wall surface of the lip of the windward side of the air inlet of the nacelle and the edge of the lip of the lower edge of the air inlet, and the air injection holes on the inner wall surface of the lip of the windward side are constructed to inject airflow so as to improve the flow speed of separated air mass on the inner wall surface of the; the air injection hole at the air inlet lower edge lip edge is configured to inject an air flow to block ground vortex.)
技术领域
本发明涉及航空发动机，尤其涉及航空发动机短舱进气道抗侧风能力的装置和方法。
背景技术
风是大自然固有的一种气象现象，也是影响民用飞机运营的大气环境条件之一。风向与飞机、发动机的位置关系，以及侧风的相关定义如图1所示，图1分别示出了发动机1、尾风方向11、侧风方向13、侧风方向12、侧风角度A，发动机轴线a1。
对于采用短舱进气道的民用飞机来说，侧风会造成气流在进气短舱唇口绕流，使侧风迎风面短舱进气道内壁面产生气流分离团，该分离气团速度低、总压小，从而导致短舱出口气流发生压力畸变。民用大涵道比涡扇发动机唇口下缘一般离地面较近，还可能造成地面抽吸效应，进一步加剧进气压力畸变的程度(参见文献《Crosswind Effects onEngine Inlets:The Inlet Vortex》(Luís Gustavo Trapp，JOURNAL OF AIRCRAFT，Vol.47,No.2)。发动机进气压力畸变会导致压缩部件如风扇、增压级、高压压气机等稳定工作裕度降低。当进气压力畸变超过一定的阀值时，会导致压缩部件不能稳定工作，进入失速、喘振等工作状态，使发动机振动增大、排气温度升高，严重时还可能导致发动机机械损伤，甚至熄火停车。为了防止进气畸变过高，导致发动机不正常工作，民用飞机一般都有严格的侧风包线的要求如图2所示，图2示出了正风方向14、侧风方向范围15、尾风方向11，其中图样21为无限制区域，图样22为滑翔起飞区域，图样23为紧急运行区域。规定了飞机正常工作专业要求的侧风方向与速度限制。如果侧风条件超出了飞机侧风包线的范围，就必须采取改变飞机/发动机的操作方式，或者飞机停飞等措施。改变飞机/发动机的操作方式会增加飞行员的操作难度、增加发动机的工作时间；停飞会直接导致航班延误或取消，降低航空公司的声誉和营利水平。
发明内容
本发明的目的是提高航空发动机短舱进气道抗侧风能力的装置。
本发明的另一目的是提高航空发动机短舱进气道抗侧风能力的方法。
一种提高航空发动机短舱进气道抗侧风能力的装置，其包括在风扇的下游位置设置的高压气源的引气口、位于短舱进气道唇口的集气腔、将高压空气引到所述集气腔的导管、与所述集气腔相通的空气喷射孔，在短舱进气道的迎风面唇口内壁面和进气道下缘唇口边缘分别布置多个所述空气喷射孔，在所述迎风面唇口内壁面的所述空气喷射孔被构造成喷射气流以提高进气道内壁面分离气团的流动速度；在所述进气道下缘唇口边缘的所述空气喷射孔被构造成喷射气流以阻断地面涡。
在所述的装置的一个或多个实施方式中，所述装置还包括在所述引气口处设置的由电磁阀门控制的作动机构，所述作动机构配置成可控制所述引气口的打开与关闭。
在所述的装置的一个或多个实施方式中，在所述迎风面唇口内壁面的所述空气喷射孔，在轴线方向位于进气道内壁面收缩曲率最大位置，借此靠近唇口前缘，并且其喷射方向与发动机中心轴线夹角为γ，10°<γ<20°。
在所述的装置的一个或多个实施方式中，在所述迎风面唇口内壁面的所述空气喷射孔周向沿发动机进口水平线对称排列，布置范围的夹角为β，120°<β<180°。
在所述的装置的一个或多个实施方式中，在所述迎风面唇口内壁面的所述空气喷射孔的直径1.5～2cm且沿周向呈3～4排交错排列。
在所述的装置的一个或多个实施方式中，在所述迎风面唇口内壁面的所述空气喷射孔沿轴线方向位于进气道唇口前缘，周向沿发动机进口铅垂线对称排列，排列范围夹角为α，60°<α<120°。
在所述的装置的一个或多个实施方式中，在所述迎风面唇口内壁面的空气喷射孔直径2～3.5cm，沿周向呈单排排列。
一种提高航空发动机短舱进气道抗侧风能力的方法，包括：
提供引气；
在短舱进气道的迎风面唇口内壁面和进气道下缘唇口边缘分别布置多个空气喷射孔；
通过所述引气到所述空气喷射孔，借此在所述迎风面唇口内壁面的喷射气流以提高进气道内壁面分离气团的流动速度；在所述进气道下缘唇口边缘喷射气流以阻断地面涡。
所述的方法的一个或多个实施方式，提供控制所述引气打开与关闭的控制机构，在侧风较小时关闭引气，保持发动机高性能状态，在侧风较大时打开引气，提高发动机的抗侧风能力。
所述的方法的一个或多个实施方式，使所述引气速度为不小于120～150m/s的气流。
在所述迎风面唇口内壁面的所述空气喷射孔被构造成喷射气流以提高进气道内壁面分离气团的流动速度；在所述进气道下缘唇口边缘的所述空气喷射孔被构造成喷射气流以阻断地面涡，因此本发明能够大幅减小侧风导致的进气道内壁面气流分离，以及地面效应导致的进气道下唇口气流分离，降低进气道气流压力畸变指数，大幅提高发动机短舱进气道抗侧风能力，扩大飞机侧风包线范围，提高飞机的环境适应能力和运营能力，而且结构简单、操控方便、便于实施，对发动机性能、重量影响较小。
对某典型进气道的对比计算表明，本发明能够使典型状态下(35节侧风、起飞功率状态)进气道AIP截面畸变指数IDCMAX降低40％以上。
附图说明
本发明的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：
图1是示意侧风概念的示意图。
图2是典型发动机侧风包线的示意图。
图3是根据本发明的提高航空发动机短舱进气道抗侧风能力的装置的示意图。
图4是集气腔与空气喷射孔的示意图。
图5是空气喷射孔的轴向位置的视图。
图6是进气道迎风面唇口内壁面空气喷射孔的位置图。
图7是进气道迎风面唇口内壁面空气喷射孔排列图。
图8是进气道下缘唇口边缘空气喷射孔位置图。
具体实施方式
下述公开了多种不同的实施所述的主题技术方案的实施方式或者实施例。为简化公开内容，下面描述了各元件和排列的具体实例，当然，这些仅仅为例子而已，并非是对本发明的保护范围进行限制。例如在说明书中随后记载的第一特征在第二特征上方或者上面形成，可以包括第一和第二特征通过直接联系的方式形成的实施方式，也可包括在第一和第二特征之间形成附加特征的实施方式，从而第一和第二特征之间可以不直接联系。另外，这些公开内容中可能会在不同的例子中重复附图标记和/或字母。该重复是为了简要和清楚，其本身不表示要讨论的各实施方式和/或结构间的关系。进一步地，当第一元件是用与第二元件相连或结合的方式描述的，该说明包括第一和第二元件直接相连或彼此结合的实施方式，也包括采用一个或多个其他介入元件加入使第一和第二元件间接地相连或彼此结合。
如图3所示，提高航空发动机短舱9的进气道抗侧风能力的装置包括在风扇的下游位置设置的高压气源的引气口2、位于短舱进气道唇口的集气腔4、将高压空气引到所述集气腔4的导管3、与所述集气腔4相通的空气喷射孔，在短舱进气道的迎风面唇口内壁面91和进气道下缘唇口边缘93分别布置多个所述空气喷射孔5、6，在迎风面唇口内壁面91的空气喷射孔5被构造成喷射气流以提高进气道内壁面分离气团的流动速度；在进气道下缘唇口边缘93的空气喷射孔6被构造成喷射气流以阻断地面涡。
因此，当风扇后的高压空气从空气引射孔高速喷出时，能够同时抑制由侧风引起的进气道内壁气流分离，以及由地面涡效应引起的进气道进口气流分离，从而在大侧风条件下达到降低短舱进气道出口(发动机进口)截面的进气畸变指数的目的。
一个可选的实施方式是同时空气引射气路中设置了作动机构7，能够根据实际使用条件手动或自动通断，在侧风较小时关闭引气，保持发动机高性能状态；在侧风较大时打开引气，提高发动机的抗侧风能力。
图3～图8给出了一种具体实施方式。图3、图5是沿发动机轴线a1镜像后的示意图，因此迎风面唇口内壁面91在下方、而短舱外壁面92在上方，图4与发动机的实际位置一致。
图3示出了风扇后引气口2，位于风扇后外涵道内壁面，用来引出外涵道高压空气。
引气打开与关闭的作动机构7，位于1风扇后引气口与3引气管路之间，是一种受电信号控制的机械机构，用于打开或关闭引气。典型的机械机构包括放气带、放气阀等。
引气管路3用于将风扇后引气口2的空气导入集气腔4，风扇位置在图3中示出，其包括风扇叶片82，风扇叶片82设置在进气锥81的下游侧。
集气腔4用于收集来自导管3的空气，并将空气分配给进气道迎风面唇口内壁面的空气喷射孔5和进气道下缘唇口边缘的空气喷射孔6。
进气道迎风面唇口内壁面的空气喷射孔5，具体的排列方式依发动机短舱进气道构型、发动机设计点空气流量而定。典型的排列方式为：如图4和图5所示，在轴线方向位于进气道内壁面收缩曲率最大位置，并尽可能靠近唇口前缘93，与发动机中心轴线夹角为γ(10°<γ<20°)，在这样的位置有利于更好地减小侧风导致的进气道内壁面气流分离。
此外，如图6所示，迎风面51内侧的进气道迎风面唇口内壁面的空气喷射孔5周向沿发动机进口水平线h对称排列，夹角为β(120°<β<180°)。如此设置，有利于减小侧风a3导致的进气道内壁面气流分离，降低进气道气流压力畸变指数，大幅提高发动机短舱进气道抗侧风能力，扩大飞机侧风包线范围。
如图7所示，空气喷射孔直径1.5～2cm、沿轴向或者发动机进气方向a2呈3～4排交错排列。如此设置，有利于将喷射气流的流速均匀并且使流速达到设定值，从而以较佳的方式减小侧风导致的进气道内壁面气流分离。
进气道下缘唇口边缘的空气喷射孔6，具体的排列方式依发动机短舱进气道构型、发动机设计点空气流量，以及发动机进气道离地高度而定。典型的排列方式为：在轴线方向位于进气道唇口前缘；如图8所示，周向沿发动机进口铅垂线v对称排列，夹角为α(60°<α<120°)，如此设置可以在一个较佳的范围应对地面涡。此外，此处的空气喷射孔直径2～3.5cm，单排排列，如此设置以简单的结构即可应对地面效应导致的进气道下唇口气流分离。
需要说明的是，对于不同的进气道/发动机方案，由于进气道构型、发动机工作状态、进气道离地高度、侧风工作要求等均有不同，其空气喷射孔的位置、排列方式、喷射角度、开孔尺寸等的取值可能会有变化，引气打开与关闭的控制机构也可能不限于放气带、放气阀等方式，以上实施方式给出的示例只是为了理解专利内容所做的示例性数据。
从前述实施方式，还可以理解到一种提高航空发动机短舱进气道抗侧风能力的方法，包括：
提供引气，该引气通常可以选择从压气机的动叶和静叶之间引气；
在短舱进气道的迎风面唇口内壁面和进气道下缘唇口边缘分别布置多个空气喷射孔；
通过所述引气到所述空气喷射孔，借此在所述迎风面唇口内壁面的喷射气流以提高进气道内壁面分离气团的流动速度；在所述进气道下缘唇口边缘喷射气流以阻断地面涡。
一种优选的实施方式提供控制所述引气打开与关闭的控制机构，在侧风较小时关闭引气，保持发动机高性能状态，在侧风较大时打开引气，提高发动机的抗侧风能力。
一种优选的实施方式将所述引气速度配置为不小于120～150m/s的气流。大涵道比发动机风扇压比一般为1.3～1.6，考虑管道损失，可形成速度不小于120～150m/s的引射气流，能有效提高分离气流的流动速度和压力；同时还减小了风扇外涵喷管的排气阻力，能够有效提高风扇的工作稳定性。
本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。