引气冷却结构及具有该引气冷却结构的航空发动机

摘要

本发明公开了一种引气冷却结构及具有该引气冷却结构的航空发动机，该引气冷却结构包括：对半式结构设计的左引气罩、右引气罩；左引气罩包括第一外罩、第一内罩、第一中支撑带、及第一后罩；右引气罩包括第二外罩、第二内罩、第二中支撑带、及第二后罩；第一后罩和/或第二后罩上设有用于安装及固定热电偶转换座的安装座、用于热电偶探头进行温度检测的开孔和供排气管/油雾管通过的通过孔；第一外罩和/或第二外罩上用于对涡轮部件的外表面进行冷却降温的第一引气座和第二引气座。本发明有效避免了发动机超温及发动机的高温传递给飞机，从而延长了发动机及飞机的使用寿命。

说明书

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，特别地，涉及一种引气冷却结构及具有该引气冷却结构的航空发动机。

背景技术

在涡桨型发动机中，涡轮部件处于高温高转速的环境，发动机工作过程中，涡轮的最高温度可达1160K，为了防止涡轮本身的温度过高，导致涡轮的零部件超温现象，以及防止涡轮部件的热量传向飞机，需要对涡轮部件进行适当的冷却，来保证发动机和飞机的安全可靠性，故亟需设计一种航空发动机用引气冷却结构。

发明内容

本发明提供了一种引气冷却结构及具有该引气冷却结构的航空发动机，以解决现有的航空发动机涡轮部件因冷却不及时导致的部件超温，影响发动机及飞机安全可靠性的技术问题。

本发明采用的技术方案如下：

根据本发明的一个方面，提供一种引气冷却结构，用于与航空发动机的机匣配合以冷却涡轮部件的外表面工作温度，该引气冷却结构包括：对半式结构设计的左引气罩、右引气罩；

左引气罩包括位于外围的第一外罩、位于第一外罩内侧面的第一内罩、用于安装到涡轮机匣的后安装边上的第一中支撑带、及位于左引气罩后侧的第一后罩；

右引气罩包括位于外围的第二外罩、位于第二外罩内侧面的第二内罩、用于安装到涡轮机匣的后安装边上的第二中支撑带、及位于右引气罩后侧的第二后罩；

第一后罩和/或第二后罩上设有用于安装及固定热电偶转换座的安装座、用于热电偶探头进行温度检测的开孔和供排气管/油雾管通过的通过孔；

第一外罩和/或第二外罩上用于发动机试车时将冷却气流引入内罩以对涡轮部件的外表面进行冷却降温的第一引气座和用于飞机飞行时将迎面冷却气流导入内罩以对涡轮部件的外表面进行冷却降温的第二引气座。

进一步地，左引气罩、右引气罩上均设有锁扣支架，且左引气罩与右引气罩之间经螺栓与锁扣支架装配连接。

进一步地，第一内罩包括依次连接的第一前内罩、第一前支撑环、第一前支撑带、第一前锥环、第一冷却环及第一后锥环，第一前内罩及第一冷却环上沿周向开设有多个通风孔；

第二内罩包括依次连接的第二前内罩、第二前支撑环、第二前支撑带、第二前锥环、第二冷却环及第二后锥环，第二前内罩及第二冷却环上沿周向开设有多个通风孔。

进一步地，第一前支撑带及第二前支撑带上均设有用于与燃烧室后外套的安装边配合的第一凸边、用于与涡轮机匣前安装边配合的第二凸边。

进一步地，左引气罩和/或右引气罩上设有用于增强其刚度特性的内加强环。

进一步地，第一外罩及第二外罩上均设有用于成对装配时起固定支撑作用的搭接机构，第一外罩和/或第二外罩上设有用于增强其刚度特性的加强板。

进一步地，第一引气座、第二引气座同时位于第一外罩上或者第二外罩上，其中，第一引气座位于对应的外罩的顶面，第二引气座位于对应的外罩的侧壁面。

进一步地，第一后罩及第二后罩均包括后罩本体及用于安装到排气段后安装边上的后支撑带，后罩本体上设有用于安装及固定热电偶转换座的安装座、用于热电偶探头进行温度检测的开孔和供排气管/油雾管通过的通过孔。

进一步地，左引气罩、右引气罩的装拆面与发动机沿纵向的轴心垂直面呈30°夹角设置。

根据本发明的另一方面，还提供一种航空发动机，航空发动机的机匣外设有上述的引气冷却结构。

本发明具有以下有益效果：

本发明引气冷却结构及具有该引气冷却结构的航空发动机，通过设置包含第一引气座、第二引气座的引气冷却结构，实现了场内、外发动机的冷却需求，保证发动机在工作过程中，外部冷却气流通过引气座引导至燃烧室、涡轮及排气段的外部，对其进行外部冷却，降低工作温度，避免了发动机超温及发动机的高温传递给飞机，从而延长了发动机及飞机的使用寿命，且本发明引起冷却结构采用对半式结构的装配形式，利于在发动机上的装配及调节。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照附图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，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是本发明优选实施例引气冷却结构的结构示意图；

图2是本发明优选实施例左引气罩的结构示意图；

图3是本发明优选实施例第一内罩的结构示意图；

图4是本发明优选实施例第一外罩的结构示意图；

图5是图4沿A-A的剖视示意图；

图6是本发明优选实施例第一后罩的结构示意图；

图7是图6沿B-B的剖视示意图；

图8是本发明优选实施例发动机上装配引气冷却结构的结构示意图。

附图标记说明：

1、左引气罩；2、右引气罩；

11、第一外罩；111、加强板；112、外罩本体；113、114、搭接片；

12、第一内罩；121、第一前支撑环；122、第一前支撑带；123、第一前锥环；

124、第一后锥环；125、第一冷却环；126、第一前内罩；

13、第一中支撑带；14、内加强环；15、第一后罩；

151、后罩本体；152、后支撑带；153、安装座；154、通过孔；

155、加强钢丝；156、弯管螺座；

16、锁扣支架；17、第一引气座；18、第二引气座；

3、燃烧室机匣；4、涡轮机匣；5、排气段。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

针对现有的航空发动机涡轮部件因冷却不及时导致的部件超温，影响发动机及飞机安全可靠性的技术问题，本实施例提供一种发动机的引气冷却结构，用于降低涡轮部件的外表面工作温度，防止涡轮部件的热量传递给飞机，保证发动机的可靠安全性。参照图1，本优选实施例提供的引气冷却结构包括：对半式结构设计的左引气罩1、右引气罩2。优选地，左引气罩1和右引气罩2通过箍带及箍带螺栓进行连接，且左、右引气罩的装拆面与发动机沿纵向的轴心垂直面成30°角，方便引气冷却结构的装配和拆解。

本实施例中，左引气罩1主要由第一外罩11、第一内罩12、第一中支撑带13、内加强环14、第一后罩15和锁扣支架16通过滚焊的焊接方式组合，具体见图2。本实施例中，第一外罩11位于外围，第一内罩12焊接连接于第一外罩11的内侧，第一中支撑带13主要在装配过程中安装到涡轮机匣的后安装边上，起到支撑作用；内加强环14主要增加左引气罩1的刚度特性；锁扣支架16在装配左引气罩和右引气罩时，用长螺栓连接，并保证左引气罩和右引气罩两边的装配之和不大于8毫米。

可选地，第一内罩12包括依次连接的第一前内罩126、第一前支撑环121、第一前支撑带122、第一前锥环123、第一冷却环125及第一后锥环124，各部件依次焊接连接，具体参照图3。其中，第一前支撑带122焊接在第一内罩12上，优选地，第一前支撑带122上设有 用于与燃烧室后外套的安装边配合的第一凸边、用于与涡轮机匣前安装边配合的第二凸边，第一前支撑带122作为前支点以控制左引气罩的轴向位置。第一前内罩126及第一冷却环125上沿周向开设有多个通风孔。本实施例中，第一冷却环125上开设84个通风孔，第一前内罩126上开设21个通风孔，用于外部的冷却气流通过内罩的通风孔用于冷却燃烧室、涡轮及排气段的表面，降低温度。其中，第一前锥环123、第一后锥环124根据涡轮及排气段外径的形状来确定。

本实施例中，参照图4及图5，第一外罩11包括外罩本体112及与外罩本体112连接用于增强其刚度特性的加强板111。外罩作为发动机的外部，将涡轮部件覆盖在内，且外罩上设有用于成对装配时起固定支撑作用的搭接机构。参照图5，第一外罩11上焊接有搭接片113、114，用于左引气罩与右引气罩装配时起固定作用，各部件之间均采用焊接方式连接。

本实施例中，参照图6及图7，第一后罩15包括后罩本体151及用于安装到排气段后安装边上的后支撑带152，后罩本体151上设有用于安装及固定热电偶转换座的安装座153、用于热电偶探头进行温度检测的开孔。

本实施例中，右引气罩2的组成部分与左引气罩1的结构相似，包括位于外围的第二外罩、位于第二外罩内侧面的第二内罩、用于安装到涡轮机匣的后安装边上的第二中支撑带、位于右引气罩2后侧的第二后罩、用于增强其刚度特性的内加强环14和锁扣支架16，各部件之间通过滚焊的焊接方式组合。其中，第二外罩、第二后罩的结构与第一外罩及第一后罩的结构略有不同，其余均采用相同的结构设计。具体地，第二外罩上设有两个引气座，按照装配关系分为第一引气座17和第二引气座18，其中，参照图1，第一引气座17位于右引气罩2的顶面，用于在发动机场内试车时，将冷却气流引入内罩以对涡轮部件的外表面进行冷却降温；第二引气座18位于右引气罩2的侧壁面，用于飞机飞行时将迎面冷却气流导入内罩以对涡轮部件的外表面进行冷却降温。由于在同一引气罩上设置两个引气座，可以减少引气罩给发动机带来的重量。第二后罩除了设有用于安装及固定热电偶转换座的安装座153、用于热电偶探头进行温度检测的开孔外，还设有供排气管/油雾管通过的通过孔154。

本实施例通过设置包含第一引气座、第二引气座的引气冷却结构，实现了场内、外发动机的冷却需求，保证发动机在工作过程中，外部冷却气流通过引气座引导至燃烧室、涡轮及排气段的外部，对其进行外部冷却，降低工作温度，避免了发动机超温及发动机的高温传递给飞机，从而延长了发动机及飞机的使用寿命，且本发明引起冷却结构采用对半式结构的装配形式，利于在发动机上的装配及调节。

采用本实施例引气冷却结构，发动机在工厂内进行试车时，工作一段时间后，通过上部的第一引气座17对发动机内部进行引气，冷却气流通过第一引气座17进入发动机中，到达内罩，冷却气流通过内罩上的冷却环和前内罩的通风孔进入涡轮部件的外表面，对燃烧室后部、涡轮部件和排气段的外表面进行冷却降温。发动机在外场进行训练飞行时，引气冷却结构将飞机飞行时的迎面冷却气流通过第二引气座18引入发动机中，到达内罩，冷却气流通过内罩上的冷却环和前内罩的通气孔进入涡轮部件的外表面，对燃烧室后部、涡轮部件和排气段的外表面进行冷却降温。

本实施例中，引气冷却结构的第一后罩和第二后罩共上设计了8个热电偶通过孔，热电 偶接头经过8个孔进入到排气段中，对发动机的排气温度进行测定和检测，防止发动机出现超温现象。在引气冷却结构的后罩周向方向上还设计了4个安装座153，用于热电偶安装座的放置和固定，并采用弯管螺座156的结构进行防松设计。

本实施例中，引气冷却结构设计了第一前支撑带122、第一中支撑带13、后支撑带152的结构，其中，第一前支撑带122有前后凸边卡住燃烧室后外套安装边和涡轮机匣前安装边，是引气罩的前支点，并控制它的轴向位置；第一中支撑带13、后支撑带152则分别安装在涡轮机匣后安装边及排气段外罩前安装边、排气段外罩的后段。三个支撑带用于引气冷却结构在发动机上的安装，分别通过支撑带在燃烧室后部、涡轮部件和排气段的外表面三个安装边上进行安装和固定，采用多点安装固定的方式，增强了引气冷却结构与发动机安装配合的可靠性及安全性。

本实施例中，优选地，参照图7，后罩本体151的卷边内设有用于增强其刚度性能的加强钢丝155。本实施例通过在引气冷却结构中运用了加强钢丝，内、外加强环等零件，提高引气冷却结构的刚度特性，满足发动机的需求。

本实施例中，优选地，对引气冷却结构的材料采用GH1140，保证零件的耐腐蚀性；对零件的厚度一般采用0.5mm的板材，使其重量轻，不占用发动机过多的重量。

优选地，对引气冷却结构的外表面进行涂漆处理，提高表面的美观和防腐能力，使其在恶劣的环境下也能满足使用要求。

根据本发明的另一方面，还提供一种航空发动机，参照图8，航空发动机的机匣外设有上述的引气冷却结构，其中，航空发动机的机匣包括依次连接的燃烧室机匣3、涡轮机匣4及排气段5，引气冷却结构参照上述实施例，在此不再赘述。

从以上的描述可以得知，本实施例引气冷却结构，通过两个引气座的不同冷却，达到了场内、外发动机的各自需求，保证发动机在工作工程中，外部冷却气流，通过引气座，将气流引导到燃烧室、涡轮及排气段的外部，对其进行外部冷却，降低温度，避免了发动机超温以及发动机的高温传递给飞机，延长发动机和飞机的使用寿命。通过对引气冷却结构采用0.5mm厚度的板材和GH1140的原材料，保证了引气冷却结构的重量和耐腐蚀性；对引气冷却结构采用了对半式的装配形式，有利于该结构在发动机上的装配，并具有可调节性。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。