引氣冷卻結構及具有該引氣冷卻結構的航空發動機的制作方法
【專利摘要】本發明公開了一種引氣冷卻結構及具有該引氣冷卻結構的航空發動機，該引氣冷卻結構包括：對半式結構設計的左引氣罩、右引氣罩；左引氣罩包括第一外罩、第一內罩、第一中支撐帶、及第一后罩；右引氣罩包括第二外罩、第二內罩、第二中支撐帶、及第二后罩；第一后罩和/或第二后罩上設有用于安裝及固定熱電偶轉換座的安裝座、用于熱電偶探頭進行溫度檢測的開孔和供排氣管/油霧管通過的通過孔；第一外罩和/或第二外罩上用于對渦輪部件的外表面進行冷卻降溫的第一引氣座和第二引氣座。本發明有效避免了發動機超溫及發動機的高溫傳遞給飛機，從而延長了發動機及飛機的使用壽命。
【專利說明】
弓丨氣冷卻結構及具有該弓I氣冷卻結構的航空發動機
技術領域
[0001]本發明涉及航空發動機領域，特別地，涉及一種引氣冷卻結構及具有該引氣冷卻結構的航空發動機。
【背景技術】
[0002]在渦槳型發動機中，渦輪部件處于高溫高轉速的環境，發動機工作過程中，渦輪的最高溫度可達1160K，為了防止渦輪本身的溫度過高，導致渦輪的零部件超溫現象，以及防止渦輪部件的熱量傳向飛機，需要對渦輪部件進行適當的冷卻，來保證發動機和飛機的安全可靠性，故亟需設計一種航空發動機用引氣冷卻結構。
【發明內容】
[0003]本發明提供了一種引氣冷卻結構及具有該引氣冷卻結構的航空發動機，以解決現有的航空發動機渦輪部件因冷卻不及時導致的部件超溫，影響發動機及飛機安全可靠性的技術問題。
[0004]本發明采用的技術方案如下:
[0005]根據本發明的一個方面，提供一種引氣冷卻結構，用于與航空發動機的機匣配合以冷卻渦輪部件的外表面工作溫度，該引氣冷卻結構包括:對半式結構設計的左引氣罩、右引氣罩；
[0006]左引氣罩包括位于外圍的第一外罩、位于第一外罩內側面的第一內罩、用于安裝到渦輪機匣的后安裝邊上的第一中支撐帶、及位于左引氣罩后側的第一后罩；
[0007]右引氣罩包括位于外圍的第二外罩、位于第二外罩內側面的第二內罩、用于安裝到渦輪機匣的后安裝邊上的第二中支撐帶、及位于右引氣罩后側的第二后罩；
[0008]第一后罩和/或第二后罩上設有用于安裝及固定熱電偶轉換座的安裝座、用于熱電偶探頭進行溫度檢測的開孔和供排氣管/油霧管通過的通過孔；
[0009]第一外罩和/或第二外罩上用于發動機試車時將冷卻氣流引入內罩以對渦輪部件的外表面進行冷卻降溫的第一引氣座和用于飛機飛行時將迎面冷卻氣流導入內罩以對渦輪部件的外表面進行冷卻降溫的第二引氣座。
[0010]進一步地，左引氣罩、右引氣罩上均設有鎖扣支架，且左引氣罩與右引氣罩之間經螺栓與鎖扣支架裝配連接。
[0011]進一步地，第一內罩包括依次連接的第一前內罩、第一前支撐環、第一前支撐帶、第一前錐環、第一冷卻環及第一后錐環，第一前內罩及第一冷卻環上沿周向開設有多個通風孔；
[0012]第二內罩包括依次連接的第二前內罩、第二前支撐環、第二前支撐帶、第二前錐環、第二冷卻環及第二后錐環，第二前內罩及第二冷卻環上沿周向開設有多個通風孔。
[0013]進一步地，第一前支撐帶及第二前支撐帶上均設有用于與燃燒室后外套的安裝邊配合的第一凸邊、用于與渦輪機匣前安裝邊配合的第二凸邊。
[0014]進一步地，左引氣罩和/或右引氣罩上設有用于增強其剛度特性的內加強環。
[0015]進一步地，第一外罩及第二外罩上均設有用于成對裝配時起固定支撐作用的搭接機構，第一外罩和/或第二外罩上設有用于增強其剛度特性的加強板。
[0016]進一步地，第一引氣座、第二引氣座同時位于第一外罩上或者第二外罩上，其中，第一引氣座位于對應的外罩的頂面，第二引氣座位于對應的外罩的側壁面。
[0017]進一步地，第一后罩及第二后罩均包括后罩本體及用于安裝到排氣段后安裝邊上的后支撐帶，后罩本體上設有用于安裝及固定熱電偶轉換座的安裝座、用于熱電偶探頭進行溫度檢測的開孔和供排氣管/油霧管通過的通過孔。
[0018]進一步地，左引氣罩、右引氣罩的裝拆面與發動機沿縱向的軸心垂直面呈30°夾角設置。
[0019]根據本發明的另一方面，還提供一種航空發動機，航空發動機的機匣外設有上述的引氣冷卻結構。
[0020]本發明具有以下有益效果:
[0021]本發明引氣冷卻結構及具有該引氣冷卻結構的航空發動機，通過設置包含第一引氣座、第二引氣座的引氣冷卻結構，實現了場內、外發動機的冷卻需求，保證發動機在工作過程中，外部冷卻氣流通過引氣座引導至燃燒室、渦輪及排氣段的外部，對其進行外部冷卻，降低工作溫度，避免了發動機超溫及發動機的高溫傳遞給飛機，從而延長了發動機及飛機的使用壽命，且本發明引起冷卻結構采用對半式結構的裝配形式，利于在發動機上的裝配及調節。
[0022]除了上面所描述的目的、特征和優點之外，本發明還有其它的目的、特征和優點。下面將參照附圖，對本發明作進一步詳細的說明。
【附圖說明】
[0023]構成本申請的一部分的附圖用來提供對本發明的進一步理解，本發明的示意性實施例及其說明用于解釋本發明，并不構成對本發明的不當限定。在附圖中:
[0024]圖1是本發明優選實施例引氣冷卻結構的結構示意圖；
[0025]圖2是本發明優選實施例左引氣罩的結構示意圖；
[0026]圖3是本發明優選實施例第一內罩的結構示意圖；
[0027]圖4是本發明優選實施例第一外罩的結構示意圖；
[0028I圖5是圖4沿A-A的剖視示意圖；
[0029]圖6是本發明優選實施例第一后罩的結構示意圖；
[0030]圖7是圖6沿B-B的剖視示意圖；
[0031]圖8是本發明優選實施例發動機上裝配引氣冷卻結構的結構示意圖。
[0032]附圖標記說明:
[0033]1、左引氣罩;2、右引氣罩；
[0034]11、第一外罩;111、加強板;112、外罩本體;113、114、搭接片；
[0035]12、第一內罩;121、第一前支撐環；122、第一前支撐帶；123、第一前錐環；
[0036]124、第一后錐環；125、第一冷卻環；126、第一前內罩；
[0037]13、第一中支撐帶；14、內加強環；15、第一后罩；
[0038]151、后罩本體;152、后支撐帶；153、安裝座；154、通過孔；
[0039]155、加強鋼絲；156、彎管螺座；
[0040]16、鎖扣支架;17、第一引氣座;18、第二引氣座；
[0041 ]3、燃燒室機匣;4、渦輪機匣;5、排氣段。
【具體實施方式】
[0042]需要說明的是，在不沖突的情況下，本申請中的實施例及實施例中的特征可以相互組合。下面將參考附圖并結合實施例來詳細說明本發明。
[0043]針對現有的航空發動機渦輪部件因冷卻不及時導致的部件超溫，影響發動機及飛機安全可靠性的技術問題，本實施例提供一種發動機的引氣冷卻結構，用于降低渦輪部件的外表面工作溫度，防止渦輪部件的熱量傳遞給飛機，保證發動機的可靠安全性。參照圖1，本優選實施例提供的引氣冷卻結構包括:對半式結構設計的左引氣罩1、右引氣罩2。優選地，左引氣罩I和右引氣罩2通過箍帶及箍帶螺栓進行連接，且左、右引氣罩的裝拆面與發動機沿縱向的軸心垂直面成30°角，方便引氣冷卻結構的裝配和拆解。
[0044]本實施例中，左引氣罩I主要由第一外罩11、第一內罩12、第一中支撐帶13、內加強環14、第一后罩15和鎖扣支架16通過滾焊的焊接方式組合，具體見圖2。本實施例中，第一外罩11位于外圍，第一內罩12焊接連接于第一外罩11的內側，第一中支撐帶13主要在裝配過程中安裝到渦輪機匣的后安裝邊上，起到支撐作用；內加強環14主要增加左引氣罩I的剛度特性;鎖扣支架16在裝配左引氣罩和右引氣罩時，用長螺栓連接，并保證左引氣罩和右引氣罩兩邊的裝配之和不大于8毫米。
[0045]可選地，第一內罩12包括依次連接的第一前內罩126、第一前支撐環121、第一前支撐帶122、第一前錐環123、第一冷卻環125及第一后錐環124，各部件依次焊接連接，具體參照圖3。其中，第一前支撐帶122焊接在第一內罩12上，優選地，第一前支撐帶122上設有用于與燃燒室后外套的安裝邊配合的第一凸邊、用于與渦輪機匣前安裝邊配合的第二凸邊，第一前支撐帶122作為前支點以控制左引氣罩的軸向位置。第一前內罩126及第一冷卻環125上沿周向開設有多個通風孔。本實施例中，第一冷卻環125上開設84個通風孔，第一前內罩126上開設21個通風孔，用于外部的冷卻氣流通過內罩的通風孔用于冷卻燃燒室、渦輪及排氣段的表面，降低溫度。其中，第一前錐環123、第一后錐環124根據渦輪及排氣段外徑的形狀來確定。
[0046]本實施例中，參照圖4及圖5，第一外罩11包括外罩本體112及與外罩本體112連接用于增強其剛度特性的加強板111。外罩作為發動機的外部，將渦輪部件覆蓋在內，且外罩上設有用于成對裝配時起固定支撐作用的搭接機構。參照圖5，第一外罩11上焊接有搭接片113、114，用于左引氣罩與右引氣罩裝配時起固定作用，各部件之間均采用焊接方式連接。
[0047]本實施例中，參照圖6及圖7，第一后罩15包括后罩本體151及用于安裝到排氣段后安裝邊上的后支撐帶152，后罩本體151上設有用于安裝及固定熱電偶轉換座的安裝座153、用于熱電偶探頭進行溫度檢測的開孔。
[0048]本實施例中，右引氣罩2的組成部分與左引氣罩I的結構相似，包括位于外圍的第二外罩、位于第二外罩內側面的第二內罩、用于安裝到渦輪機匣的后安裝邊上的第二中支撐帶、位于右引氣罩2后側的第二后罩、用于增強其剛度特性的內加強環14和鎖扣支架16，各部件之間通過滾焊的焊接方式組合。其中，第二外罩、第二后罩的結構與第一外罩及第一后罩的結構略有不同，其余均采用相同的結構設計。具體地，第二外罩上設有兩個引氣座，按照裝配關系分為第一引氣座17和第二引氣座18，其中，參照圖1，第一引氣座17位于右引氣罩2的頂面，用于在發動機場內試車時，將冷卻氣流引入內罩以對渦輪部件的外表面進行冷卻降溫;第二引氣座18位于右引氣罩2的側壁面，用于飛機飛行時將迎面冷卻氣流導入內罩以對渦輪部件的外表面進行冷卻降溫。由于在同一引氣罩上設置兩個引氣座，可以減少引氣罩給發動機帶來的重量。第二后罩除了設有用于安裝及固定熱電偶轉換座的安裝座153、用于熱電偶探頭進行溫度檢測的開孔外，還設有供排氣管/油霧管通過的通過孔154。
[0049]本實施例通過設置包含第一引氣座、第二引氣座的引氣冷卻結構，實現了場內、夕卜發動機的冷卻需求，保證發動機在工作過程中，外部冷卻氣流通過引氣座引導至燃燒室、渦輪及排氣段的外部，對其進行外部冷卻，降低工作溫度，避免了發動機超溫及發動機的高溫傳遞給飛機，從而延長了發動機及飛機的使用壽命，且本發明引起冷卻結構采用對半式結構的裝配形式，利于在發動機上的裝配及調節。
[0050]采用本實施例引氣冷卻結構，發動機在工廠內進行試車時，工作一段時間后，通過上部的第一引氣座17對發動機內部進行引氣，冷卻氣流通過第一引氣座17進入發動機中，到達內罩，冷卻氣流通過內罩上的冷卻環和前內罩的通風孔進入渦輪部件的外表面，對燃燒室后部、渦輪部件和排氣段的外表面進行冷卻降溫。發動機在外場進行訓練飛行時，引氣冷卻結構將飛機飛行時的迎面冷卻氣流通過第二引氣座18引入發動機中，到達內罩，冷卻氣流通過內罩上的冷卻環和前內罩的通氣孔進入渦輪部件的外表面，對燃燒室后部、渦輪部件和排氣段的外表面進行冷卻降溫。
[0051]本實施例中，引氣冷卻結構的第一后罩和第二后罩共上設計了8個熱電偶通過孔，熱電偶接頭經過8個孔進入到排氣段中，對發動機的排氣溫度進行測定和檢測，防止發動機出現超溫現象。在引氣冷卻結構的后罩周向方向上還設計了4個安裝座153，用于熱電偶安裝座的放置和固定，并采用彎管螺座156的結構進行防松設計。
[0052]本實施例中，引氣冷卻結構設計了第一前支撐帶122、第一中支撐帶13、后支撐帶152的結構，其中，第一前支撐帶122有前后凸邊卡住燃燒室后外套安裝邊和渦輪機匣前安裝邊，是引氣罩的前支點，并控制它的軸向位置;第一中支撐帶13、后支撐帶152則分別安裝在渦輪機匣后安裝邊及排氣段外罩前安裝邊、排氣段外罩的后段。三個支撐帶用于引氣冷卻結構在發動機上的安裝，分別通過支撐帶在燃燒室后部、渦輪部件和排氣段的外表面三個安裝邊上進行安裝和固定，采用多點安裝固定的方式，增強了引氣冷卻結構與發動機安裝配合的可靠性及安全性。
[0053]本實施例中，優選地，參照圖7，后罩本體151的卷邊內設有用于增強其剛度性能的加強鋼絲155。本實施例通過在引氣冷卻結構中運用了加強鋼絲，內、外加強環等零件，提高引氣冷卻結構的剛度特性，滿足發動機的需求。
[0054]本實施例中，優選地，對引氣冷卻結構的材料采用GHl140，保證零件的耐腐蝕性；對零件的厚度一般采用0.5_的板材，使其重量輕，不占用發動機過多的重量。
[0055]優選地，對引氣冷卻結構的外表面進行涂漆處理，提高表面的美觀和防腐能力，使其在惡劣的環境下也能滿足使用要求。
[0056]根據本發明的另一方面，還提供一種航空發動機，參照圖8，航空發動機的機匣外設有上述的引氣冷卻結構，其中，航空發動機的機匣包括依次連接的燃燒室機匣3、渦輪機匣4及排氣段5，引氣冷卻結構參照上述實施例，在此不再贅述。
[0057]從以上的描述可以得知，本實施例引氣冷卻結構，通過兩個引氣座的不同冷卻，達到了場內、外發動機的各自需求，保證發動機在工作工程中，外部冷卻氣流，通過引氣座，將氣流引導到燃燒室、渦輪及排氣段的外部，對其進行外部冷卻，降低溫度，避免了發動機超溫以及發動機的高溫傳遞給飛機，延長發動機和飛機的使用壽命。通過對引氣冷卻結構采用0.5mm厚度的板材和GHl 140的原材料，保證了引氣冷卻結構的重量和耐腐蝕性;對引氣冷卻結構采用了對半式的裝配形式，有利于該結構在發動機上的裝配，并具有可調節性。
[0058]以上所述僅為本發明的優選實施例而已，并不用于限制本發明，對于本領域的技術人員來說，本發明可以有各種更改和變化。凡在本發明的精神和原則之內，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發明的保護范圍之內。
【主權項】
1.一種引氣冷卻結構，用于與航空發動機的機匣配合以冷卻渦輪部件的外表面工作溫度，其特征在于，所述引氣冷卻結構包括:對半式結構設計的左引氣罩(1)、右引氣罩(2); 所述左引氣罩(I)包括位于外圍的第一外罩(11)、位于所述第一外罩(11)內側面的第一內罩(12)、用于安裝到渦輪機匣的后安裝邊上的第一中支撐帶(13)、及位于所述左引氣罩(I)后側的第一后罩(15)； 所述右引氣罩(2)包括位于外圍的第二外罩、位于所述第二外罩內側面的第二內罩、用于安裝到渦輪機匣的后安裝邊上的第二中支撐帶、及位于所述右引氣罩(2)后側的第二后罩； 所述第一后罩(15)和/或第二后罩上設有用于安裝及固定熱電偶轉換座的安裝座(153)、用于熱電偶探頭進行溫度檢測的開孔和供排氣管/油霧管通過的通過孔(154); 所述第一外罩(11)和/或所述第二外罩上用于發動機試車時將冷卻氣流引入內罩以對渦輪部件的外表面進行冷卻降溫的第一引氣座(17)和用于飛機飛行時將迎面冷卻氣流導入內罩以對渦輪部件的外表面進行冷卻降溫的第二引氣座(18)。2.根據權利要求1所述的引氣冷卻結構，其特征在于， 所述左引氣罩(I)、所述右引氣罩(2)上均設有鎖扣支架(16)，且所述左引氣罩(I)與所述右引氣罩(2)之間經螺栓與所述鎖扣支架(16)裝配連接。3.根據權利要求1所述的引氣冷卻結構，其特征在于， 所述第一內罩(12)包括依次連接的第一前內罩(126)、第一前支撐環(121)、第一前支撐帶(122)、第一前錐環(123)、第一冷卻環(125)及第一后錐環(124)，所述第一前內罩(126)及所述第一冷卻環(125)上沿周向開設有多個通風孔； 所述第二內罩包括依次連接的第二前內罩、第二前支撐環、第二前支撐帶、第二前錐環、第二冷卻環及第二后錐環，所述第二前內罩及所述第二冷卻環上沿周向開設有多個通風孔。4.根據權利要求3所述的引氣冷卻結構，其特征在于， 所述第一前支撐帶(122)及所述第二前支撐帶上均設有用于與燃燒室后外套的安裝邊配合的第一凸邊、用于與渦輪機匣前安裝邊配合的第二凸邊。5.根據權利要求1所述的引氣冷卻結構，其特征在于， 所述左引氣罩(I)和/或所述右引氣罩(2)上設有用于增強其剛度特性的內加強環(14)。6.根據權利要求1所述的引氣冷卻結構，其特征在于， 所述第一外罩(11)及所述第二外罩上均設有用于成對裝配時起固定支撐作用的搭接機構，所述第一外罩(11)和/或所述第二外罩上設有用于增強其剛度特性的加強板(111)。7.根據權利要求6所述的引氣冷卻結構，其特征在于， 所述第一引氣座(17)、所述第二引氣座(18)同時位于所述第一外罩(11)上或者所述第二外罩上，其中，所述第一引氣座(17)位于對應的外罩的頂面，所述第二引氣座(18)位于對應的外罩的側壁面。8.根據權利要求1所述的引氣冷卻結構，其特征在于， 所述第一后罩(15)及所述第二后罩均包括后罩本體(151)及用于安裝到排氣段后安裝邊上的后支撐帶(152)，所述后罩本體(151)上設有用于安裝及固定熱電偶轉換座的安裝座(153)、用于熱電偶探頭進行溫度檢測的開孔和供排氣管/油霧管通過的通過孔(154)。9.根據權利要求1至8所述的引氣冷卻結構，其特征在于， 所述左引氣罩(I)、所述右引氣罩(2)的裝拆面與發動機沿縱向的軸心垂直面呈30°夾角設置。10.—種航空發動機，其特征在于，所述航空發動機的機匣外設有如權利要求1至9任一所述的引氣冷卻結構。
【文檔編號】F02C7/18GK105888849SQ201610209245
【公開日】2016年8月24日
【申請日】2016年4月6日
【發明人】倪慧妍, 楊春華
【申請人】中國南方航空工業(集團)有限公司