CN104373218A - 一种航空发动机滑油润滑升温保障系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机滑油润滑升温保障系统，其构成包括，与空气起动机高温空气引导管连通的引气管、控制引气管通闭的电磁活门、射流喷嘴、设计有不少于两个加热支管的加热管和设置在驾驶舱内控制电磁活门的开关，所述电磁活门设置在两段引气管路之间，所述射流喷嘴分别与引气管出口端和加热管进口端连接，在射流喷嘴周围设计有冷空气进口，冷空气在射流效应作用下由冷空气进口进入加热管，与射流高温空气混合形成热空气，由加热支管出口喷出对发动机表面不同部位加热，使发动机系统中的滑油升温到规定温度。航空发动机配备了本发明的滑油润滑升温保障系统，可在地面环境温度-55℃情况下正常起动，突破了航空发动机低温环境启动的底线。

Description

一种航空发动机滑油润滑升温保障系统

技术领域

本发明涉及航空发动机低温启动保障技术，特别涉及一种航空发动机滑油润滑升温保障系统。

背景技术

为了保障航空发动机运行安全和使用寿命，发动机的各处都需要得到润滑，航空发动机是一种对滑油润滑性能要求非常高的动力机械。尽管航空发动机所使用的润滑油通常是性能最好的润滑油，但同样具有随着环境温度降低润滑性能降低的特点，对使用环境温度有一定的要求，通常当环境温度低于-30℃，润滑油的润滑性能将大大降低，失去润滑性能，航空发动机无法正常启动，飞机不能起飞。因此，在一般情况下，当地面环境温度低于-30℃时，飞机都不起飞。在特别情况下，如果飞机一定要起飞，通常采取将飞机周围的环境升温至-30℃以上，使润滑油恢复到正常润滑性能，再启动发动机，飞机才能起飞。

发明内容

针对航空发动机在-30℃以下无法正常启动的技术现状，本发明的目的旨在提供一种航空发动机滑油润滑升温保障系统，以保证航空发动机在-30℃以下的地面环境温度下正常启动。

本发明的基本思想是，在空气起动机的引气导管上引出高温空气，通过电磁活门控制高温空气的引入滑油润滑升温保障系统，在系统内利用射流喷嘴将高温空气从引入管中高速喷出，进入加热管内的射流高温空气与射流效应吸入的冷空混合，通过加热管的加热支管喷射到发动机短舱不同部位，使发动机系统中的滑油升温到规定温度，以保证航空发动机在极寒低温环境下启动。

本发明所要解决的技术问题，可通过下述技术方案的航空发动机滑油润滑升温保障系统来实现。

本发明提供的航空发动机滑油润滑升温保障系统，其构成包括，设置发动机短舱外壁面与空气起动机高温空气引导管连通的引气管、控制引气管通闭的电磁活门、射流喷嘴、设计有不少于两个加热支管的加热管和设置在驾驶舱内控制电磁活门的开关，所述电磁活门设置在两段引气管路之间，所述射流喷嘴分别与引气管出口端和加热管进口端连接，在射流喷嘴周围设计有冷空气进口，引气管内的高温空气经射流喷嘴喷出形成射流，冷空气在射流效应作用下由冷空气进口进入加热管，与射流高温空气混合形成热空气，由加热支管出口喷出对发动机表面不同部位加热，使滑油升温到规定的温度。

在本发明的上述技术方案中，所述加热管设计有含接射流喷嘴的进口端头，所述进气口端头设计有含接射流喷嘴的唇口，唇口上设计有不少于三个均布的凸台，凸台上设计有通过螺栓将引气管、射流喷嘴和加热管固定连接在一起的螺纹孔，凸台之间的缺口为冷空气进口。

在本发明的上述技术方案中，所述加热管优先考虑设计成设有两个支管的叉形结构的加热管，即一个进口总管后接两个并联结构的加热支管，由支管喷出的热空气用于加热位于发动机短舱壳体壁面与位于发动机短舱壳体壁面上的发动机传动部分。

在本发明的上述技术方案中，所述叉形加热管进口段，进口段的前段可考虑设计为等截面的圆管；进一步地，在距进口2.5～3.5倍管径处，可考虑设计一扩张-收敛结构，使从引进管射流进入的高温空气与进入的冷空气充分混合。再进一步地，所述叉形加温管的加热支管出口，最好设计成扩张型喷口，以降低热空气喷出的速度。

在本发明的上述技术方案中，所述两段引气管最好均由金属材质刚性管和编制结构管构成。将引气管设计成由金属材质刚性管和编制结构管构成，可以解决引气管两端固定情况下的安装问题，其中编制结构管的作用，可以调节适用的管型，方便安装。由于所引入的气体是高温气体，所述编制结构管优先采用硅橡胶和玻璃纤维混合编制成的结构管。

在本发明的上述技术方案中，所述射流喷嘴优先采用单一收敛结构的射流喷嘴。

本发明提供的航空发动机滑油润滑升温保障系统，是利用飞机辅助动力装置为发动机空气起动机提供的高温空气，在空气起动机的高温空气引气导管上引出高温空气，通过设置在驾驶舱内的开关，由电磁活门控制高温空气引入滑油润滑升温保障系统，在系统内利用射流喷嘴将高温空气从高温引入管中高速喷出，射流高温空气与冷空气混合形成的热空气，通过加热管的加热支管喷射到发动机短舱不同部位，使滑油升温到规定的温度，以保证航空发动机在极寒低温下启动。航空发动机配备了本发明的滑油润滑升温保障系统，可在地面环境温度-55℃情况下正常起动，而目前最好的飞机滑油只能保证航空发动机在零下40°的环境下正常使用，突破了航空发动机低温环境启动的底线。

附图说明

附图1是本发明的滑油润滑升温保障系统装配在航空发动机上的示意图，粗线部分为本发明的范围。

附图2是本发明的滑油润滑升温保障系统的结构示意图。

附图3是附图2中I部分的放大结构示意图。

附图4是附图3的侧视结构示意图。

在上述附图中，各图示标号标识的对象分别为：1-不锈钢管；2-电磁阀；3-编制结构管；4加热管；5-射流喷嘴；6-冷空气进口；7-进口端头。

具体实施方式

下面结合附图给出本发明的实施例，并通过实施例对本发明进行进一步的具体描述。有必要在此指出的是，实施例只用于对本发明作进一步说明，不能理解为对本发明保护范围的限制，该领域的技术熟练人员可以根据上述本发明的内容做出一些非本质的改进和调整进行实施，但这样的实施应仍属于本发明的保护范围。

实施例1

本实施案例的的航空发动机滑油润滑升温保障系统，其结构如附图2、附图3和附图4所示，构成包括与空气起动机高温空气引导管连通的引气管、控制引气管通闭的电磁活门2、射流喷嘴、设计有两个加热支管的叉形加热管4和设置在驾驶舱内控制电磁活门的开关，所述电磁活门设置在两段引气管路之间，所述射流喷嘴为单一收敛结构的射流喷嘴，通过连接法兰和螺栓分别与引气管出口端和加热管进口端连接。所述两段引气管均由不锈钢管1和编制结构管3构成，所述编制结构管3为由硅橡胶和玻璃纤维混合编制成的结构管。所述加热管设计有与射流喷嘴连接的进口端头7，所述进气口端头设计有含接射流喷嘴的唇口，唇口上设计有三个均布的凸台，凸台上设计有通过螺栓将引气管、射流喷嘴和加热管固定连接在一起的螺纹孔，凸台之间的缺口为冷空气进口6。所述叉形加热管进口段的前段为等截面的圆管，在距进口2.5～3.5倍管径处设计有一扩张-收敛结构，使从引进管射流进入的高温空气与吸入的冷空气充分混合，所述叉形加温管的加热支管出口为扩张型喷口。

Claims (10)

1.一种航空发动机滑油润滑升温保障系统，其特征在于，包括设置在航空发动机短舱外壁面与空气起动机高温空气引导管连通的引气管、控制引气管通闭的电磁活门(2)、射流喷嘴(5)、设计有不少于两个加热支管的加热管(4)和设置在驾驶舱内控制电磁活门的开关，所述电磁活门设置在两段引气管之间，所述射流喷嘴分别与引气管出口端和加热管进口端连接，在射流喷嘴周围设计有冷空气进口(6)，引气管内的高温空气经射流喷嘴喷出形成射流，冷空气在射流效应作用下由冷空气进口进入到加热管，与射流高温空气混合形成热空气，由加热支管出口喷出对发动机表面不同部位加热，使滑油升温到规定的温度。

2.根据权利要求1所述的航空发动机滑油润滑升温保障系统，其特征在于，所述加热管设计有含接射流喷嘴的进口端头(7)，所述进气口端头设计有含接射流喷嘴的唇口，唇口上设计有不少于三个均布的凸台，凸台上设计有通过螺栓将引气管、射流喷嘴和加热管固定连接在一起的螺纹孔，凸台之间的缺口为冷空气进口。

3.根据权利要求1或2所述的航航空发动机滑油润滑升温保障系统，其特征在于，所述加热管为设有两个加热支管的叉形结构的加热管。

4.根据权利要求3所述的航空发动机滑油润滑升温保障系统，其特征在于，所述叉形加热管进口段为等截面圆管。

5.根据权利要求4所述的航空发动机滑油润滑升温保障系统，其特征在于，所述叉形加热管在距进口25～3.5倍管径处设计有扩张-收敛结构。

6.根据权利要求5所述的航空发动机滑油润滑升温保障系统，其特征在于，所述叉形加温管的加热支管出口为扩张型喷口。

7.根据权利要求1或2所述的航空发动机滑油润滑升温保障系统，其特征在于，所述两段引气管均由金属材质刚性管(1)和编制结构管(3)构成。

8.根据权利要求6所述的航空发动机滑油润滑升温保障系统，其特征在于，所述两段引气管均由金属材质刚性管(1)和编制结构管(3)构成。

9.根据权利要求8所述的航空发动机滑油润滑升温保障系统，其特征在于，所述编制结构管为由硅橡胶和玻璃纤维混合编制成的结构管。

10.根据权利要求1或2所述的航空发动机滑油润滑升温保障系统，其特征在于，所述射流喷嘴为单一收敛结构的射流喷嘴。