CN105781835B - 一种航空航天发动机用旋风槽等静压分油器组件及其分油方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于航空航天发动机燃油分油器技术领域，尤其涉及一种航空航天发动机用旋风槽等静压分油器组件。本发明包括进油盖和旋风槽等静压分油器；所述进油盖包括锥形盖，锥形盖的顶部中央设置有进油管，锥形盖的边缘设置有密封安装槽；所述旋风槽等静压分油器包括截面为圆形的分油腔，分油腔包括密封腔壁；分油腔的底部中央设置有锥形旋风槽，锥形旋风槽包括多条从圆锥顶部沿锥面呈顺时针旋风状排列的凹槽；密封腔壁与锥形旋风槽之间形成环形等静压槽；分油腔上开设有多个出油孔；密封腔壁可卡入密封安装槽中；锥形旋风槽与锥形盖同锥度，且锥形旋风槽可置于锥形盖内。本发明还涉及一种采用上述旋风槽等静压分油器组件进行分油的方法。

Description

一种航空航天发动机用旋风槽等静压分油器组件及其分油 方法
技术领域
本发明属于航空航天发动机燃油分油器技术领域，尤其涉及一种航空航天发动机用旋风槽等静压分油器组件，还涉及一种采用上述航空航天发动机用旋风槽等静压分油器组件进行分油的方法。
背景技术
在航空航天器零件设计中，高性能的零部件非常昂贵。尤其是航空发动机是飞机的心脏，最关键的高尖端技术，航空发动机零部件的设计是超大难度的，同时需要多种技术领域的专业技术同时参与设计才能满足要求，在燃油供应系统里，需要机械设计技术领域，液体动力学领域，空气动力学领域，惯性力学领域等专业技术才能满足设计要求，在航空航天器等高速飞行器上，零部件的安全性和可靠性的要求都是极为苛刻的，毫厘之差就会造成灾难性的后果。飞机在飞行过程中，由于高速飞行而具有惯性离心力，使液体气体都会因惯性离心力而在流动时会发生偏向，导致在管路系统中岔管分配时无法均匀分配。
飞行过程中，燃油从总管经岔管流向各个喷油嘴时，需要流向各个喷油嘴的油量相同才能保证燃油的最大化利用，也同时保证发动机内的燃油燃烧充分，输出引力稳定。目前采用的分油器有简单的岔管结构，这种结构是最原始的，在高速飞行时，因惯性而使燃油经岔管时分配不均匀；也有通过机构复杂的电控设备来调剂，这增加了设计的难度，同时生产制造成本上百倍增加，其可靠性、维修性、环境适应性和保障性差。在安全可靠性等方面不能满足要求，因其安全可靠性差往往造成航空航天航天器的飞行安全系数低和维护成本高。
为了解决上述难题，发明一种特有机械结构，同时满足多个专业技术领域内的技术问题，并且结构简单，加工简易，使用方便，安全可靠性高的航空航天发动机用旋风槽等静压分油器组件具有十分重要的意义。
发明内容
本发明为解决公知技术中存在的技术问题而提供一种结构简单、加工简易、使用便捷、能将管路中的燃油进行均匀分配的一种航空航天发动机用旋风槽等静压分油器组件。
本发明为解决公知技术中存在的技术问题所采取的技术方案是：一种航空航天发动机用旋风槽等静压分油器组件包括进油盖和旋风槽等静压分油器；所述进油盖包括锥形盖，锥形盖的顶部中央设置有进油管，锥形盖的边缘设置有密封安装槽；所述旋风槽等静压分油器包括截面为圆形的分油腔，分油腔包括密封腔壁；分油腔的底部中央设置有锥形旋风槽，锥形旋风槽包括多条从圆锥顶部沿锥面呈顺时针旋风状排列的凹槽；密封腔壁与锥形旋风槽之间形成环形等静压槽；分油腔上开设有多个出油孔；密封腔壁可卡入密封安装槽中；锥形旋风槽与锥形盖同锥度，且锥形旋风槽可置于锥形盖内。
本发明的优点和积极效果是：通过在旋风槽等静压分油器内设置相互配合的锥形旋风槽和等静压槽，使进入分油腔的燃油在惯性力作用下自然进行顺时针旋转并均匀同速混合，然后在离心力的作用下均匀同速进行分油。本发明对燃油的分配均匀，分油过程简单有效、且安全可靠性高，使航空航天航天器的飞行安全系数提高、维护成本降低。
优选地：所述凹槽的截面为半圆形或倒抛物线形。
优选地：所述等静压槽的截面为半圆形或倒抛物线形。
优选地：所述锥形旋风槽的内部为锥形空腔。
本发明的另一个目的是提供一种采用上述结构的航空航天发动机用旋风槽等静压分油器组件进行分油的方法。
本发明为解决公知技术中存在的技术问题所采取的技术方案是：一种采用上述航空航天发动机用旋风槽等静压分油器组件进行分油的方法，包括以下步骤：a、燃油从进油管进入分油腔，喷射到锥形旋风槽的顶端，然后沿旋风状的凹槽向下流动；b、燃油通过旋风状的凹槽后改变流向，流入等静压槽，在等静压槽内顺时针旋转并均匀同速混合；c、燃油在等静压槽内旋转后因惯性离心力而切向流出，再均匀同速从出油孔流出，完成分油的功能。
附图说明
图1是本发明的结构示意图；
图2是图1中进油盖的结构示意图；
图3是图1中旋风槽等静压分油器的结构示意图；
图4是本发明的剖面结构示意图；
图5是图1中旋风槽等静压分油器的剖面结构示意图。
图中：1、进油盖；2、旋风槽等静压分油器；3、进油管；4、出油孔；5、锥形盖；6、密封安装槽；7、密封腔壁；8、等静压槽；9、锥形旋风槽；9-1、凹槽；10、锥形空腔。
具体实施方式
为能进一步了解本发明的发明内容、特点及功效，兹例举以下实施例详细说明如下：
请参见图1和图4，本发明包括包括进油盖1和旋风槽等静压分油器2。
请参见图2，所述进油盖1包括锥形盖5，锥形盖5的顶部中央设置有进油管3，锥形盖5的边缘设置有密封安装槽6。
请参见图3和图5，所述旋风槽等静压分油器2包括截面为圆形的分油腔，分油腔包括密封腔壁7；分油腔的底部中央设置有锥形旋风槽9，锥形旋风槽9包括多条从圆锥顶部沿锥面呈顺时针旋风状排列的凹槽9-1；密封腔壁7与锥形旋风槽9之间形成环形等静压槽8；分油腔上开设有多个出油孔4。
密封腔壁7可卡入密封安装槽6中；锥形旋风槽9与锥形盖5同锥度，且锥形旋风槽9可置于锥形盖5内。
本实施例中，所述凹槽9-1的截面为半圆形或倒抛物线形，所述等静压槽8的截面为半圆形或倒抛物线形。
本实施例中，所述锥形旋风槽9的内部为锥形空腔10，将锥形旋风槽9的设置为空心结构的，可以减轻该分油器组件整体的重量。
采用本发明进行分油的方法包括以下步骤：a、燃油从进油管3进入分油腔，喷射到锥形旋风槽9的顶端，然后沿旋风状的凹槽9-1向下流动；b、燃油通过旋风状的凹槽9-1后改变流向，流入等静压槽8，在等静压槽8内顺时针旋转并均匀同速混合；c、燃油在等静压槽8内旋转后因惯性离心力而切向流出，再均匀同速从出油孔4流出，完成整个旋风槽等静压分油器2的功能。
请参见图3中箭头所示的本发明在工作状态下燃油的流动方向，在旋风槽等静压分油器内设置相互配合的锥形旋风槽和等静压槽，使进入分油腔的燃油在惯性力作用下自然进行顺时针旋转并均匀同速混合，然后在离心力的作用下均匀同速进行分油。
本发明采用特殊的加工工艺得到一种特殊结构的航空航天发动机用旋风槽等静压分油器组件，其对燃油的分配均匀，分油过程简单有效、且安全可靠性高，使航空航天航天器的飞行安全系数提高、维护成本降低。

Claims (5)

1.一种航空航天发动机用旋风槽等静压分油器组件，其特征在于：包括进油盖(1)和旋风槽等静压分油器(2)；
所述进油盖(1)包括锥形盖(5)，锥形盖(5)的顶部中央设置有进油管(3)，锥形盖(5)的边缘设置有密封安装槽(6)；
所述旋风槽等静压分油器(2)包括截面为圆形的分油腔，分油腔包括密封腔壁(7)；分油腔的底部中央设置有锥形旋风槽(9)，锥形旋风槽(9)包括多条从圆锥顶部沿锥面呈顺时针旋风状排列的凹槽(9-1)；密封腔壁(7)与锥形旋风槽(9)之间形成环形等静压槽(8)；分油腔上开设有多个出油孔(4)；
密封腔壁(7)可卡入密封安装槽(6)中；锥形旋风槽(9)与锥形盖(5)同锥度，且锥形旋风槽(9)可置于锥形盖(5)内。
2.如权利要求1所述的航空航天发动机用旋风槽等静压分油器组件，其特征在于：所述凹槽(9-1)的截面为半圆形或倒抛物线形。
3.如权利要求2所述的航空航天发动机用旋风槽等静压分油器组件，其特征在于：所述等静压槽(8)的截面为半圆形或倒抛物线形。
4.如权利要求3所述的航空航天发动机用旋风槽等静压分油器组件，其特征在于：所述锥形旋风槽(9)的内部为锥形空腔(10)。
5.采用如权利要求1-4任一项所述的航空航天发动机用旋风槽等静压分油器组件进行分油的方法，其特征在于：包括以下步骤，
a、燃油从进油管(3)进入分油腔，喷射到锥形旋风槽(9)的顶端，然后沿旋风状的凹槽(9-1)向下流动；
b、燃油通过旋风状的凹槽(9-1)后改变流向，流入等静压槽(8)，在等静压槽(8)内顺时针旋转并均匀同速混合；
c、燃油在等静压槽(8)内旋转后因惯性离心力而切向流出，再均匀同速地从出油孔(4)流出，完成分油的功能。
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Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA1163205A (en) * 1980-09-26 1984-03-06 Viktor A. Berber Conical tray for a separator
CN101000135A (zh) * 2006-01-09 2007-07-18 斯奈克玛 用于燃烧室的多方式喷油器和燃烧室以及喷气发动机
CN101324335A (zh) * 2008-07-14 2008-12-17 上海诺特飞博燃烧设备有限公司 一种内混式二级雾化油枪
CN202835445U (zh) * 2012-08-23 2013-03-27 中国航空动力机械研究所 离心雾化喷嘴
CN103562641A (zh) * 2011-05-17 2014-02-05 斯奈克玛 用于涡轮机的环形燃烧室
CN104948276A (zh) * 2015-05-13 2015-09-30 中国重汽集团济南动力有限公司 一种空气辅助式尿素喷射器
CN205578154U (zh) * 2016-04-22 2016-09-14 天津成立航空技术有限公司 一种航空航天发动机用旋风槽等静压分油器组件

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA1163205A (en) * 1980-09-26 1984-03-06 Viktor A. Berber Conical tray for a separator
CN101000135A (zh) * 2006-01-09 2007-07-18 斯奈克玛 用于燃烧室的多方式喷油器和燃烧室以及喷气发动机
CN101324335A (zh) * 2008-07-14 2008-12-17 上海诺特飞博燃烧设备有限公司 一种内混式二级雾化油枪
CN103562641A (zh) * 2011-05-17 2014-02-05 斯奈克玛 用于涡轮机的环形燃烧室
CN202835445U (zh) * 2012-08-23 2013-03-27 中国航空动力机械研究所 离心雾化喷嘴
CN104948276A (zh) * 2015-05-13 2015-09-30 中国重汽集团济南动力有限公司 一种空气辅助式尿素喷射器
CN205578154U (zh) * 2016-04-22 2016-09-14 天津成立航空技术有限公司 一种航空航天发动机用旋风槽等静压分油器组件

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