CN106194437A - 一种航空航天用发动机燃油喷油系统组件及其燃油喷油方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于航空航天发动机燃油喷油系统技术领域，尤其涉及一种航空航天用发动机燃油喷油系统组件，还涉及一种采用上述系统组件的燃油喷油方法。本发明包括多个瓶形主管体和多段弧形管体，各瓶形主管体之间通过弧形管体相互连通，形成一个环状的整体；瓶形主管体上端安装有燃油喷油嘴，燃油喷油嘴外设置有进气导叶扇，进气导叶扇外设置有外罩体；各瓶形主管体的下端分别间隔安装有泄压回油嘴和进油嘴。本发明采用泄压回油嘴来控制每个喷油嘴的油压，使燃油均匀输送到每一个喷油嘴；同时采用螺旋导叶扇，空气经过螺旋导叶扇后形成旋风，旋风进一步将燃油撕裂雾化，使燃油和空气混合更加充分，在燃烧室内燃油更充分，输出动力更强劲。
Description
技术领域
本发明属于航空航天发动机燃油喷油系统技术领域，尤其涉及一种航空航天用发动机燃油喷油系统组件，还涉及一种采用上述系统组件的燃油喷油方法。
背景技术
目前在航空航天领域，很多发动机燃油喷油系统都是进口的，国内生产的很少，并且都处于低端位置。尤其是战斗机的发动机燃油系统的研发更是难上加难，现行的燃油喷油系统，大多都是单个或多个并排使用，对于成组的燃油喷油系统更是不多。
现有的燃油喷油系统仅仅是将多个喷油嘴固定在一起，不能回油，不能控制压力，飞机在飞行过程中，由于惯性会导致固定在一起的一体结构在输送过程中发生偏移，从而导致在管道中的燃油输送到喷油嘴是不均匀，离输油管近的位置压力大，离输油管远的位置压力小，导致输出的燃油喷射到燃烧室时不均匀，油量多导致燃烧不充分发生黑烟，或油量少导致动力不足等缺点。同时普通燃油喷油系统的出风口控制是直行的，与燃油喷出方向一致，不能进一步撕裂雾化燃油，因而燃油雾化效果差、与空气混合不均匀，从而导致燃油燃烧不充分，影响燃油喷油系统的动力输出。
因此，需要研发设计一套燃油喷油系统组件，整个燃油系统能够保持稳定，在飞行过程中各部件之间不会发生偏移；燃油系统的油压能够保持平衡，使燃油均匀输送到每一个喷油嘴；燃油能够被充分雾化，与空气充分混合，使燃油在燃烧室内燃油更充分，输出动力更强劲。
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设计合理、可控制油压、燃油可被充分雾化的航空航天用发动机燃油喷油系统组件。
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：一种航空航天用发动机燃油喷油系统组件包括多个瓶形主管体和多段弧形管体，各瓶形主管体之间通过弧形管体相互连通，形成一个环状的整体；瓶形主管体上端安装有燃油喷油嘴，燃油喷油嘴外设置有进气导叶扇，进气导叶扇外设置有外罩体；各瓶形主管体的下端分别间隔安装有泄压回油嘴和进油嘴；所述瓶形主管体为倒置的、两端开口的酒瓶形，包括位于上部的瓶身部和位于下部的瓶颈部；瓶形主管体的上端口内壁上设置有第一内螺纹，上端口外壁上设置有第一外螺纹，与第一外螺纹相邻设置有退让槽，瓶身部中部设置有紧配合壁；瓶身部上还相对开设有两个用于安装弧形管体的圆形孔；所述燃油喷油嘴的顶部设置有喷油口，外壁上设置有与第一内螺纹相配合的第二外螺纹，燃油喷油嘴通过螺纹安装于瓶形主管体的上端；所述进气导叶扇包括圆筒形套筒，套筒内壁中部设置有与第一外螺纹相配合的第二内螺纹；套筒外壁中上部环向设置有6-48片螺旋导叶扇，按10°～45°升角径向排列；套筒通过螺纹套设于瓶形主管体上，且套筒内壁与紧配合壁相互配合；所述外罩体的顶部设置有锥形散风口，外壁上设置有第一密封挡圈；所述泄压回油嘴的端部设置有顶盖，外壁上设置有第二密封挡圈，靠近顶盖的一端外壁上开设有泄压回油孔；所述进油嘴的端部设置有端盖，外壁上设置有密封槽，靠近端盖的一端外壁上开设有进油口。
本发明的优点和积极效果是：瓶形主管体和弧形管体通过真空钎焊焊接形成一个连通的环状整体，整个燃油系统的稳定性更好，在飞行过程中各部件之间不会发生相对偏移，不会导致管道中燃油输送不均匀；采用泄压回油嘴来控制每个喷油嘴的油压，使燃油均匀输送到每一个喷油嘴；同时采用螺旋导叶扇，使空气经过螺旋导叶扇后形成旋风，旋风与喷油嘴喷出的燃油相会时，旋风进一步撕裂燃油，燃油进一步雾化，使燃油和空气混合更加充分，在燃烧室内燃油更充分，输出动力更强劲。
优选地：所述瓶形主管体的个数为12个，其中均匀间隔的3个瓶形主管体的下端安装有进油嘴，其余9个瓶形主管体的下端安装有泄压回油嘴。
优选地：所述泄压回油孔的形状为圆形、方形、菱形、三角形或其他多边形中的一种。
优选地：所述燃油喷油嘴的顶部为半球形结构；燃油喷油嘴的外壁上设置有第一扳拧结构。
优选地：所述进油嘴的外壁上设置有第二扳拧结构。
优选地：所述套筒下端开设有供弧形管体通过的拱门。
本发明的另一个目的是提供一种采用上述燃油喷油系统组件进行燃油喷油的方法。
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：一种采用上述燃油喷油系统组件进行燃油喷油的方法，包括以下步骤：a、将12个瓶形主管体通过圆形孔与12段弧形管体安装在一起，然后通过真空钎焊焊接在一起形成一个环状的整体；b、在每个瓶形主管体上依次安装燃油喷油嘴，进气导叶扇和外罩体3个组件；c、在3个均匀间隔的瓶形主管体的下端安装进油嘴，在其余9个瓶形主管体的下端安装泄压回油嘴；d、在各进油嘴上接入进油管，在各泄压回油嘴上接入回油管，燃油经过弧形管体和瓶形主管体后从燃油喷油嘴的喷油口喷出，多余的燃油经瓶形主管体通过各泄压回油嘴回流到燃油油箱；e、在第一密封挡圈两边加上密封圈后，将外罩体固定在燃烧室上；空气从进气导叶扇进入，经螺旋导叶扇分导后形成旋风，旋风在锥形散风口与喷油口喷出的燃油相遇，燃油被进一步撕裂雾化后到达燃烧室燃烧。
附图说明
图1是本发明的半剖结构示意图；
图2是本发明的三维立体结构示意图；
图3是本发明中瓶形主管体的结构示意图；
图4是本发明中燃油喷油嘴的结构示意图；
图5是本发明中进气导叶扇的结构示意图；
图6是本发明中外罩体的结构示意图；
图7是本发明中泄压回油嘴的结构示意图；
图8是本发明中进油嘴的结构示意图。
图中：1、弧形管体；2、进油嘴；3、泄压回油嘴；4、瓶形主管体；5、燃油喷油嘴；6、进气导叶扇；7、外罩体；8、瓶颈部；9、瓶颈壁；10、圆形孔；11、瓶身部；12、紧配合壁；13、退让槽；14、第一外螺纹；15、第一内螺纹；16、第二外螺纹；17、第一扳拧结构；18、喷油口；19、拱门；20、套筒；21、第二内螺纹；22、螺旋导叶扇；23、锥形散风口；24、第一密封挡圈；25、顶盖；26、泄压回油孔；27、第二密封挡圈；28、端盖；29、进油口；30、密封槽；31、第二扳拧结构。
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2，本发明包括多个瓶形主管体4和多段弧形管体1，各瓶形主管体4之间通过弧形管体1相互连通，形成一个环状的整体；瓶形主管体4上端安装有燃油喷油嘴5，燃油喷油嘴5外设置有进气导叶扇6，进气导叶扇6外设置有外罩体7；各瓶形主管体4的下端分别间隔安装有泄压回油嘴3和进油嘴2。
请参见图3，所述瓶形主管体4为倒置的、两端开口的酒瓶形，包括位于上部的瓶身部11和位于下部的瓶颈部8；瓶形主管体4的上端口内壁上设置有第一内螺纹15，上端口外壁上设置有第一外螺纹14，与第一外螺纹14相邻设置有退让槽13，瓶身部11中部设置有紧配合壁12；瓶身部11上还相对开设有两个用于安装弧形管体1的圆形孔10。
请参见图4，所述燃油喷油嘴5的顶部设置有喷油口18，外壁上设置有与第一内螺纹15相配合的第二外螺纹16，燃油喷油嘴5通过螺纹安装于瓶形主管体4的上端。
请参见图5，所述进气导叶扇6包括圆筒形套筒20，套筒20内壁中部设置有与第一外螺纹14相配合的第二内螺纹21；套筒20外壁中上部环向设置有6-48片螺旋导叶扇22，按10°～45°升角径向排列；套筒20通过螺纹套设于瓶形主管体4上，且套筒20内壁与紧配合壁12相互配合。
请参见图6，所述外罩体7的顶部设置有锥形散风口23，外壁上设置有第一密封挡圈24。
请参见图7，所述泄压回油嘴3的端部设置有顶盖25，外壁上设置有第二密封挡圈27，靠近顶盖25的一端外壁上开设有泄压回油孔26。
请参见图8，所述进油嘴2的端部设置有端盖28，外壁上设置有密封槽30，靠近端盖28的一端外壁上开设有进油口29。
本实施例中，所述瓶形主管体4的个数为12个，其中均匀间隔的3个瓶形主管体4的下端安装有进油嘴2，其余9个瓶形主管体4的下端安装有泄压回油嘴3。
本实施例中，所述泄压回油孔26的形状为圆形、方形、菱形、三角形或其他多边形中的一种。
本实施例中，所述燃油喷油嘴5的顶部为半球形结构；燃油喷油嘴5的外壁上设置有第一扳拧结构17。所述进油嘴2的外壁上设置有第二扳拧结构31。
本实施例中，所述套筒20下端开设有供弧形管体1通过的拱门19。
采用上述燃油喷油系统组件进行燃油喷油的方法，包括以下步骤：a、将12个瓶形主管体4通过圆形孔10与12段弧形管体1安装在一起，然后通过真空钎焊焊接在一起形成一个环状的整体；b、在每个瓶形主管体4上依次安装燃油喷油嘴5，进气导叶扇6和外罩体7三个组件；c、在3个均匀间隔的瓶形主管体4的下端安装进油嘴2，在其余9个瓶形主管体4的下端安装泄压回油嘴3；d、在各进油嘴2上接入进油管，在各泄压回油嘴3上接入回油管，燃油经过弧形管体1和瓶形主管体4后从燃油喷油嘴5的喷油口18喷出，多余的燃油经瓶形主管体4通过各泄压回油嘴3回流到燃油油箱；e、在第一密封挡圈24两边加上密封圈后，将外罩体7固定在燃烧室上；空气从进气导叶扇6进入，经螺旋导叶扇22分导后形成旋风，旋风在锥形散风口23与喷油口18喷出的燃油相遇，燃油被进一步撕裂雾化后到达燃烧室燃烧。
本发明结构设计合理，将瓶形主管体和弧形管体通过真空钎焊焊接形成一个连通的环状整体，整个燃油系统的稳定性更好，在飞行过程中各部件之间不会发生相对偏移，不会导致管道中燃油输送不均匀；采用泄压回油嘴来控制每个喷油嘴的油压，使燃油均匀输送到每一个喷油嘴；同时采用螺旋导叶扇，使空气经过螺旋导叶扇后形成旋风，旋风与喷油嘴喷出的燃油相会时，旋风进一步撕裂燃油，燃油进一步雾化，使燃油和空气混合更加充分，在燃烧室内燃油更充分，输出动力更强劲。
需要说明的是瓶形主管体4的个数不一定为12个，一般可以为3的倍数，比如3、6、9、12、18、24、36、48等，在实际应用中用到较多的为12个、18个、24个。因此可以根据实际情况设置瓶形主管体的数量，均在本发明的保护范围内。
尽管已经示出和描述了本发明最佳的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。
Claims (7)
1.一种航空航天用发动机燃油喷油系统组件，其特征在于：包括多个瓶形主管体(4)和多段弧形管体(1)，各瓶形主管体(4)之间通过弧形管体(1)相互连通，形成一个环状的整体；瓶形主管体(4)上端安装有燃油喷油嘴(5)，燃油喷油嘴(5)外设置有进气导叶扇(6)，进气导叶扇(6)外设置有外罩体(7)；各瓶形主管体(4)的下端分别间隔安装有泄压回油嘴(3)和进油嘴(2)；
所述瓶形主管体(4)为倒置的、两端开口的酒瓶形，包括位于上部的瓶身部(11)和位于下部的瓶颈部(8)；瓶形主管体(4)的上端口内壁上设置有第一内螺纹(15)，上端口外壁上设置有第一外螺纹(14)，与第一外螺纹(14)相邻设置有退让槽(13)，瓶身部(11)中部设置有紧配合壁(12)；瓶身部(11)上还相对开设有两个用于安装弧形管体(1)的圆形孔(10)；
所述燃油喷油嘴(5)的顶部设置有喷油口(18)，外壁上设置有与第一内螺纹(15)相配合的第二外螺纹(16)，燃油喷油嘴(5)通过螺纹安装于瓶形主管体(4)的上端；
所述进气导叶扇(6)包括圆筒形套筒(20)，套筒(20)内壁中部设置有与第一外螺纹(14)相配合的第二内螺纹(21)；套筒(20)外壁中上部环向设置有6-48片螺旋导叶扇(22)，按10°～45°升角径向排列；套筒(20)通过螺纹套设于瓶形主管体(4)上，且套筒(20)内壁与紧配合壁(12)相互配合；
所述外罩体(7)的顶部设置有锥形散风口(23)，外壁上设置有第一密封挡圈(24)；
所述泄压回油嘴(3)的端部设置有顶盖(25)，外壁上设置有第二密封挡圈(27)，靠近顶盖(25)的一端外壁上开设有泄压回油孔(26)；
所述进油嘴(2)的端部设置有端盖(28)，外壁上设置有密封槽(30)，靠近端盖(28)的一端外壁上开设有进油口(29)。
2.如权利要求1所述的航空航天用发动机燃油喷油系统组件，其特征在于：所述瓶形主管体(4)的个数为12个，其中均匀间隔的3个瓶形主管体(4)的下端安装有进油嘴(2)，其余9个瓶形主管体(4)的下端安装有泄压回油嘴(3)。
3.如权利要求1或2所述的航空航天用发动机燃油喷油系统组件，其特征在于：所述泄压回油孔(26)的形状为圆形、方形、菱形、三角形或其他多边形中的一种。
4.如权利要求1或2所述的航空航天用发动机燃油喷油系统组件，其特征在于：所述燃油喷油嘴(5)的顶部为半球形结构；燃油喷油嘴(5)的外壁上设置有第一扳拧结构(17)。
5.如权利要求1或2所述的航空航天用发动机燃油喷油系统组件，其特征在于：所述进油嘴(2)的外壁上设置有第二扳拧结构(31)。
6.如权利要求1或2所述的航空航天用发动机燃油喷油系统组件，其特征在于：所述套筒(20)下端开设有供弧形管体(1)通过的拱门(19)。
7.采用如权利要求2-6任一项所述的航空航天用发动机燃油喷油系统组件进行燃油喷油的方法，其特征在于：包括以下步骤，
a、将12个瓶形主管体(4)通过圆形孔(10)与12段弧形管体(1)安装在一起，然后通过真空钎焊焊接在一起形成一个环状的整体；
b、在每个瓶形主管体(4)上依次安装燃油喷油嘴(5)，进气导叶扇(6)和外罩体(7)3个组件；
c、在3个均匀间隔的瓶形主管体(4)的下端安装进油嘴(2)，在其余9个瓶形主管体(4)的下端安装泄压回油嘴(3)；
d、在各进油嘴(2)上接入进油管，在各泄压回油嘴(3)上接入回油管，燃油经过弧形管体(1)和瓶形主管体(4)后从燃油喷油嘴(5)的喷油口(18)喷出，多余的燃油经瓶形主管体(4)通过各泄压回油嘴(3)回流到燃油油箱；
e、在第一密封挡圈(24)两边加上密封圈后，将外罩体(7)固定在燃烧室上；空气从进气导叶扇(6)进入，经螺旋导叶扇(22)分导后形成旋风，旋风在锥形散风口(23)与喷油口(18)喷出的燃油相遇，燃油被进一步撕裂雾化后到达燃烧室燃烧。
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Address after: Room 2-103, Warner Jinghu Garden, Dongli District, Tianjin Patentee after: Establishment of Aviation Technology Co., Ltd. Address before: Room 2-103, Warner Jinghu Garden, Dongli District, Tianjin Patentee before: TIANJIN CHENGLI AVIATION TECHNOLOGY CO., LTD. |
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| TR01 | Transfer of patent right | ||
| TR01 | Transfer of patent right |
Effective date of registration: 20200722 Address after: No. 199, Huqiao Road, East Industrial District, Xindu District, Chengdu, Sichuan 610500 Patentee after: Establishment of Aviation Technology (Chengdu) Co., Ltd Address before: Warner Jinghu garden 300300 Tianjin city Dongli District 2-103 room Patentee before: CHENGLI AVIATION TECHNOLOGY Co.,Ltd. |