CN106812606B - 一种航空发动机冷却装置 - Google Patents

一种航空发动机冷却装置 Download PDF

Info

Publication number
CN106812606B
CN106812606B CN201611176046.4A CN201611176046A CN106812606B CN 106812606 B CN106812606 B CN 106812606B CN 201611176046 A CN201611176046 A CN 201611176046A CN 106812606 B CN106812606 B CN 106812606B
Authority
CN
China
Prior art keywords
oil
duct
outer shroud
muscle
aero
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201611176046.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106812606A (zh
Inventor
王世娇
段福斌
戴敏
朱建华
李奇志
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Zhejiang Lover Health Science and Technology Development Co Ltd
Original Assignee
Zhejiang Lover Health Science and Technology Development Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Zhejiang Lover Health Science and Technology Development Co Ltd filed Critical Zhejiang Lover Health Science and Technology Development Co Ltd
Priority to CN201611176046.4A priority Critical patent/CN106812606B/zh
Publication of CN106812606A publication Critical patent/CN106812606A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106812606B publication Critical patent/CN106812606B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)

Abstract

本发明提供的一种航空发动机冷却装置，外环上设有滑油进口和滑油出口，外筋内设有冷却油道，冷却油道包括第一油道和第二油道，滑油经滑油进口进入第一油道，然后经过渡油道进入第二油道，再经第二油道由滑油出口排出，外环与中环之间形成外涵道，中环与内环之间形成内涵道，航空发动机在运行过程中，外涵道和内涵道内均有气流通过，高温滑油在流经第一油道、第二油道及过渡油道时，通过外环、外筋、中环与气流产生热交换，该热量会被气流带走，从而可以迅速降低滑油的温度，相对于现有技术，该方案的冷却介质是流经外涵道、内涵道的空气，对滑油降温时并不会加热航空器上的其它介质。

Description

一种航空发动机冷却装置
技术领域
本发明涉及航空器配件，尤其涉及一种航空发动机冷却装置。
背景技术
航空发动机被誉为航空器的心脏，其结构复杂且精密。航空发动机的冷却系统为保证发动机正常运行必不可少的系统。航空发动机在运行过程中其运动部件会产生大量的热，该热量造成部件温度上升，进而使得部件的力学性能下降。
现有技术中航空发动机通过滑油系统(即润滑系统)对航空发动机的运动部件进行降温，即利用润滑油将运动部件产生的热量吸收，然后对润滑油进行降温。现有技术中均利用航空燃油与润滑油进行热交换来降低润滑油的温度。但航空燃油在使用时对其温度也有一定限制，因此，利用燃油对润滑油进行降温，不能有效地降低润滑油的温度。
发明内容
本发明提供的一种航空发动机冷却装置，旨在克服现有技术中航空发动机冷却装置冷却效果差的不足。
为了解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案：一种航空发动机冷却装置，包括航空发动机的中介机匣，所述中介机匣包括外环、中环和内环，所述中环位于外环与内环之间，所述外环、内环、中环同轴，所述外环与中环通过外筋连接在起，所述中环与内环通过内筋连接在一起，所述外环上设有滑油进口和滑油出口，所述滑油进口与滑油出口关于外环的轴线对称，所述外筋内设有供滑油流过的冷却油道，所述冷却油道包括与滑油进口相通的第一油道和与滑油出口通的第二油道，所述中环内设有连通第一油道与第二油道的过渡油道，滑油经滑油进口进入第一油道，再经过渡油道、第二油道后由滑油出口排出，所述滑油进口和滑油出口均凸出外环的外侧壁；所述外筋的长度大于外环半径的1/2。
一种可选的方案，所述外筋上还一体式设有散热翅片，所述散热翅片的横截面形状为椭圆形，外环与中环之间形成外涵道，所述散热翅片沿外涵道内气流的流动方向设置；所述散热翅片焊接或一体式设置在外筋上。散热翅片具有两个功能，其一，散热翅片的设置增大了外筋与气流的接触面积，进而提高了外筋的散热效率，从而优化了冷却装置的冷却效果；其二，散热翅片的设置提高了外筋的强度，进而优化了中介机匣的稳定性能。散热翅片的横截面形状为椭圆形，有效地减小了散热翅片对气流的影响。
一种可选的方案，所有外筋内均设有冷却油道，所述外环上开设有与滑油进口相通的进油腔和与滑油出口相通的出油腔，所述进油腔与所有第一油道相通，所述出油腔与所有第二油道相通。该设置增大了冷却油道与空气的热交换面积，进而大大提高了冷却装置的冷却效率。
一种可选的方案，所述进油腔与出油腔关于外环的轴线对称，并且，进油腔的深度方向大于进油腔的宽度方向，所述进油腔的深度小于外环厚度的1/2。该设置减小了进油腔、出油腔对外环强度的影响，外环具有良好的力学性能，提高了航空发动机在运行时的稳定性能。
一种可选的方案，所述外筋的数量与内筋的数量相等，并且所述外筋沿内筋的延长线方向设置。减小了外筋和内筋对气流的影响，优化了航空发动机的运行性能。
一种可选的方案，所述外筋的横截面形状为椭圆形。减小了外筋对气流的影响，优化了航空发动机的使用性能。
一种可选的方案，所述外环的外侧壁上还一体式设有环状散热筋，所述环状散热筋的轴线与外环的轴线同轴，所述环状散热筋的横截面形状为小于1/2的圆形。散热筋一方面提高了外环的强度，另一方面增大了外环的散热面积。
一种可选的方案，所述外环和中环的断面形状均为椭圆形。提高了外环和中环的强度，并且，减小了外环、中环对气流的影响，优化了航空发动机的运行性能。
一种可选的方案，所述冷却油道和过渡油道的横截面形状均为椭圆形。增大了冷却油道和过渡油道的散热面积。
一种可选的方案，所述内筋的横截面形状为椭圆形。减小了内筋对气流的影响。
与现有技术相比，本发明提供的一种航空发动机冷却装置，具有如下优点：外环上设有滑油进口和滑油出口，外筋内设有冷却油道，冷却油道包括第一油道和第二油道，滑油经滑油进口进入第一油道，然后经过渡油道进入第二油道，再经第二油道由滑油出口排出，外环与中环之间形成外涵道，中环与内环之间形成内涵道，航空发动机在运行过程中，外涵道和内涵道内均有气流通过，高温滑油在流经第一油道、第二油道及过渡油道时，通过外环、外筋、中环与气流产生热交换，该热量会被气流带走，从而可以迅速降低滑油的温度，相对于现有技术，该方案的冷却介质是流经外涵道、内涵道的空气，对滑油降温时并不会加热航空器上的其它介质，进而不会影响航空器的运行性能，大大优化了冷却装置的冷却性能。
附图说明
附图1是本发明一种航空发动机冷却装置的主视图；
附图2是本发明一种航空发动机冷却装置的剖视图；
附图3是本发明一种航空发动机冷却装置中外筋的断面图；
附图4是本发明一种航空发动机冷却装置中散热翅片的主视图。
具体实施方式
下面结合附图，对本发明的一种航空发动机冷却装置作进一步说明。以下实施例仅用于帮助本领域技术人员理解本发明，并非是对本发明的限制。
如图1所示，航空发动机的中介机匣1包括外环2、中环3和内环4，外环2与中环3之间形成外涵道14，中环3与内环4之间形成内涵道100，航空器在运行过程中，大量的空气流经外涵道14和内涵道100，而航空器又在较高位置上航行，因此，外环2、中环3和内环4的温度是相对较低的，利用中介机匣1的这种使用特性对滑油(润滑油)进行降温具有良好的降温效果且不会对航空器的正常运行造成影响。
下述冷却油道9是指滑油流经的通道，由于滑油在该通道内完成热交换达到降温目的，因此称为冷却油道9。
如图1所示，一种航空发动机冷却装置，包括航空发动机的中介机匣1，所述中介机匣1包括外环2、中环3和内环4，所述中环3位于外环2与内环4之间，所述外环2、内环4、中环3同轴，所述外环2与中环3通过外筋5连接在起，所述中环3与内环4通过内筋6连接在一起，外环2、中环3、内环4、外筋5、内筋6可以通过焊接方式进行连接，也可以通过其它连接方式进行连接，所述外筋5、内筋6的横截面形状均为椭圆形，以减小外筋5、内筋6对气流的影响，所述外筋5的数量与内筋6的数量相等，并且所述外筋5沿内筋6的延长线方向设置；
外环2的断面形状也可以为椭圆形，外环2的断面是指，沿外环2的轴线方向剖切外环2，外环2被剖切后形成两个弧形结构，所述断面就是指弧形结构的断面；中环3的断面形状参照外环2的断面形状进行设计，以减小外环2、中环3对气流的影响；
如图2所示，所述外环2上设有滑油进口7和滑油出口8，所述滑油进口7与滑油出口8关于外环2的轴线对称，所述滑油进口7和滑油出口8均凸出外环2的外侧壁，滑油进口7、滑油出口8由设置于外环2上油嘴的内腔形成，由于滑油进口7、滑油出口8需要与油管连接，因此，油嘴的设置有利于管道之间的连接，油嘴可以焊接或通过螺纹连接固定在外环2上；
如图2、图3所示，所述外筋5内设有供滑油流过的冷却油道9，冷却油道9与外筋5同轴，所述冷却油道9包括与滑油进口7相通的第一油道10和与滑油出口8通的第二油道11，连接外环2与中环3的外筋5应具有多条，以使外环2与中环3连接可靠，所述冷却油道9的横截面形状均为椭圆形，有利于滑油的流动；
如图2所示，在对滑油进行降温时，应尽量增大热交换面积，为此，所有外筋5内均设有冷却油道9，所述外环2上开设有与滑油进口7相通的进油腔15和与滑油出口8相通的出油腔16，所述进油腔15与所有第一油道10相通，所述出油腔16与所有第二油道11相通，滑油在进油腔15的作用下可以均匀地进入各第一油道10，位于第二油道11内的滑油在出油腔16的作用下可以方便地进入滑油出口8内排出；
如图2所示，所述进油腔15与出油腔16关于外环2的轴线对称，并且，进油腔15的深度方向大于进油腔15的宽度方向，所述进油腔15的深度小于外环2厚度的1/2，进油腔15的深度不宜过深，以避免大幅削弱外环2的强度；
如图2所示，所述中环3内设有连通第一油道10与第二油道11的过渡油道12，所述过渡油道12的横截面形状均为椭圆形，滑油经滑油进口7进入第一油道10，再经过渡油道12、第二油道11后由滑油出口8排出；
如图1、图2所示，滑油在冷却时外筋5起到热交换作用，因此，外筋5的长度应尽量加长，如，所述外筋5的长度大于外环2半径的1/2，该设置有效地提高了冷却装置的冷却效率。
航空器在运行过程中，高温滑油经滑油进口7进入进油腔15，再由进油腔15进入第一油道10、过渡油道12、第二油道11，最后进入出油腔16并经滑油出口8排出，此过程中，高温滑油在进油腔15、第一油道10、第二油道11、过渡油道12、出油腔16内均可实现热交换，以降低滑油的温度，保障航空发动机运行正常。相对于现有技术大大优化了滑油的冷却效率。
实施例二
如图1、图2、图4所示，本实施例是对实施例一的进一步优化，所述外筋5上还一体式设有散热翅片13，所述散热翅片13的横截面形状为椭圆形，外环2与中环3之间形成外涵道14，所述散热翅片13沿外涵道14内气流的流动方向设置；所述散热翅片13焊接或一体式设置在外筋5上。散热翅片13的设置进一步增大了外筋5的热交换面积，提高了滑油的冷却效率。
如图1、图2所示，所述外环2的外侧壁上还一体式设有环状散热筋17，所述环状散热筋17的轴线与外环2的轴线同轴，所述环状散热筋17的横截面形状为小于1/2的圆形。环状散热筋17提高了外环2的强度。
实施例三
本实施例相对于实施例一的不同之处在于，在进油腔15内增加了导流结构，该导流结构可以为导流架或导流设备，其作用就是将进油腔15内的滑油均匀地导入第一油道10内，以进一步优化冷却装置的冷却性能。
以上结合附图对本发明的部分实施例进行了介绍。本领域技术人员在阅读本说明书后，在具体实施时，对本发明的技术方案做出显而易见的修改是可以的。
如外筋5、内筋6横截面形状的改变。冷却油道9、过渡油道12横截面形状的改变等等。

Claims (7)

1.一种航空发动机冷却装置，包括航空发动机的中介机匣(1)，所述中介机匣(1)包括外环(2)、中环(3)和内环(4)，所述中环(3)位于外环(2)与内环(4)之间，所述外环(2)、内环(4)、中环(3)同轴，其特征在于：所述外环(2)与中环(3)通过外筋(5)连接在一 起，所述中环(3)与内环(4)通过内筋(6)连接在一起，所述外环(2)上设有滑油进口(7)和滑油出口(8)，所述滑油进口(7)与滑油出口(8)关于外环(2)的轴线对称，所述外筋(5)内设有供滑油流过的冷却油道(9)，所述冷却油道(9)包括与滑油进口(7)相通的第一油道(10)和与滑油出口(8)相 通的第二油道(11)，所述中环(3)内设有连通第一油道(10)与第二油道(11)的过渡油道(12)，滑油经滑油进口(7)进入第一油道(10)，再经过渡油道(12)、第二油道(11)后由滑油出口(8)排出，所述滑油进口(7)和滑油出口(8)均凸出外环(2)的外侧壁；所述外筋(5)的长度大于外环(2)半径的1/2；
所述外筋(5)上还一体式设有散热翅片(13)，所述散热翅片(13)的横截面形状为椭圆形，外环(2)与中环(3)之间形成外涵道(14)，所述散热翅片(13)沿外涵道(14)内气流的流动方向设置；所述散热翅片(13)焊接或一体式设置在外筋(5)上；
所有外筋(5)内均设有冷却油道(9)，所述外环(2)上开设有与滑油进口(7)相通的进油腔(15)和与滑油出口(8)相通的出油腔(16)，所述进油腔(15)与所有第一油道(10)相通，所述出油腔(16)与所有第二油道(11)相通；
所述外环(2)的外侧壁上还一体式设有环状散热筋(17)，所述环状散热筋(17)的轴线与外环(2)的轴线同轴，所述环状散热筋(17)的横截面形状为小于1/2的圆形。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机冷却装置，其特征在于：所述进油腔(15)与出油腔(16)关于外环(2)的轴线对称，并且，进油腔(15)的深度方向大于进油腔(15)的宽度方向，所述进油腔(15)的深度小于外环(2)厚度的1/2。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机冷却装置，其特征在于：所述外筋(5)的数量与内筋(6)的数量相等，并且所述外筋(5)沿内筋(6)的延长线方向设置。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机冷却装置，其特征在于：所述外筋(5)的横截面形状为椭圆形。
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机冷却装置，其特征在于：所述外环(2)和中环(3)的断面形状均为椭圆形。
6.根据权利要求1所述的一种航空发动机冷却装置，其特征在于：所述冷却油道(9)和过渡油道(12)的横截面形状均为椭圆形。
7.根据权利要求1所述的一种航空发动机冷却装置，其特征在于：所述内筋(6)的横截面形状为椭圆形。
CN201611176046.4A 2016-12-19 2016-12-19 一种航空发动机冷却装置 Expired - Fee Related CN106812606B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201611176046.4A CN106812606B (zh) 2016-12-19 2016-12-19 一种航空发动机冷却装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201611176046.4A CN106812606B (zh) 2016-12-19 2016-12-19 一种航空发动机冷却装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106812606A CN106812606A (zh) 2017-06-09
CN106812606B true CN106812606B (zh) 2018-10-12

Family

ID=59109805

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201611176046.4A Expired - Fee Related CN106812606B (zh) 2016-12-19 2016-12-19 一种航空发动机冷却装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN106812606B (zh)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109210961B (zh) * 2017-06-30 2020-02-28 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种用于航空发动机的液体散热器
CN107859564B (zh) * 2017-11-01 2024-04-09 厦门大学 一种安装于飞机发动机涡扇前的滑油散热器
EP3913777A4 (en) * 2019-01-14 2023-01-25 Shanghai Pangood Power Technology Co., Ltd. COOLING SYSTEM, STATOR ARRANGEMENT AND AXIAL MAGNETIC FIELD MOTOR
CN109973224A (zh) * 2019-05-08 2019-07-05 中国航空发动机研究院 航空发动机滑油冷却系统及方法
CN111305905B (zh) * 2020-02-26 2021-06-08 中国科学院工程热物理研究所 适用于富燃工质涡轮转静盘腔的冷却结构及方法
CN111636975B (zh) * 2020-06-08 2021-12-07 清华大学 一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机
CN111895259B (zh) * 2020-07-10 2021-11-12 中国航发湖南动力机械研究所 集成式储油箱
CN115534271B (zh) * 2022-12-02 2023-04-07 广东巴斯特科技股份有限公司 一种用于制造塑料管材的模具

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8205426B2 (en) * 2006-07-31 2012-06-26 General Electric Company Method and apparatus for operating gas turbine engines
CN103362650A (zh) * 2012-04-01 2013-10-23 中航商用航空发动机有限责任公司 航空发动机的冷却系统及其方法
CN104329171A (zh) * 2014-08-29 2015-02-04 中国南方航空工业(集团)有限公司 飞机及其发动机

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7377098B2 (en) * 2004-08-26 2008-05-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine frame with an integral fluid reservoir and air/fluid heat exchanger
RU2506441C1 (ru) * 2012-12-12 2014-02-10 Евгений Александрович Тюрин Газосборник газотурбинного двигателя

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8205426B2 (en) * 2006-07-31 2012-06-26 General Electric Company Method and apparatus for operating gas turbine engines
CN103362650A (zh) * 2012-04-01 2013-10-23 中航商用航空发动机有限责任公司 航空发动机的冷却系统及其方法
CN104329171A (zh) * 2014-08-29 2015-02-04 中国南方航空工业(集团)有限公司 飞机及其发动机

Also Published As

Publication number Publication date
CN106812606A (zh) 2017-06-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106812606B (zh) 一种航空发动机冷却装置
CN104108047B (zh) 一种电主轴轴芯冷却系统
CN103213029B (zh) 一种高速车削中心电主轴冷却方法及内外冷却电主轴
CN106089312B (zh) 一种具有封严及冷却导流板的涡轮盘腔结构
CN203867627U (zh) 用于燃气轮机的气膜冷却部件
CN202811036U (zh) 发动机及其冷却系统
CN105673089A (zh) 一种燃气轮机涡轮无冠气膜冷却转子叶片
CN104296160A (zh) 一种具有冷却功能的燃气轮机燃烧室的导流衬套
CN103028771A (zh) 能防止铣削过程中变形的铣刀
CN106704532A (zh) 一种流体机构
CN207437742U (zh) 横切机冷却系统
CN106195606A (zh) 一种油温可调的三维肋管油冷却器
CN205937533U (zh) 一种用于滚珠电主轴的冷却机构
CN109427708A (zh) 多通道散热器和具有其的功率模块
CN208116776U (zh) 分形流道散热结构及电主轴
CN205154816U (zh) 一种液压油降温装置
CN206850578U (zh) 一种水冷电机的冷却管路结构及其水冷电机
CN204648317U (zh) 一种带有冷却结构的燃气轮机燃烧室火焰筒
CN209545973U (zh) 一种用于大功率x光管循环冷却装置
CN209129736U (zh) 一种车用低温散热器
CN207393302U (zh) 用于车辆的冷却水循环系统和车辆
CN209344059U (zh) 用于半导体器件的水冷散热器和车辆
CN100486410C (zh) 流体横掠针肋阵列式微型换热器
CN207777007U (zh) 发动机冷却水套结构
CN208998604U (zh) 一种管壳式换热器

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20181012

Termination date: 20181219