CN107620638A - 适用于低成本短寿涡喷发动机的轴承润滑冷却系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开适用于低成本短寿涡喷发动机的轴承润滑方式，属于航空发动机技术领域。本发明公开的涡喷发动机包括：燃烧室，燃油进入所述燃烧室以燃烧；轴承支座，在所述轴承支座中安装有轴承；油路，燃油通过所述油路进入所述燃烧室；和积油腔室，所述积油腔室设置在所述油路和轴承支座之间用于将部分燃油引入轴承以润滑轴承。通过将进入燃烧室燃烧的主燃油路分出一支引入轴承支座，给轴承侧向喷射润滑，利用燃油给前后轴承实现润滑冷却。采取此种润滑方式虽然润滑效果不如滑油润滑，但已足够保障短寿涡喷发动机的寿命要求。该发明专利直接利用燃油给轴承润滑，摒弃了繁杂的滑油系统，既简化了结构，减轻了重量，又使发动机成本显著降低。

Description

适用于低成本短寿涡喷发动机的轴承润滑冷却系统

技术领域

本发明涉及航空领域，更具体地涉及短寿涡喷发动机轴承润滑冷却系统，特别适用于一次性使用飞行器的动力装置。

背景技术

目前常用的一次性使用飞行器主要包括作战靶机和巡航导弹：作战靶机通常用于模拟飞机飞行状态，供战斗机飞行员和高射炮、地空导弹、雷达操纵人员演练和打靶，是空军作战训练的主要工具；巡航导弹飞速发展，在现代战争特别是信息化战争中的作用越来越大。如今世界上现役或在研的作战靶机和巡航导弹，特别是射程为数百公里到一两千公里的中近程亚声速巡航导弹，基本上都采用涡喷发动机，发动机推力多在80daN至400daN之间。因为此类一次性飞行器具有速度高、载荷小、一次性使用、巡飞时间短、消耗量大的特点，所以要求其动力装置必须具备成本低、寿命短、推重比高的特质。早些年，国外就通过对已有大型涡喷发动机缩比，作为弹用动力装置，这一类缩比发动机可靠性较高、寿命长达数百小时以上，但作为导弹动力装置，其造价高、推重比低、结构复杂的劣势非常明显。近年来，人们也在不断研制适于弹用的低成本短寿涡喷发动机，简化结构、减小强度裕度、降低加工成本、缩减维护费用等，去满足导弹的经济性要求。虽然已经取得了长足的进步，但在成本上仍有很大的下降空间。

特别地，作为一般涡喷发动机所配备的滑油系统，是给发动机轴承润滑冷却的必须设备，它通过滑油回路的闭式循环，带走轴承滚动摩擦产生的热量，保障转子正常运转，可以保障发动机长达上千小时的使用寿命。然而，一套完备的滑油系统却较为繁杂，包括供油泵、回油泵、油滤、电机、散热器、油雾分离器、单向阀、供回油管路等一系列附件。另外，为保障整个滑油系统独立可靠运行，发动机还得专门设计密封结构、隔热结构、消泡结构等。总而言之，发动机配置整套的滑油系统，会添加大量额外的附件设备，同时发动机本身结构复杂性会大为增加，最终使得发动机重量增大，推重比降低，成本昂贵，虽然寿命较长，但却不符合靶机或导弹动力装置低成本、短寿、高推重比的基本要求。

总之，若能在满足一次性飞行器寿命要求的前提下，简化甚至取消发动机的滑油系统，将会大大降低发动机成本，减轻发动机重量。因此，需要寻求一种适用于低成本短寿涡喷发动机的轴承润滑方式，既能够摒弃复杂的滑油系统，又不改变发动机基本结构，给主轴承实现有效润滑，以较小的成本保障发动机在整个寿命周期安全可靠运行。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种经济合理的、适用于低成本短寿涡喷发动机的轴承润滑方式。

本发明解决上述技术问题所采用的技术方案是彻底摒弃传统的滑油润滑轴承的工作方式，取消繁杂的滑油系统，针对短寿发动机轴承特殊的工作条件设计专门的润滑方式。具体来说，一次性飞行器所采用的短寿低成本涡喷发动机转子多采用双支点结构，即双悬臂的0-2-0支承结构，这类结构前后两个轴承受轴承座热传导及燃烧室高温热辐射的影响，工作环境较为恶劣，工作温度达到250℃以上，远超一般轴承的正常工作温度，对发动机的可靠性及工作寿命带来极为不利的影响。

针对于此，区别于传统的滑油润滑，对发动机轴承采用纯燃油润滑，即从供给发动机燃烧室燃烧的主燃油路分出一支引入轴承支座，给轴承侧向喷射润滑。由于燃油也具备一定的润滑作用，且喷射的燃油足以带走后轴承转动时产生的摩擦热，因此可以保证后轴承在发动机寿命周期的可靠工作。采用燃油润滑最大的缺点是燃油相比润滑油沸点低很多，所以在发动机停车并停止供油以后，由于热端部件的热容腔效应，燃油在高温下很快就会气化。这样在发动机下次起动时，因为发动机供油存在滞后性，后轴承在开始阶段就会出现干摩擦，损伤轴承寿命。不过由于短寿涡喷发动机对寿命及起动次数要求较低，采用纯燃油润滑后轴承虽存在一定弊端，但足以满足一次性飞行器对发动机寿命和起停次数的要求，不失为一种可行的方法。

根据本发明的一种涡喷发动机，所述涡喷发动机包括：

燃烧室，燃油进入所述燃烧室以燃烧；

轴承支座，在所述轴承支座中安装有轴承；

油路，燃油通过所述油路进入所述燃烧室；和

积油腔室，所述积油腔室设置在所述油路和轴承支座之间用于将部分燃油引入轴承以润滑轴承。

根据本发明的一种涡喷发动机，其特征在于，所述油路包括依次连通的进油管、转接管和出油管。

根据本发明的一种涡喷发动机，其特征在于，在所述轴承支座的前端安装有前轴承，在所述轴承支座的后端安装有后轴承；并且所述积油腔室包括：

第一积油腔室，所述第一积油腔室将少量燃油引入前轴承以润滑前轴承；

第二积油腔室，所述第二积油腔室将少量燃油引入后轴承以润滑后轴承。

根据本发明的一种涡喷发动机，其特征在于，所述第一积油腔室设置在进油管和转接管之间。

根据本发明的一种涡喷发动机，其特征在于，所述第二积油腔室设置在转接管和出油管之间。

根据本发明的一种涡喷发动机，其特征在于，还包括扩压器，在所述扩压器和轴承支座之间安装有转接环，所述进油管通过所述转接环连接到转接管，在所述转接环下方设置有引流槽，燃油通过所述引流槽被引入前轴承。

根据本发明的一种涡喷发动机，其特征在于，还包括轴承外套，后轴承安装在轴承外套内，在轴承外套与轴承支座之间形成环形空腔，从转接管流出的燃油经过所述环形空腔，再从出油管流出。

根据本发明的一种涡喷发动机，其特征在于，所述轴承外套设置有多个小孔，环形空腔中的燃油经此小孔引入后轴承。

根据本发明的一种涡喷发动机，其特征在于，进入前轴承、后轴承和燃烧室的所述燃油的比例分别是：4％，6％和90％。

根据本发明的一种涡喷发动机，其特征在于，所述涡喷发动机用于一次性飞行器。

采用本发明所述方案，在不增加发动机结构复杂性和生产成本的前提下，利用进入燃烧室燃烧的燃油，有效地实现了对发动机轴承的冷却润滑，能够满足发动机的寿命需求和起动次数要求，从而取消发动机滑油附件系统，降低发动机重量和成本。该发明目前已在某小型无人机试飞试验中取得了良好的效果。

附图说明

图1为本发明的涡喷发动机润滑结构装配示意图；和

图2为轴承支座的左视图。

标号说明：

1 进油接头

2 扩压器

3 进油管

4 转接管

5 轴承支座

6 轴承外套

7 压气机叶轮

8 前轴承

9 转接环

10 燃油喷嘴

11 燃烧室

12 出油管

13 O型胶圈

14 后轴承

501 引流槽

具体实施方式

下面结合实施例对本发明做进一步的详细说明，以下实施例是对本发明的解释而本发明并不局限于以下实施例。

如图1所示，本发明的一个实施例适用于一次性使用飞行器的动力装置，从飞行器油箱供给的燃油经过进油接头1、进油管3、转接管4、出油管12、燃油喷嘴10喷入燃烧室11燃烧，产生高温燃气推动涡轮做功并产生推力。

根据本发明的一个实施例，在燃油输送途中，设置有两个积油腔室，分别地设置在进油管3和转接管4之间以及在转接管4和出油管12之间。即第一积油腔室设置在进油管3和转接管4之间；并且第二积油腔室设置在转接管4和出油管12之间。

将少部分燃油引导进入第一积油腔室和第二积油腔室，使燃油喷射进入前轴承7和后轴承12，达到对轴承润滑冷却的效果。

根据本发明的另一个实施例，在燃油输送途中，分别在轴承支座5上设置引流槽501，通过引流槽501引入少部分燃油，引导燃油滴入或喷射进前轴承腔，达到对轴承润滑冷却的效果。

根据本发明的一个实施例，在扩压器2和轴承支座5之间安装转接环9，转接环9的主要作用是实现进油管3和转接管4的转接。

根据本发明的另一个实施例，在转接环9下方的轴承支座5上设有一个或多个引流槽501，一个或多个引流槽501引出少量的燃油滴入前轴承腔，利用压气机叶轮7背腔的风压卷携着油雾，以润滑前轴承8。

如图2所示，根据本发明的另一个实施例，引流槽开设在轴承支座安装侧的前端面，槽的宽度约2mm，槽的深度约0.5mm。

进入发动机的燃油，经过形成在转接环9和轴承支座5之间的环形空腔，可以达到冷却前轴承8的目的，降低轴承工作温度，延长轴承寿命。

根据本发明的一个实施例，将后轴承14安装在轴承外套6内。

根据本发明的一个实施例，将轴承外套6与轴承支座5连接，轴承外套6与轴承支座5之间的搭接面使用O型胶圈13密封，中间就形成密闭的环形空腔，从转接管4流出的燃油经过该环形空腔，然后从位于轮轴的另一侧的出油管11流出，最终进入燃烧室10燃烧。

根据本发明的一个实施例，在轴承外套6中设置有多个直径0.4mm的小孔，环形空腔中的少量油经此小孔喷入后轴承腔，以润滑后轴承14。

根据本发明的另一个实施例，为了避免环腔效应，影响燃烧室供油响应时间，该环形空腔不宜设计过大。根据实验表明，环形空腔的深度以1～1.5mm为宜，使得环形空腔完全地包裹轴承外环。

在工作时，从转接管流出的燃油首先经过环形空腔，然后再从位于轮轴的另一侧的出油管12流出，最终进入燃烧室11燃烧。在轴承外套6上可以开有多个直径0.4mm的小孔，环形空腔中的少量油经过多个小孔喷入后轴承腔，以润滑后轴承14。

进入发动机的燃油，经过前述环形空腔，可以达到冷却后轴承14的目的，降低轴承工作温度，延长轴承寿命。

同时通过与高温件的热交换，还能使得进入燃烧室11的燃油升温，达到燃油预热的目的，有利于燃油快速充分燃烧，提高燃烧效率。

为了实现前后轴承都能够实现有效润滑，同时又尽可能的降低耗油率，调整轴承支座5的引流槽和轴承外套6的开孔直径和数量，保证润滑前后轴承和进入燃烧室燃烧的燃油量的分配比例是：4％：6％：90％。

发动机采用燃油多为RP-3和RP-4型航空煤油，密度高、冰点低，且具备一定的润滑作用，适用于航空动力装备。

根据本发明的一个实施例，提供一种涡喷发动机，所述涡喷发动机包括：

燃烧室11，燃油进入燃烧室11以燃烧；

轴承支座5，在轴承支座5中安装有轴承；

油路，燃油通过油路进入燃烧室11；和

积油腔室，积油腔室设置在油路和轴承支座5之间用于将部分燃油引入轴承以润滑轴承。

根据本发明的一个实施例，油路包括依次连通的进油管3、转接管4和出油管12。

根据本发明的一个实施例，在轴承支座5的前端安装有前轴承8，在轴承支座8的后端安装有后轴承14；并且积油腔室包括：

第一积油腔室，第一积油腔室将少量燃油引入前轴承8以润滑前轴承8；

第二积油腔室，第二积油腔室将少量燃油引入后轴承14以润滑后轴承14。

根据本发明的一个实施例，第一积油腔室设置在进油管3和转接管4之间。

根据本发明的一个实施例，第二积油腔室设置在转接管4和出油管12之间。

根据本发明的一个实施例，还包括扩压器2，在扩压器2和轴承支座5之间安装有转接环9，进油管3通过转接环9连接到转接管4，在转接环9下方的轴承支座5上设置有引流槽501，燃油通过引流槽501被引入前轴承8。

根据本发明的一个实施例，还包括轴承外套6，后轴承14安装在轴承外套6内，在轴承外套6与轴承支座5之间形成环形空腔，从转接管4流出的燃油经过环形空腔，再从出油管12流出。

根据本发明的一个实施例，轴承外套6设置有多个小孔，环形空腔中的燃油经此小孔引入后轴承14。

根据本发明的一个实施例，进入前轴承8、后轴承14和燃烧室11的燃油的比例分别是：4％，6％和90％。

根据本发明的一个实施例，涡喷发动机用于一次性飞行器。

此外，需要说明的是，本说明书中所描述的具体实施例，其零、部件的形状、所取名称等可以不同。凡依本发明专利构思的构造、特征及原理所做的等效或简单变化，均包括于本发明专利的保护范围内。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充或采用类似的方式替代，只要不偏离本发明的结构或者超越本权利要求书所定义的范围，均应属于本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种涡喷发动机，所述涡喷发动机包括：

燃烧室，燃油进入所述燃烧室以燃烧；

轴承支座，在所述轴承支座中安装有轴承；

油路，燃油通过所述油路进入所述燃烧室；和

积油腔室，所述积油腔室设置在所述油路和轴承支座之间用于将部分燃油引入轴承以润滑轴承。

2.根据权利要求1所述的涡喷发动机，其特征在于，所述油路包括依次连通的进油管、转接管和出油管。

3.根据权利要求2所述的涡喷发动机，其特征在于，在所述轴承支座的前端安装有前轴承，在所述轴承支座的后端安装有后轴承；并且所述积油腔室包括：

第一积油腔室，所述第一积油腔室将少量燃油引入前轴承以润滑前轴承；

第二积油腔室，所述第二积油腔室将少量燃油引入后轴承以润滑后轴承。

4.根据权利要求3所述的涡喷发动机，其特征在于，所述第一积油腔室设置在进油管和转接管之间。

5.根据权利要求3所述的涡喷发动机，其特征在于，所述第二积油腔室设置在转接管和出油管之间。

6.根据权利要求3所述的涡喷发动机，其特征在于，在所述扩压器和轴承支座之间安装有转接环，所述进油管通过所述转接环连接到转接管，在所述转接环下方的轴承支座上设置有引流槽，燃油通过所述引流槽被引入前轴承。

7.根据权利要求3所述的涡喷发动机，其特征在于，还包括轴承外套，后轴承安装在轴承外套内，在轴承外套与轴承支座之间形成环形空腔，从转接管流出的燃油经过所述环形空腔，再从出油管流出。

8.根据权利要求7所述的涡喷发动机，其特征在于，所述轴承外套设置有多个小孔，环形空腔中的燃油经此小孔引入后轴承。

9.根据权利要求3所述的涡喷发动机，其特征在于，进入前轴承、后轴承和燃烧室的所述燃油的比例分别是：4％，6％和90％。

10.根据权利要求1所述的涡喷发动机，其特征在于，所述涡喷发动机用于一次性飞行器。