CN108488834A - 一种增材减材制造的航空发动机燃油喷嘴壳体组件结构 - Google Patents

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伍文锋
张渝爽
田树川
刘尚明
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    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply

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  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
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Abstract

本发明公开了一种增材减材制造的航空发动机燃油喷组壳体结构，包括喷嘴壳体，所述的喷嘴壳体上端设置有主进油道和副进油道，主进油道连接主油路，副进油道连接副油路，喷嘴壳体的中部设置有主路隔热管和副路隔热管，主路隔热管依次连接主路固定环和主油路，副路隔热管依次连接副路固定环和副油路，主路隔热管和副路隔热管的外围设置有空气套，喷嘴壳体中部两侧开设有通孔连接空气套，喷嘴壳体下端设置有喷嘴部分，喷嘴部分中部设有喷口，所述的喷口为阶梯孔，主油隔热管连接阶梯孔后端，副路隔热管连接阶梯孔中部，喷嘴部分前端外侧沿轴向对称开设有切口，切口一侧开设有盲孔。

Description

一种增材减材制造的航空发动机燃油喷嘴壳体组件结构
技术领域
本发明涉及航空发动机领域，特别是一种增材减材制造的航空发动机燃油喷组壳体结构。
背景技术
燃油喷嘴作为发动机燃烧室的重要组成部分，其高品质和稳定可靠的性能对于航空发动机都具有重要意义，其工作性能直接影响发动机的功率、燃油经济性以及可靠性。现有的燃油喷嘴壳体通常采用铸件铸造成型或传统机加制造，铸造成型价格高、周期长，铸件内部易产生气泡致使其结构强度不高，燃油喷嘴使用一段时间后，易产生裂纹，大大减少燃油喷嘴的使用寿命；传统机加对于结构复杂的喷嘴壳体，工序多，耗时长，成本高，所需工装多，且加工精度不一定能够达到使用要求。3D打印的喷嘴壳体较前两种加工方式重量减轻，能够显著提高飞机飞翔效率，降低着落燃油耗损，依托该种加工方式中庞杂的冷却通道和制成纽带大大提高了燃油喷嘴的经久性。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的缺点，提供一种增材减材制造的航空发动机燃油喷组壳体结构。
本发明的目的通过以下技术方案来实现：一种增材减材制造的航空发动机燃油喷组壳体结构，包括喷嘴壳体，所述的喷嘴壳体上端设置有主进油道和副进油道，主进油道连接主油路，副进油道连接副油路，喷嘴壳体的中部设置有主路隔热管和副路隔热管，主路隔热管依次连接主路固定环和主油路，副路隔热管依次连接副路固定环和副油路，主路隔热管和副路隔热管的外围设置有空气套，喷嘴壳体中部两侧开设有通孔连接空气套，喷嘴壳体下端设置有喷嘴部分，喷嘴部分中部设有喷口，所述的喷口为阶梯孔，主油隔热管连接阶梯孔后端，副路隔热管连接阶梯孔中部，喷嘴部分前端外侧沿轴向对称开设有切口，切口一侧开设有盲孔，所述的喷嘴壳体为一体结构。
具体地，所述的主油路和副油路贯穿喷嘴壳体的上部。
具体地，所述的喷嘴壳体上部设置有壳体安装盖，壳体安装盖上设置有螺纹孔。
具体地，所述的主进油道和辅进油道倾斜设置。
具体地，所述的切口设置有四个，盲孔设置有三个，切口和盲孔间隔均匀设置。
具体地，所述的通孔每侧设置有两个。
本发明的有益效果如下：本发明较传统的航空燃油喷嘴壳体在重量上更轻，降低了飞机的重量，在制造上大大缩短了制造的周期，，喷嘴壳体上的通孔连接空气套，在制造完成后可对主路隔热管和副路隔热管进行密封测试，同时将残留在空气套中的金属粉末取出，进一步减轻燃油喷嘴壳体的重量。
附图说明
图1 为本发明的结构示意图；
图2 为本发明的侧视结构示意图；
图3 为本发明的俯视结构示意图；
图4 为本发明的喷嘴结构示意图。
图中：1-副进油道，2-副油路，3-主油路，4-主进油道，5-副路固定环， 7-主路固定环，8-空气套，9-副路隔热管，10-主路隔热管，11-通孔，12-喷嘴部分，13-喷口，14-喷嘴壳体，15-切口，16-盲孔，17-螺纹孔，18-壳体安装盖。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步的描述，但本发明的保护范围不局限于以下所述。
如图1~4所示，一种增材减材制造的航空发动机燃油喷组壳体结构，包括喷嘴壳体14，所述的喷嘴壳体14上端设置有主进油道4和副进油道1，主进油道4连接主油路3，副进油道1连接副油路2，喷嘴壳体14的中部设置有主路隔热管10和副路隔热管9，主路隔热管10依次连接主路固定环7和主油路3，副路隔热管依次连接副路固定环5和副油路2，主路隔热管10和副路隔热管9的外围设置有空气套8，喷嘴壳体14中部两侧开设有通孔11连接空气套8，喷嘴壳体14下端设置有喷嘴部分12，喷嘴部分12中部设有喷口13，所述的喷口为阶梯孔，喷口后端直径小于前端之间，其中部直径大于前端直径，主油隔热管10连接阶梯孔后端，副路隔热管9连接阶梯孔中部，喷嘴部分12前端外侧沿轴向对称开设有切口15，切口15一侧开设有盲孔16，所述的喷嘴壳体14为一体结构。
进一步地，所述的主油路3和副油路2贯穿喷嘴壳体14的上部。
进一步地，所述的喷嘴壳体14上部设置有壳体安装盖18，壳体安装盖18上设置有螺纹孔17。
进一步地，所述的主进油道4和辅进油道1倾斜设置。
进一步地，所述的切口15设置有四个，盲孔16设置有三个，切口15和盲孔16间隔均匀设置。
进一步地，所述的通孔11每侧设置有两个。
本发明作为航空发动机燃油喷嘴的壳体，在满足性能的同时要尽可能得减轻其重量，采用增材减材制造满足了这一要求，同时使制造的周期大大缩短，制造的效率更高。副路隔热管9和主路隔热管10外围设置的空气套8用于对副路隔热管9和主路隔热管10内的燃油进行热防护，防止燃油过热而结焦；由于主路隔热管10和副路隔热管9的管壁较薄，喷嘴壳体上连通空气套8的通孔用于在加工完成后对主路隔热管10和副路隔热管9进行密封测试，同时还可以将制造时残留在空气套8中的金属粉末取出，减轻壳体的重量，喷嘴部分12设置的切口15和盲孔16用于后续的加工，主油路3和副油路2上端贯穿壳体，用于安装油滤组件，喷嘴部分12的喷口13用于后续安装燃油喷嘴组件。
以上所述，仅为本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制。任何熟悉本领域的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围情况下，都可利用上述所述技术内容对本发明技术方案做出许多可能的变动和修饰，或修改为等同变化的等效实施例。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术对以上实施例所做的任何改动修改、等同变化及修饰，均属于本技术方案的保护范围。

Claims (6)

1.一种增材减材制造的航空发动机燃油喷组壳体结构，其特征在于：包括喷嘴壳体（14），所述的喷嘴壳体（14）上端设置有主进油道（4）和副进油道（1），主进油道（4）连接主油路（3），副进油道（1）连接副油路（2），喷嘴壳体（14）的中部设置有主路隔热管（10）和副路隔热管（9），主路隔热管（10）依次连接主路固定环（7）和主油路（3），副路隔热管依次连接副路固定环（5）和副油路（2），主路隔热管（10）和副路隔热管（9）的外围设置有空气套（8），喷嘴壳体（14）中部两侧开设有通孔（11）连接空气套（8），喷嘴壳体（14）下端设置有喷嘴部分（12），喷嘴部分（12）中部设有喷口（13），所述的喷口为阶梯孔，主油隔热管（10）连接阶梯孔后端，副路隔热管（9）连接阶梯孔中部，喷嘴部分（12）前端外侧沿轴向对称开设有切口（15），切口（15）一侧开设有盲孔（16），所述的喷嘴壳体（14）为一体结构。
2.根据权利要求1所述的一种增材减材制造的航空发动机燃油喷组壳体结构，其特征在于：所述的主油路（3）和副油路（2）贯穿喷嘴壳体（14）的上部。
3.根据权利要求1所述的一种增材减材制造的航空发动机燃油喷组壳体结构，其特征在于：所述的喷嘴壳体（14）上部设置有壳体安装盖（18），壳体安装盖（18）上设置有螺纹孔（17）。
4.根据权利要求1所述的一种增材减材制造的航空发动机燃油喷组壳体结构，其特征在于：所述的主进油道（4）和辅进油道（1）倾斜设置。
5.根据权利要求1所述的一种增材减材制造的航空发动机燃油喷组壳体结构，其特征在于：所述的切口（15）设置有四个，盲孔（16）设置三个，切口（15）和盲孔（16）间隔均匀设置。
6.根据权利要求1所述的一种增材减材制造的航空发动机燃油喷组壳体结构，其特征在于：所述的通孔（11）每侧设置有两个。
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