CN109339951A - 一种用于航空发动机热端部件供油油路隔热罩增材制造结构 - Google Patents

一种用于航空发动机热端部件供油油路隔热罩增材制造结构 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种用于航空发动机热端部件供油油路隔热罩增材制造结构，将原有的隔热罩进行结构改进，内外空腔通过点阵轻量化结构完成支撑设计，并实现隔热罩与供油油路一体化设计及制造，设计内部气流通道完成点阵结构支撑的强化换热。相比传统的隔热罩设计，能够将隔热罩和供油管路一体化设计及制造，使得航空发动机热端部件供油油路结构更紧凑，降低了整体重量，减小热环境通过外部隔热罩向内油路发生的热传递，对于提高燃烧室热端部件工作的稳定性、可靠性具有很好的效果。

Description

一种用于航空发动机热端部件供油油路隔热罩增材制造结构
技术领域
本发明为一种用于航空发动机热端部件供油油路隔热罩增材制造结构，属于航空发动机热处理技术领域。
背景技术
随着技术的进步，人们对航空发动机性能的要求也越来越高。为了提高发动机的性能，许多新结构设计被不断的提出，新的工艺也不断被应用，其中增材制造被越来越广泛应用在了结构的设计上。
增材制造技术又称为3D打印技术，增材制造技术不需要传统的刀具夹具及多道加工工序，利用三维设计数据在一台设备上可快速而精确地制造出任意复杂形状的零件，从而实现自由制造，解决许多过去难以制造的复杂结构零件的成形，并大大减少了加工工序，缩短了加工周期而且越是复杂结构的产品，其制造的速度作用越显著。增材制造技术代表着生产模式和先进制造技术发展的趋势，产品生产将逐步从大规模制造向定制化制造发展，满足社会多样化需求。目前增材制造2012年直接产值约22亿美元，仅占全球制造业市场0.02％，但是其间接作用和未来前景难以估量。增材制造优势在于制造周期短、适合单件个性化需求、大型薄壁件等难加工的复杂零件，在航空航天、医疗等领域，具有很大前景。增材制造以其制造原理的优势成为具有巨大发展潜力的制造技术，随着材料适用范围增大和制造精度的提高，增材制造技术将给制造技术带来革命性的发展。
为了提高发动机供油管路和热端部件的可靠性，许多先进的隔热方式被不断提出，其中中空点阵结构被考虑到隔热罩的设计中来。先进的隔热罩设计不仅能使得供油油路的结构更加紧凑，降低了整个供油油路的流道重量，而且能够减小结构由外部隔热罩向内部油路和内部燃油发生的热传递，对于提高燃烧室喷嘴工作的稳定性、可靠性具有很好的效果。
传统的隔热结构存在以下问题：1、传统的隔热结构是薄壁结构，且是通过焊接的方式固定在燃油管道上的，由于燃油管道的空间结构较为复杂，会导致焊接难题极大，且仅有焊接位置有支撑，而其他空腔部分没有相应的支撑，会造成隔热结构的强度不高，在安装或使用的过程中无法避免由于磕碰或安装应力带来的隔热罩结构强度不高的问题，严重影响隔热罩结构、乃至供油管路结构的稳定性和可靠性。2、随着增材制造应用于发动机燃油管路上来，设计人员发明了在内部保留空腔结构来形成隔热结构，但该设计由于内部空腔结构是由外部实体来形成，造成空腔结构比较笨重，且空腔结构比较狭窄，很难通过磨粒流的方法来处理内部的空腔结构，且内部空腔结构内会驻留大量的金属粉末，有可能造成后期使用过程中的不稳定因素。因此需要一种全新的结构来完成燃油管路内腔的支撑，充分利用增材制造的优势，解决传统设计中存在的问题。
在该领域中已存在的一些专利如下：
德国西门子股份公司的CN107923616A、CN107003000A专利中，主要涉及一种用于在隔热罩中使用的隔热元件，该隔热元件特别是用于铺衬燃气轮机的燃烧室壁，其冷却主要是靠结构上的气膜冷却完成的，且其结构较为笨重，主要是用于地面燃气轮机上，而较少使用在航空发动机结构上；上海卫星工程研究所的CN 104477415B专利提供了一种航天器用遮光隔热罩及其骨架结构，包括：热控多层以及骨架结构,其骨架结构采用支架、桁条以及辅助桁条能够在保证足够强度、刚度、包络的基础上实现了整体结构的轻量化，然而该结构采用了多个模块拼接，没有实现结构的一体化成形，支架仅仅能够用来支撑，不能较好实现热量的传递，不能达到最佳的隔热效果。德国韦巴斯托股份公司的专利CN101103227A专利提供了一种具有改进隔热罩的用于加热器的燃烧器，该隔热罩设计主要是用于保护喷嘴和燃料供给部件免受燃烧室中的热量，但该结构未采用轻量化设计，结构较为笨重，且工作条件极为恶劣，需要进一步优化该结构的设计。本发明能够将隔热罩和供油管路一体化设计及制造，使得供油油路的结构更加紧凑，降低了整个供油油路的流道重量，并减小了结构由外部隔热罩向内部油路和内部燃油发生的热传递，对于提高燃烧室喷嘴工作的稳定性、可靠性具有很好的效果。
发明内容
航空发动机热端部件(如燃烧室等)工作温度很高，现有的燃油管路为防止燃油在流动过程中受到供油管路结构的加热而温度过高，在燃油管路外加了隔热罩，以避免高温燃气对燃油管路内燃油的加热作用，进而避免在燃油管路出口的喷嘴处发生结焦。为解决传统隔热罩结构设计中存在的问题，将其应用到航空发动机热端部件供油油路上，本发明将原有的隔热罩设计进行结构改进，内外空腔通过点阵轻量化结构完成支撑设计，实现隔热罩与供油油路一体化设计及制造。本发明相比传统的隔热罩设计，能够将隔热罩和供油管路一体化设计及制造，使得供油油路的结构更加紧凑，降低了整个供油油路的流道重量，并减小了结构由外部隔热罩向内部油路和内部燃油发生的热传递，对于提高燃烧室喷嘴工作的稳定性、可靠性具有很好的效果。
本发明的目的是这样实现的：
随着现代高性能发动机的发展，扩压器后气流温度不断攀升，推重比10的发动机燃烧室进口空气温度已达800K以上。供油管路所受到的加热作用会导致管壁温提高，提升了管内燃油沉积、结焦的可能性。为了减小供油管流道内的燃油温度，在外部增加了隔热结构，用于排除热辐射对供油管道的热量输入。然而隔热罩在热端部件中会承受一定的气动载荷，为了保证隔热结构的可靠性，必须将隔热罩和内部供油管道可靠固定。隔热结构和燃油管路间采用点阵结构进行支撑，点阵结构是经过热-力耦合仿真优化后形成的结构设计，相比其他支撑固定结构，点阵能够最大限度降低重量，并能最大限度地增大热阻，降低热传导，从而减少通过隔热罩对供油管路的加热作用。隔热罩还有进气口和出气口，从发动机压气机进入的部分压缩空气从进气口进入，在隔热罩和供油管路形成的空腔中高速流动。能够实现较强的对流换热，进一步降低输运的燃油温度，而点阵结构的桁条就像肋片一样增大换热效率，进一步降低供油管路内的燃油温度，避免结焦的可能。
本发明的有益效果是：
1，相比传统的隔热罩设计，能够将隔热罩和供油管路一体化设计及制造，使得航空发动机热端部件供油油路结构更紧凑，降低了整体重量；
2，能够减小热环境通过外部隔热罩向内油路发生的热传递，对于提高燃烧室热端部件工作的稳定性、可靠性具有很好的效果。
附图说明
图1热端部件供油油路隔热罩增材制造结构剖面构造图；
图2热端部件供油油路隔热罩增材制造结构纵向剖切图；
图3热端部件供油油路隔热罩增材制造结构横向剖切图；
图4热端部件供油油路隔热罩增材制造结构外观示意图。
具体实施方式
下面结合附图举例对本发明做更详细地描述：
图1所示，一种用于航空发动机热端部件供油油路隔热罩增材制造结构，该结构包括进气口(1)，隔热罩(2)，点阵支撑结构(3)，供油管路(4)，出气口(5)，喷嘴(6)和气流空腔(7)。
燃油在供油管路(4)内流动，最终通过喷嘴(6)射入燃烧室并完成燃烧过程。供油管路(4)和隔热罩(2)间通过点阵支撑结构(3)连接，隔热罩(2)位于供油管路(4)的外部，将供油管路(4)和高温燃气隔离，避免了高温燃气对于供油管路(4)的直接辐射换热，而隔热罩(2)经过辐射换热后，有部分热量通过隔热罩(2)、经过点阵支撑结构(3)传递到供油管路(4)处，对于内部的燃油，有一定的加热效应。
供油管路(4)和隔热罩(2)之间形成气流空腔(7)，来自压气机的低温气体通过进气口(1)进入，并在气流空腔(7)内高速流动，此时的点阵支撑结构(3)相当于对流换热中的肋片，将隔热罩(2)传递的热量传递到流动的空气中，减少了传递到内部供油管路(4)处的热量，从而避免燃油温度过高，气流通过出气口(5)流出并注入燃烧室。
图2、图3所示，气流空腔(7)内有来着压气机的冷空气流动，点阵支撑结构(3)相当于肋条，能够将热量传递到流动的空气中，进一步减少从隔热罩(2)传递的热量通过支撑流入供油管路(4)的比例，降低喷嘴(6)处发生高温结焦的风险。
图4为本热端部件供油油路隔热罩增材制造结构的外观示意图。

Claims (3)

1.一种用于航空发动机热端部件供油油路隔热罩增材制造结构，其特征在于：该结构包括进气口(1)，隔热罩(2)，点阵支撑结构(3)，供油管路(4)，出气口(5)，喷嘴(6)和气流空腔(7)；
燃油在供油管路(4)内流动，最终通过喷嘴(6)射入燃烧室并完成燃烧过程；供油管路(4)和隔热罩(2)间通过点阵支撑结构(3)连接，隔热罩(2)位于供油管路(4)的外部，将供油管路(4)和高温燃气隔离，避免了高温燃气对于供油管路(4)的直接辐射换热，而隔热罩(2)经过辐射换热后，有部分热量通过隔热罩(2)、经过点阵支撑结构(3)传递到供油管路(4)处，对于内部的燃油，有一定的加热效应；
供油管路(4)和隔热罩(2)之间形成气流空腔(7)，来自压气机的低温气体通过进气口(1)进入，并在气流空腔(7)内高速流动。
2.根据权利要求1所述一种用于航空发动机热端部件供油油路隔热罩增材制造结构，其特征在于：点阵支撑结构(3)相当于对流换热中的肋片，将隔热罩(2)传递的热量传递到流动的空气中，减少了传递到内部供油管路(4)处的热量，从而避免燃油温度过高，气流通过出气口(5)流出并注入燃烧室。
3.根据权利要求1所述一种用于航空发动机热端部件供油油路隔热罩增材制造结构，其特征在于：气流空腔(7)内有来着压气机的冷空气流动，点阵支撑结构(3)相当于肋条，能够将热量传递到流动的空气中，进一步减少从隔热罩(2)传递的热量通过支撑流入供油管路(4)的比例，降低喷嘴(6)处发生高温结焦的风险。
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111151747A (zh) * 2019-12-31 2020-05-15 浙江大学 一种选区激光熔化的梯度性能成形设计方法
EP3770401A1 (en) * 2019-07-22 2021-01-27 Delavan, Inc. Fuel manifolds
EP3800400A1 (en) * 2019-10-04 2021-04-07 Delavan, Inc. Fluid nozzles with heat shielding
EP4015911A1 (en) * 2020-12-17 2022-06-22 Collins Engine Nozzles, Inc. Conformal and flexible woven heat shields for gas turbine engine components
CN114682776A (zh) * 2022-03-30 2022-07-01 西安航天发动机有限公司 一种杆状点阵换热器成形方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0643208A1 (de) * 1993-09-13 1995-03-15 G + H MONTAGE GmbH Wärmedämmanordnung
CN204438198U (zh) * 2014-12-15 2015-07-01 中国燃气涡轮研究院 一种喷嘴杆部热防护结构
CN105202577A (zh) * 2014-06-25 2015-12-30 中航商用航空发动机有限责任公司 燃油喷嘴及燃烧室
CN106556030A (zh) * 2015-09-25 2017-04-05 中航商用航空发动机有限责任公司 燃烧室燃油喷嘴及其热防护结构
CN107076420A (zh) * 2014-08-14 2017-08-18 西门子公司 具有隔热罩的多功能燃料喷嘴
CN108488834A (zh) * 2018-03-07 2018-09-04 成都航利航空科技有限责任公司 一种增材减材制造的航空发动机燃油喷嘴壳体组件结构

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0643208A1 (de) * 1993-09-13 1995-03-15 G + H MONTAGE GmbH Wärmedämmanordnung
CN105202577A (zh) * 2014-06-25 2015-12-30 中航商用航空发动机有限责任公司 燃油喷嘴及燃烧室
CN107076420A (zh) * 2014-08-14 2017-08-18 西门子公司 具有隔热罩的多功能燃料喷嘴
CN204438198U (zh) * 2014-12-15 2015-07-01 中国燃气涡轮研究院 一种喷嘴杆部热防护结构
CN106556030A (zh) * 2015-09-25 2017-04-05 中航商用航空发动机有限责任公司 燃烧室燃油喷嘴及其热防护结构
CN108488834A (zh) * 2018-03-07 2018-09-04 成都航利航空科技有限责任公司 一种增材减材制造的航空发动机燃油喷嘴壳体组件结构

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3770401A1 (en) * 2019-07-22 2021-01-27 Delavan, Inc. Fuel manifolds
US11226100B2 (en) 2019-07-22 2022-01-18 Delavan Inc. Fuel manifolds
US11674687B2 (en) 2019-07-22 2023-06-13 Collins Engine Nozzles, Inc. Fuel manifolds
EP3800400A1 (en) * 2019-10-04 2021-04-07 Delavan, Inc. Fluid nozzles with heat shielding
US11117155B2 (en) 2019-10-04 2021-09-14 Delavan Inc. Fluid nozzles with heat shielding
US11994297B2 (en) 2019-10-04 2024-05-28 Collins Engine Nozzles, Inc. Fluid nozzles with heat shielding
CN111151747A (zh) * 2019-12-31 2020-05-15 浙江大学 一种选区激光熔化的梯度性能成形设计方法
EP4015911A1 (en) * 2020-12-17 2022-06-22 Collins Engine Nozzles, Inc. Conformal and flexible woven heat shields for gas turbine engine components
CN114682776A (zh) * 2022-03-30 2022-07-01 西安航天发动机有限公司 一种杆状点阵换热器成形方法

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