CN109578144A - 航空发动机用冷气分配装置 - Google Patents

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CN109578144A
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刘建明
王东
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AECC Shenyang Engine Research Institute
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    • 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
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air

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  • Chemical & Material Sciences (AREA)
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Abstract

本申请提供了一种航空发动机用冷气分配装置，包括依次连接的来流管道、过渡段以及冷气分配器，在靠近所述冷气分配器远离所述过渡段的一端上沿所述冷气分配器的周向方向均匀设置有多个管路接头。

Description

航空发动机用冷气分配装置
技术领域
本申请涉及航空发动机技术领域，具体提供一种航空发动机用冷气分配装置。
背景技术
现有技术一般是冷气来流管路与冷气分配器直接焊接在一起，在冷气分配器周向焊接冷气管路接头，其缺点为：冷气来流管路与冷气分配器直接焊接在一起，不同管径的管道连接，由于缺少过渡，会造成压力损失；冷气管路接头的位置不佳会导致冷气分配器内压力损失以及各个管路之间的冷气流量不均匀。
发明内容
为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种航空发动机用冷气分配装置，包括依次连接的来流管道、过渡段以及冷气分配器，在靠近所述冷气分配器远离所述过渡段的一端上沿所述冷气分配器的周向方向均匀设置有多个管路接头，所述过渡段的外轮廓满足如下关系式：
其中，D为从来流管道到冷气分配器的距离为x处的过渡段的截面直径，D1位来流管道的直径，D2为冷气分配器的直径，L1为来流管道到冷气分配器的距离。
根据本申请的至少一个实施例，所述过渡段的外轮廓所在的曲线为过渡曲线，所述过渡曲线的长度取值为0.5倍的所述冷气分配器的直径到1.0倍的所述冷气分配器的直径之间。
根据本申请的至少一个实施例，所述冷气管路接头距离所述冷气分配器远离所述过渡段的一端的端面的距离等于所述冷气管路接头的直径。
根据本申请的至少一个实施例，所述管路接头在所述冷气分配器的轴向方向上有且仅有一排。
本申请实施例提供的航空发动机用冷气分配装置中，通过过渡段的设置，能够解决冷气分配器中压力损失过大以及各管路之间流量不均匀的问题。
附图说明
图1是本申请实施例提供的一种航空发动机用冷气分配装置；
图2是本申请实施例提供的另一种航空发动机用冷气分配装置。
其中：
1、来流管路；2、过渡段；3、冷气分配器；4、管路接头。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关申请，而非对该申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。
此外，还需要说明的是，在本申请的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
图1示出了本申请实施例提供的一种航空发动机用冷气分配装置，如图1所示，冷气分配装置包括依次连接的来流管道1、过渡段2以及冷气分配器3，过渡段2的外轮廓满足如下关系：
其中，D为从来流管道到冷气分配器的距离为x处的过渡段的截面直径，D1位来流管道的直径，D2为冷气分配器的直径，L1为来流管道到冷气分配器的距离。
在靠近冷气分配器3远离过渡段2的一端上，沿冷气分配器3的周向方向均匀设置有多个管路接头4，其具体数量按照冷气管路的数量来设置，此处不作限定。
进一步地，管路接头4距离冷气分配器3远离过渡段2的一端的端面的距离等于管路接头4的直径。
进一步地，过渡段2的外轮廓的曲线为过渡曲线，过渡曲线的长度取值为0.5倍的冷气分配器3的直径到1.0倍的冷气分配器3的直径之间，即0.5倍的D2～1.0倍的D2之间。
在本实施例中，通过过渡段的设置，能够解决冷气分配器中压力损失过大以及各管路之间流量不均匀的问题。
图2示出了本申请实施例提供的另一种航空发动机用冷气分配装置，如图2所示，冷气分配装置包括来流管道1和与其连接的冷气分配器2，在冷气分配器的外表面上沿其周向设置有多个管路接头4，并且，多个管路接头4在冷气分配器3的轴向方向上有且仅有一排。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种航空发动机用冷气分配装置，其特征在于，包括依次连接的来流管道(1)、过渡段(2)以及冷气分配器(3)，在靠近所述冷气分配器(3)远离所述过渡段(2)的一端上沿所述冷气分配器(3)的周向方向均匀设置有多个管路接头(4)，所述过渡段(2)的外轮廓满足如下关系式：
其中，D为从来流管道到冷气分配器的距离为x处的过渡段的截面直径，D1位来流管道的直径，D2为冷气分配器的直径，L1为来流管道到冷气分配器的距离。
2.根据权利要求1所述的航空发动机用冷气分配装置，其特征在于，所述过渡段(2)的外轮廓所在的曲线为过渡曲线，所述过渡曲线的长度取值为0.5倍的所述冷气分配器(3)的直径到1.0倍的所述冷气分配器(3)的直径之间。
3.根据权利要求1所述的航空发动机用冷气分配装置，其特征在于，所述管路接头(4)距离所述冷气分配器(3)远离所述过渡段(2)的一端的端面的距离等于所述管路接头(4)的直径。
4.根据权利要求3所述的航空发动机用冷气分配装置，其特征在于，所述管路接头(4)在所述冷气分配器(3)的轴向方向上有且仅有一排。
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SE01 Entry into force of request for substantive examination
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RJ01 Rejection of invention patent application after publication
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