CN113565631A - 一种航空发动机引气自动控制装置 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种航空发动机引气自动控制装置，包括：壳体以及可滑动安装在壳体内部的气动活门；壳体轴向一端上设有从低压级引气的进气口A，壳体径向相对错位的两侧壁上有从发动机高压级引气的进气口B、将气体引向支承系统滑油封严腔的出气口；出气口处的壳体内设有供气动活门大端进行限位活动的活动限位槽，来控制出气口与进气口A或进气口B的连通状态；气动活门小端外周安装有密封层与壳体内壁可滑动密封接触；气动活门小端至壳体端部内壁间安装有施力组件，施力组件能带动气动活门进行运动；安装施力组件的壳体侧壁上设有多个连通大气的气孔。

Description

一种航空发动机引气自动控制装置
技术领域
本发明涉及一种航空发动机引气自动控制装置，属于引气控制装置技术领域。
背景技术
航空发动机转动部件的支承系统需要提供大量的滑油进行润滑，各支承点的滑油腔一般采用石墨封严装置进行封严。石墨封严装置的两端分别是滑油腔和封严腔，滑油腔内是压力较低的滑油，封严腔内是压力高于滑油腔的封严气体，封严气体引自发动机空气压缩系统(风扇或压气机)。空气压缩系统的气体表压随着转速的增加而增加、随着飞行高度的增高而降低，而滑油腔的表压由增压泵提供，压力比较固定。在低转速情况下，空气压缩系统前几级处(以下称低压级)的气体压力太低而无法满足对滑油的封严，需要从压气机中后级引气(以下称高压级)；在高转速情况下，高压级压力和温度过高，气体有可能通过封严间隙进入滑油腔，导致滑油气化结焦，所以此时需从低压级引气。
基于以上原理，需要一种引气控制装置，用于实现发动机滑油封严引气位置从低压级到高压级之间的转换。目前，在国内、外已知的航空发动机和燃气轮机的应用中，引气控制装置的控制方式有压力控制和转速控制两种。其中压力控制采用了气动活门的形式，能够更好地实现对滑油封严腔的压力控制，但是由于气动活门受气体振动、热膨胀等因素影响，使得引气转换点不够稳定，会比预期的偏晚，存在延迟。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提供了一种航空发动机引气自动控制装置。
本发明通过以下技术方案得以实现。
本发明提供的一种航空发动机引气自动控制装置，包括：壳体以及可滑动安装在壳体内部的气动活门；
壳体轴向一端上设有从低压级引气的进气口A，壳体径向相对错位的两侧壁上有从发动机高压级引气的进气口B、将气体引向支承系统滑油封严腔的出气口；
出气口处的壳体内设有供气动活门大端进行限位活动的活动限位槽，气动活门大端在活动限位槽内进行限位活动来控制出气口与进气口A或进气口B的连通状态；
气动活门小端外周安装有密封层与壳体内壁可滑动密封接触；
气动活门小端至壳体端部内壁间安装有施力组件，施力组件能带动气动活门进行运动，使得气动活门大端在限位槽内活动控制出气口与进气口A或进气口B的连通状态；
安装施力组件的壳体侧壁上设有多个连通大气的气孔。
所述施力组件包括一端与气动活门小端固定另一端与壳体内壁贯穿固定的电磁铁。
所述电磁铁的电源端电性连接有信号转换器，信号转换器与压力传感器电性连接，压力传感器安装在进气口A处的壳体上，压力传感器测量低压级引气进气口A的表压，并将进气口A的表压压力信号通过信号转换器传递给电磁铁，达到控制电磁铁的磁力方向。
还包括弹簧，弹簧两端对应与气动活门小端、壳体内壁固定，弹簧常态下拉动气动活门的大端与限位槽左侧端进行接触，使得进气口A与出气口连通。
所述密封层为石墨封严层。
所述气动活门小端外周与密封层粘接固定安装。
所述壳体为圆柱形。
所述弹簧位于电磁铁的外周。
本发明的有益效果在于：进气口A处的压力传感器测表压与临界值Pcr比较，电磁铁给气动活门施加一个力，气动活门在气动力、弹簧的弹簧力和电磁铁的电磁拉力作用下在活动限位槽内活动，控制高压级空气从进气口B流向出气口或低压级空气通过进气口A流向出气口，而后进入滑油封严前置腔，对滑油进行封严。实现了航空发动机支承系统滑油封严引气位置的自动转换，通过电磁铁对气动活门的控制，克服热膨胀、气动力对气动活门摩擦力的影响，保证了引气转换点的稳定性，解决了目前引气控制装置气动活门受气体振动、热膨胀等因素影响，存在使得引气转换点不够稳定的问题，避免了会比预期的偏晚、存在延迟情况发生。
附图说明
图1为本发明引气自动控制装置高压级引气的示意图；
图2为本发明引气自动控制装置低压级引气的示意图。
1-壳体；11-进气口B；12-进气口A；13-出气口；14-活动限位槽；15-气孔；2-气动活门；3-弹簧；4-压力传感器；5-电磁铁；6-信号转换器；7-密封层。
具体实施方式
下面进一步描述本发明的技术方案，但要求保护的范围并不局限于所述。
参见图1至图2所示。
本发明的一种航空发动机引气自动控制装置，包括：圆柱形的壳体1以及可滑动安装在壳体1内部的气动活门2；
壳体1轴向一端上设有从低压级引气的进气口A12，壳体1径向相对错位的两侧壁上有进气口B11、出气口13，进气口B11从发动机高压级引气，出气口13将气体引向支承系统的滑油封严腔；
出气口13处的壳体1内设有活动限位槽14，气动活门2大端在活动限位槽14内进行限位活动来控制出气口13与进气口A12或进气口B11的连通状态；
气动活门2小端外周粘接固定安装有密封层7与壳体1内壁可滑动密封接触，所述密封层7为石墨封严层；
气动活门2小端至壳体1端部内壁间安装有施力组件，施力组件能带动气动活门2进行运动，使得气动活门2大端在限位槽14内活动控制出气口13与进气口A12或进气口B11的连通状态；
安装施力组件的壳体1侧壁上设有多个连通大气的气孔15，在施力组件带动施力组件进行运动时，能与外界的大气进行气体交换。
所述施力组件包括一端与气动活门2小端固定另一端与壳体1内壁贯穿固定的电磁铁5，电磁铁5的电源端电性连接有信号转换器6，信号转换器6与压力传感器4电性连接，压力传感器4安装在进气口A12处的壳体1上，压力传感器4测量低压级引气进气口A12的表压，并将进气口A12的表压压力信号通过信号转换器6传递给电磁铁5，达到控制电磁铁5的磁力方向。
所述电磁铁5的外周有弹簧3，弹簧3两端对应与气动活门2小端、壳体1内壁固定，弹簧3常态下拉动气动活门2的大端与限位槽14左侧端进行接触，使得进气口A12与出气口13连通。
当进气口A12处的压力传感器4测得的表压低于临界值Pcr时，信号转换器6将压力传感器4的压力信号传递给电磁铁5，电磁铁5给气动活门2施加一个固定向右的推力F1，气动活门2在气动力、弹簧3的弹簧力和电磁铁5的电磁推力的作用下处于活动限位槽14的最右端，此时高压级空气从进气口B11流向出气口13进入滑油封严前置腔，对滑油进行封严；
当进气口A12处的压力传感器4测得的表压大于等于临界值Pcr时，电磁铁5给气动活门2施加一个向左的固定拉力F2，气动活门2在气动力、弹簧3的弹簧力和电磁铁5的电磁拉力作用下处于活动限位槽14的最左端，此时低压级空气通过进气口A12流向出气口13进入滑油封严前置腔，对滑油进行封严。实现了航空发动机支承系统滑油封严引气位置的自动转换，通过电磁铁对气动活门的控制，克服热膨胀、气动力对气动活门摩擦力的影响，保证了引气转换点的稳定性，解决了目前引气控制装置气动活门受气体振动、热膨胀等因素影响，存在使得引气转换点不够稳定的问题，避免了会比预期的偏晚、存在延迟情况发生。
其中，临界值压力Pcr、推力F1和拉力F2可根据实际发动机需求来定，弹簧3的弹性系数、电磁铁5的作用力大小可根据实际需求设定。根据相关研究，给出以下建议：F1和F2的范围为20N～100N，装置的重量不大于2.5kg，装置的热膨胀系数应尽量小。

Claims (8)

1.一种航空发动机引气自动控制装置，其特征在于，包括：壳体(1)以及可滑动安装在壳体(1)内部的气动活门(2)；
壳体(1)轴向一端上设有从低压级引气的进气口A(12)，壳体(1)径向相对错位的两侧壁上有从发动机高压级引气的进气口B(11)、将气体引向支承系统滑油封严腔的出气口(13)；
出气口(13)处的壳体(1)内设有供气动活门(2)大端进行限位活动的活动限位槽(14)，气动活门(2)大端在活动限位槽(14)内进行限位活动来控制出气口(13)与进气口A(12)或进气口B(11)的连通状态；
气动活门(2)小端外周安装有密封层(7)与壳体(1)内壁可滑动密封接触；
气动活门(2)小端至壳体(1)端部内壁间安装有施力组件，施力组件能带动气动活门(2)进行运动，使得气动活门(2)大端在限位槽(14)内活动控制出气口(13)与进气口A(12)或进气口B(11)的连通状态；
安装施力组件的壳体(1)侧壁上设有多个连通大气的气孔(15)。
2.如权利要求1所述的航空发动机引气自动控制装置，其特征在于：所述施力组件包括一端与气动活门(2)小端固定另一端与壳体(1)内壁贯穿固定的电磁铁(5)。
3.如权利要求2所述的航空发动机引气自动控制装置，其特征在于：所述电磁铁(5)的电源端电性连接有信号转换器(6)，信号转换器(6)与压力传感器(4)电性连接，压力传感器(4)安装在进气口A(12)处的壳体(1)上，压力传感器(4)测量低压级引气进气口A(12)的表压，并将进气口A(12)的表压压力信号通过信号转换器(6)传递给电磁铁(5)，达到控制电磁铁(5)的磁力方向。
4.如权利要求3所述的航空发动机引气自动控制装置，其特征在于：还包括弹簧(3)，弹簧(3)两端对应与气动活门(2)小端、壳体(1)内壁固定，弹簧(3)常态下拉动气动活门(2)的大端与限位槽(14)左侧端进行接触，使得进气口A(12)与出气口(13)连通。
5.如权利要求4所述的航空发动机引气自动控制装置，其特征在于：所述密封层(7)为石墨封严层。
6.如权利要求5所述的航空发动机引气自动控制装置，其特征在于：所述气动活门(2)小端外周与密封层(7)粘接固定安装。
7.如权利要求4所述的航空发动机引气自动控制装置，其特征在于：所述弹簧(3)位于电磁铁(5)的外周。
8.如权利要求1或7所述的航空发动机引气自动控制装置，其特征在于：所述壳体(1)为圆柱形。
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Application publication date: 20211029