CN114087627B - 一种微型航空发动机燃油总管喷嘴及其串油试验方法 - Google Patents

Abstract

一种微型航空发动机燃油总管喷嘴，包括喷嘴基座、旋流芯、副喷口和主喷口；副喷口设置在主喷口的内部；主喷口安装在喷嘴基座上之后推紧副喷口的左端面压紧在喷嘴基座的右端面上；旋流芯的左端设置在喷嘴基座内，右端设置在副喷口内；在喷嘴基座上设置有基座副油道和基座主油道；在旋流芯上设置有左端敞口状的盲孔、在旋流芯的右端设置有径向孔与盲孔连通；基座副油道与盲孔、径向孔以及副喷口的内型面共同形成副油路；基座主油道与副喷口的外型面、主喷口内型面共同形成主油路。串油试验时，采用工艺主喷口替换所述主喷口，利用密封圈和螺塞对副喷口进行密封。本发明的喷嘴结构中只存在一个可能发生串油的部位，可以快速判断出发生串油部位。

Description

一种微型航空发动机燃油总管喷嘴及其串油试验方法

技术领域

本发明涉及微型航空发动机燃油总管技术领域，尤其涉及一种微型航空发动机燃油总管喷嘴及其串油试验方法。

背景技术

在微型航空发动机领域，发动机中燃油总管为燃烧室输送燃油，常见的燃油总管采用双油路供油。在某微型航空发动机中燃油总管由多个喷嘴组成，喷嘴结构中具备双油路结构，分为主油路和副油路。喷嘴中要求主油路和副油路不能串油，需要对喷嘴进行串油试验以检验喷嘴中主油路和副油路之间是否发生串油。

由于现有微型航空发动机中燃油总管喷嘴结构复杂，部件较多，造成主油路与副油路之间存在多个可能发生串油的部位，因此在进行串油试验时难于判断发生串油部位。对微型航空发动机中燃油总管喷嘴进行串油试验，目前行业内的工艺通常是对副喷口中心孔实施封堵，观察主油道主喷口出口处是否渗漏。然而由于微型航空发动机中燃油总管喷嘴结构微小，密封位置位于主喷口内部，造成试验技术难题：首先是直接封堵副喷口中心孔,中心孔很小,密封元件难于制作；其次用很小的密封元件封堵副喷口中心孔,密封元件没有轴向反作用力,密封元件发生变形,试验压力油可能直接从副喷口中心孔渗漏,且密封位置与观察渗漏位置临近,容易造成误判。

发明内容

本发明的主要目的是提出一种微型航空发动机燃油总管喷嘴及其串油试验方法，旨在解决上述技术问题。

为实现上述目的，本发明提出一种微型航空发动机燃油总管喷嘴，包括：喷嘴基座、旋流芯、副喷口、以及主喷口；所述副喷口设置在所述主喷口的内部；所述主喷口安装在所述喷嘴基座上之后推紧所述副喷口的左端面压紧在所述喷嘴基座的右端面上；所述旋流芯的左端设置在所述喷嘴基座内，右端设置在所述副喷口内；在喷嘴基座上设置有基座副油道和基座主油道；在所述旋流芯上设置有左端敞口状的盲孔、在旋流芯的右端设置有径向孔与所述盲孔连通；所述基座副油道与盲孔、径向孔以及副喷口的内型面共同形成副油路；所述基座主油道与副喷口的外型面、主喷口内型面共同形成主油路。

优选的，在所述副喷口的左端设置有法兰边，在所述主喷口内腔中设置有压紧台阶面，在所述主喷口内腔口部设置有内螺纹，在所述喷嘴基座右端周面上设置有外螺纹，所述主喷口与喷嘴基座采用螺纹连接，压紧台阶面推动所述法兰边压紧所述副喷口。

优选的，在所述副喷口上设置有环形凸台，所述环形凸台、法兰边以及主喷口内孔面共同形成主油路贮油腔。

优选的，所述副喷口右端外锥面与所述主喷口的内锥面共同形成主油路旋流室；在所述环形凸台上设置有倾斜状的主油路旋流槽；所述主油路旋流槽将所述主油路贮油腔与主油路旋流室相连通。

优选的，在所述喷嘴基座的右端面上设置有贮油槽，所述基座主油道与所述贮油槽连通，在副喷口的法兰边上设置有多个通孔，所述通孔将所述贮油槽与所述主油路贮油腔相连通。

优选的，在所述副喷口的内腔中设置有环形凹槽；所述环形凹槽与所述旋流芯的外周面共同形成副油路贮油腔；所述旋流芯的右端面与所述副喷口的内锥面共同形成副油路旋流室；所述旋流芯的右端设置有锥面与所述副喷口的内锥面相配合，在旋流芯的右端锥面上设置有副油路旋流槽；副油路旋流槽将所述副油路贮油腔与所述副油路旋流室相连通。

优选的，在所述旋流芯的中部设置有外螺纹，在所述副喷口的内腔口部设置有内螺纹，旋流芯与副喷口之间采用螺纹连接。

本发明还提供了一种微型航空发动机燃油总管喷嘴的串油试验方法，采用工艺主喷口替换所述主喷口；所述副喷口设置在工艺主喷口的内部；所述工艺主喷口安装在所述喷嘴基座上之后推紧所述副喷口的左端面压紧在所述喷嘴基座的右端面上；在工艺主喷口的外周上设置有串油观察孔，并与工艺主喷口的内孔连通；在工艺主喷口的右端设置有密封圈和螺塞；拧紧所述螺塞时推动所述密封圈压紧在所述副喷口；所述基座主油道与副喷口的外型面、串油观察孔共同形成工艺主油路；进行串油试验时，向副油路供给压力燃油并保压，若串油观察孔有燃油流出，则主油路和副油路存在串油；若串油观察孔没有燃油流出，则主油路和副油路不存在串油。

优选的，在所述螺塞的左端面设置有锥形凹腔，所述锥形凹腔的锥度与副喷口右端外锥面的锥度相同。

优选的，所述密封圈的外径等于工艺主喷口内孔直径，所述密封圈的内孔为锥形孔，锥形孔的锥度与副喷口右端外锥面的锥度相同，压紧时密封圈的锥形孔与所述副喷口右端外锥面相配合。

本发明所达到的有益效果如下：

（1）本发明所提供的微型航空发动机燃油总管喷嘴，包括喷嘴基座、旋流芯、副喷口、以及主喷口四个部件，相对于现有喷嘴结构而言部件数量少，本发明的喷嘴结构中只存在一个可能发生串油的部位，即副喷口的左端面与喷嘴基座右端面形成的接触面，因此，进行串油试验时若存在串油现象，可以快速判断出发生串油部位。另外，若存在串油现象，可以通过修整、打磨、抛光副喷口的左端面、喷嘴基座右端面的方式来消除串油现象，简单方便。

（2）本发明中，利用工艺主喷口替换喷嘴上的主喷口，通过密封圈、螺塞对副喷口形成密封，将传统的副喷口中心孔封堵改变为密封圈对副喷口的外锥面密封，密封圈受螺塞的轴向压紧实现密封，通过串油观察孔即可观察是否存在串油现象，试验结构简单，串油试验判断准确可靠。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明所提供的一种微型航空发动机燃油总管喷嘴的结构示意图；

图2为本发明所提供的一种微型航空发动机燃油总管喷嘴的结构分解图；

图3为本发明中副喷口的结构示意图；

图4为本发明中旋流芯的结构示意图；

图5为本发明中串油试验工装结构分解示意图；

图6为本发明中串油试验工装结构装配图；

图7为本发明中工艺主喷口的主视图

图8为本发明中工艺主喷口的右视图

图9为本为具有本发明所提供的喷嘴的微型航空发动机燃油总管结构示意图；

图10为图9中C-C的剖视图；

附图标记说明：10-喷嘴基座；101-基座副油道；102-基座主油道；103-贮油槽；20-旋流芯；201-盲孔；202-径向孔；203-副油路旋流槽；30-副喷口；301-法兰边；302-通孔；303-环形凸台；304-主油路旋流槽；305-环形凹槽；40-主喷口；401-压紧台阶面；50-主油路贮油腔；51-主油路旋流室；60-副油路贮油腔；61-副油路旋流室；70-工艺主喷口；71-串油观察孔；80-螺塞；801-锥形凹腔；90-密封圈。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示（诸如上、下、左、右、前、后……）仅用于解释在某一特定姿态（如附图所示）下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

如图1、图2所示，为本发明所提供的一种微型航空发动机燃油总管喷嘴具体实施例，所述喷嘴包括：喷嘴基座10、旋流芯20、副喷口30、以及主喷口40；所述副喷口30设置在所述主喷口40的内部；所述主喷口40安装在所述喷嘴基座10上之后推紧所述副喷口30的左端面压紧在所述喷嘴基座10的右端面上；所述旋流芯20的左端设置在所述喷嘴基座10内，右端设置在所述副喷口30内；在喷嘴基座10上设置有基座副油道101和基座主油道102；在所述旋流芯20上设置有左端敞口状的盲孔201、在旋流芯20的右端设置有径向孔202与所述盲孔201连通；所述基座副油道101与盲孔201、径向孔202以及副喷口30的内型面共同形成副油路；所述基座主油道102与副喷口30的外型面、主喷口40内型面共同形成主油路。

在本实施例中，如图2、图3所示，在所述副喷口30的左端设置有法兰边301，在所述主喷口40内腔中设置有压紧台阶面401，在所述主喷口40内腔口部设置有内螺纹，在所述喷嘴基座10右端周面上设置有外螺纹，所述主喷口40与喷嘴基座10采用螺纹连接，压紧台阶面401推动所述法兰边301压紧所述副喷口30。具体地，主喷口40安装在喷嘴基座10上时，压紧台阶面401推动法兰边301的右端面B，使得副喷口30的左端面C抵靠并贴合在喷嘴基座10的右端面D上。

在本实施例中，如图1、图2所示，在所述副喷口30上设置有环形凸台303，所述环形凸台303、法兰边301以及主喷口40内孔面共同形成主油路贮油腔50用于存贮主油路上的燃油。

在本实施例中，如图1所示，所述副喷口30右端外锥面与所述主喷口40的内锥面共同形成主油路旋流室51；在所述环形凸台303上设置有倾斜状的主油路旋流槽304；所述主油路旋流槽304将所述主油路贮油腔50与主油路旋流室51相连通。通过设置主油路旋流室51以及主油路旋流槽304，可以使得主油路上燃油在主油路旋流室51发生旋流之后从主喷口40的中心孔喷出并雾化，提高主油路燃油喷出后的雾化效果。

在本实施例中，如图1、图2所示，在所述喷嘴基座10的右端面上设置有贮油槽103，所述基座主油道102与所述贮油槽103连通，在副喷口30的法兰边301上设置有多个通孔302，所述通孔302将所述贮油槽103与所述主油路贮油腔50相连通。通过设置贮油槽103，一是可以用于存贮主油路上的燃油，二是便于与多个通孔302连通让燃油进入主油路贮油腔50中。

在本实施例中，如图1、图2所示，在所述副喷口30的内腔中设置有环形凹槽305；所述环形凹槽305与所述旋流芯20的外周面共同形成副油路贮油腔60；所述旋流芯20的右端面与所述副喷口30的内锥面共同形成副油路旋流室61；所述旋流芯20的右端设置有锥面与所述副喷口30的内锥面相配合，在旋流芯20的右端锥面上设置有副油路旋流槽203；副油路旋流槽203将所述副油路贮油腔60与所述副油路旋流室61相连通。通过设置副油路旋流室61以及副油路旋流槽203，可以使得副油路上燃油在副油路旋流室61发生旋流之后从副喷口30的中心孔喷出并雾化，提高副油路燃油喷出后的雾化效果。

在本实施例中，如图2所示，在所述旋流芯20的中部设置有外螺纹，在所述副喷口30的内腔口部设置有内螺纹，旋流芯20与副喷口30之间采用螺纹连接。

如图5、图6所示，一种微型航空发动机燃油总管喷嘴的串油试验方法，采用工艺主喷口70替换所述主喷口40；所述工艺主喷口70的左半段的外型、内腔与主喷口40的左半段相同；所述副喷口30设置在工艺主喷口70的内部；所述工艺主喷口70安装在所述喷嘴基座10上之后推紧所述副喷口30的左端面压紧在所述喷嘴基座10的右端面上；在工艺主喷口70的外周上设置有串油观察孔71，并与工艺主喷口70的内孔连通；在工艺主喷口70的右端设置有密封圈90和螺塞80；拧紧所述螺塞80时推动所述密封圈90压紧在所述副喷口30；所述基座主油道102与副喷口30的外型面、串油观察孔71共同形成工艺主油路；进行串油试验时，向副油路供给5Mpa的压力燃油并保压5min，若串油观察孔71有燃油流出，则主油路和副油路存在串油；若串油观察孔71没有燃油流出，则主油路和副油路不存在串油。

在本实施例中，如图7、图8所示，工艺主喷口70的外周上设置有六方结构用于方便扳手操作，

在本实施例中，如图6、图7所示，所述串油观察孔71位于主油路贮油腔50位置处，串油观察孔71的数量为两个，对称分布，串油观察孔71为倾斜状以避开工艺主喷口70上的六方结构，倾斜角度β=60°±1°。

在本实施例中，如图5所示，在所述螺塞80的左端面设置有锥形凹腔801，所述锥形凹腔801的锥度与副喷口30右端外锥面的锥度相同。当螺塞80拧紧并压紧密封圈90时，副喷口30右端外锥面的尖端位于锥形凹腔801内，通过设置锥形凹腔801，可以避免副喷口30右端外锥面的尖端与螺塞80发生干涉。

在本实施例中，所述密封圈90的外径等于工艺主喷口70内孔直径，所述密封圈90的内孔为锥形孔，锥形孔的锥度与副喷口30右端外锥面的锥度相同，压紧时密封圈90的锥形孔与所述副喷口30右端外锥面相配合，密封圈90的左端面抵靠在副喷口30上环形凸台303的右端面E上，密封圈90受螺塞80向左的轴向力压紧、在副喷口30外锥面以及环形凸台303的右端面E、工艺主喷口70内孔的约束而发生变形，实现密封。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (9)

1.一种微型航空发动机燃油总管喷嘴，其特征在于，包括：喷嘴基座（10）、旋流芯（20）、副喷口（30）、以及主喷口（40）；

所述副喷口（30）设置在所述主喷口（40）的内部；

所述主喷口（40）安装在所述喷嘴基座（10）上之后推紧所述副喷口（30）的左端面压紧在所述喷嘴基座（10）的右端面上；

所述旋流芯（20）的左端设置在所述喷嘴基座（10）内，右端设置在所述副喷口（30）内；

在喷嘴基座（10）上设置有基座副油道（101）和基座主油道（102）；

在所述旋流芯（20）上设置有左端敞口状的盲孔（201）、在旋流芯（20）的右端设置有径向孔（202）与所述盲孔（201）连通；所述基座副油道（101）与盲孔（201）、径向孔（202）以及副喷口（30）的内型面共同形成副油路；

所述基座主油道（102）与副喷口（30）的外型面、主喷口（40）内型面共同形成主油路；

所述微型航空发动机燃油总管喷嘴的串油试验方法：采用工艺主喷口（70）替换所述主喷口（40）；所述副喷口（30）设置在工艺主喷口（70）的内部；所述工艺主喷口（70）安装在所述喷嘴基座（10）上之后推紧所述副喷口（30）的左端面压紧在所述喷嘴基座（10）的右端面上；在工艺主喷口（70）的外周上设置有串油观察孔（71），并与工艺主喷口（70）的内孔连通；在工艺主喷口（70）的右端设置有密封圈（90）和螺塞（80）；拧紧所述螺塞（80）时推动所述密封圈（90）压紧在所述副喷口（30）；所述基座主油道（102）与副喷口（30）的外型面、串油观察孔（71）共同形成工艺主油路；进行串油试验时，向副油路供给压力燃油并保压，若串油观察孔（71）有燃油流出，则主油路和副油路存在串油；若串油观察孔（71）没有燃油流出，则主油路和副油路不存在串油。

2.如权利要求1所述的一种微型航空发动机燃油总管喷嘴，其特征在于：在所述副喷口（30）的左端设置有法兰边（301），在所述主喷口（40）内腔中设置有压紧台阶面（401），在所述主喷口（40）内腔口部设置有内螺纹，在所述喷嘴基座（10）右端周面上设置有外螺纹，所述主喷口（40）与喷嘴基座（10）采用螺纹连接，压紧台阶面（401）推动所述法兰边（301）压紧所述副喷口（30）。

3.如权利要求2所述的一种微型航空发动机燃油总管喷嘴，其特征在于：在所述副喷口（30）上设置有环形凸台（303），所述环形凸台（303）、法兰边（301）以及主喷口（40）内孔面共同形成主油路贮油腔（50）。

4.如权利要求3所述的一种微型航空发动机燃油总管喷嘴，其特征在于：所述副喷口（30）右端外锥面与所述主喷口（40）的内锥面共同形成主油路旋流室（51）；在所述环形凸台（303）上设置有倾斜状的主油路旋流槽（304）；所述主油路旋流槽（304）将所述主油路贮油腔（50）与主油路旋流室（51）相连通。

5.如权利要求3所述的一种微型航空发动机燃油总管喷嘴，其特征在于：在所述喷嘴基座（10）的右端面上设置有贮油槽（103），所述基座主油道（102）与所述贮油槽（103）连通，在副喷口（30）的法兰边（301）上设置有多个通孔（302），所述通孔（302）将所述贮油槽（103）与所述主油路贮油腔（50）相连通。

6.如权利要求1所述的一种微型航空发动机燃油总管喷嘴，其特征在于：在所述副喷口（30）的内腔中设置有环形凹槽（305）；所述环形凹槽（305）与所述旋流芯（20）的外周面共同形成副油路贮油腔（60）；

所述旋流芯（20）的右端面与所述副喷口（30）的内锥面共同形成副油路旋流室（61）；

所述旋流芯（20）的右端设置有锥面与所述副喷口（30）的内锥面相配合，在旋流芯（20）的右端锥面上设置有副油路旋流槽（203）；副油路旋流槽（203）将所述副油路贮油腔（60）与所述副油路旋流室（61）相连通。

7.如权利要求1所述的一种微型航空发动机燃油总管喷嘴，其特征在于：在所述旋流芯（20）的中部设置有外螺纹，在所述副喷口（30）的内腔口部设置有内螺纹，旋流芯（20）与副喷口（30）之间采用螺纹连接。

8.如权利要求1所述的一种微型航空发动机燃油总管喷嘴，其特征在于：在所述螺塞（80）的左端面设置有锥形凹腔（801），所述锥形凹腔（801）的锥度与副喷口（30）右端外锥面的锥度相同。

9.如权利要求1所述的一种微型航空发动机燃油总管喷嘴，其特征在于：所述密封圈（90）的外径等于工艺主喷口（70）内孔直径，所述密封圈（90）的内孔为锥形孔，锥形孔的锥度与副喷口（30）右端外锥面的锥度相同，压紧时密封圈（90）的锥形孔与所述副喷口（30）右端外锥面相配合。

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