CN114483322B - 一种具有温度补偿功能的航空发动机起动引气装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种具有温度补偿功能的航空发动机起动引气装置，包括引气装置本体，引气装置本体具有控制部和执行部；控制部包括被固定的吸引元件以及通过吸引元件控制运动的衔铁，衔铁运动后能够与吸引元件构成闭合磁路，且衔铁能够与其两侧的金属面形成组合密封结构；执行部包括执行元件以及套设在执行元件上的支撑套筒，执行元件的膨胀度大于支撑套筒的膨胀度以形成动态密封结构。本发明利用零件材料的线膨胀系数大小关系，执行部设计成内膨胀大、外膨胀小的动态密封结构，促使高温下的零件间隙减小、漏气量减小，补偿因硫化橡胶膨胀导致的控制部排气减小量，保证运动活门在高温下的正常打开工作。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种具有温度补偿功能的航空发动机起动引气装置。
背景技术
航空发动机，是一种高度复杂和精密的热力机械，为航空器提供飞行所需动力的发动机。作为飞机的心脏，被誉为"工业之花"，它直接影响飞机的性能、可靠性及经济性，是一个国家科技、工业和国防实力的重要体现。航空发动机在极寒条件下，需要采用高温气体将管路及管路内的介质加热，进而使发动机正常起动工作。航空发动机在极寒条件下不易启动，存在诸多问题，因此在极寒条件下需要相应的引气装置辅助航空发动机启动。
目前的航空发动机引气设备普遍存在以下缺陷：其一，在极寒条件下无法为航空发动机输送大流量的热空气；其二，处于高温引气条件下的零件会发生膨胀变形，在工作气压小、流量要求大的情况下，对于起动引气装置，活门漏气量与电磁控制部分的排气量不能够形成补偿关系。如专利号为CN203670008U的实用新型公开了一种航空发动机的压气机的引气装置及航空发动机的压气机，引气装置包括相对设置的两个侧板，两个侧板都设置在压气机机匣的外部壁面上；压气机的主流道中设置静子和转子，两个侧板之间形成气流通道，气流通道的进口设置在静子和转子之间，气流通道的进口与压气机的主流道相通，形成压气机机匣的气流开缝。该实用新型对于相同的引气量，集气腔内的静压将有显著提高，从压气机主流道进入集气腔的冷却用气流的压力损失将有明显降低，以此提高发动热效率，其对排气减小量没有相应的补偿，而且该实用新型在极寒条件下无法为航空发动机输送大流量的热空气。
基于上述技术问题，本领域的技术人员亟需研发一种能够促使高温下的零件间隙减小、并减小漏气量，能够保证活门在高温下的正常打开工作，可以在极寒条件下为航空发动机输送大流量的热空气。
发明内容
本发明的目的是提供一种能够促使高温下的零件间隙减小、并减小漏气量，能够保证活门在高温下的正常打开工作，可以在极寒条件下为航空发动机输送大流量的热空气。
为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
本发明的一种具有温度补偿功能的航空发动机起动引气装置，该引气装置包括：
引气装置本体，其上部进气、侧面排气，且所述引气装置本体具有控制部和执行部；
其中，所述控制部包括被固定的吸引元件；以及
通过所述吸引元件控制运动的衔铁，其能够被所述吸引元件吸上、吸下，所述衔铁运动后能够与所述吸引元件构成闭合磁路，且所述衔铁能够与其两侧的金属面形成组合密封结构；
所述执行部包括执行元件；以及
套设在所述执行元件上的支撑套筒，所述执行元件的膨胀度大于支撑套筒的膨胀度以形成动态密封结构。
进一步的，所述吸引元件为电磁铁，所述电磁铁设有两个、且上下布置。
进一步的，所述控制部还包括挡铁，其设置于所述吸引元件和衔铁之间。
进一步的，所述引气装置本体的上部开有进气口，且靠近所述执行部的一侧开有出气口。
进一步的，该引气装置包括设置于所述衔铁上的硫化橡胶，所述衔铁通过硫化橡胶与其两侧金属面实现组合密封。
进一步的，所述进气口和控制部之间设有一排气孔，所述排气孔的气体流量能够随着所述硫化橡胶的膨胀或回缩变形而减少或增多。
优选的，所述执行元件为运动活门，且所述运动活门安装在一活门座上。
优选的，所述运动活门选用高膨胀系数的材料制成，且所述支撑套筒选用低膨胀系数的材料制成。在高温引气条件下，利用零件材料的线膨胀系数大小关系，执行部分设计成内部零件线膨胀量大于外部零件线膨胀量的动态密封结构，使运动活门与支撑套筒之间的高温间隙减小进而漏气量减小，用于补偿因硫化橡胶膨胀导致的控制部分排气减小量，限制活门左侧气压力的增大，均衡活门左右侧的压力差，保证活门在高温下的正常打开工作。
在上述技术方案中，本发明提供的一种具有温度补偿功能的航空发动机起动引气装置，具有以下有益效果：
本发明的一种具有温度补偿功能的航空发动机起动引气装置合理设计控制部与执行部的结构，利用零件材料的线膨胀系数大小关系，执行部设计成内膨胀大、外膨胀小的动态密封结构，促使高温下的零件间隙减小、漏气量减小，补偿因硫化橡胶膨胀导致的控制部排气减小量，保证运动活门在高温下的正常打开工作。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的一种具有温度补偿功能的航空发动机起动引气装置主体结构剖面图；
图2为本发明实施例提供的一种具有温度补偿功能的航空发动机起动引气装置控制部密封结构示意图。
附图标记说明：
1、控制部；2、执行部；3、进气口；4、出气口；5、排气孔；6、硫化橡胶；7、活门座；
101、吸引元件；102、衔铁；103、挡铁；
201、执行元件；202、支撑套筒。
具体实施方式
为了使本领域的技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面将结合附图对本发明作进一步的详细介绍。
参见图1～图2所示；
本发明的一种具有温度补偿功能的航空发动机起动引气装置，该引气装置包括：
引气装置本体，其上部进气、侧面排气，且所述引气装置本体具有控制部1和执行部2；
其中，所述控制部1包括被固定的吸引元件101；以及
通过所述吸引元件101控制运动的衔铁102，其能够被所述吸引元件101吸上、吸下，所述衔铁102运动后能够与所述吸引元件101构成闭合磁路，且所述衔铁102能够与其两侧的金属面形成组合密封结构；
所述执行部2包括执行元件201；以及
套设在所述执行元件201上的支撑套筒202，所述执行元件201的膨胀度大于支撑套筒202的膨胀度以形成动态密封结构。
作为本实施例进一步的介绍，所述吸引元件101为电磁铁，所述电磁铁设有两个、且上下布置。
作为本实施例进一步的介绍，所述控制部1还包括挡铁103，其设置于所述吸引元件101和衔铁102之间。
作为本实施例进一步的介绍，所述引气装置本体的上部开有进气口3，且靠近所述执行部2的一侧开有出气口4。
作为本实施例进一步的介绍，该引气装置包括设置于所述衔铁102上的硫化橡胶6，所述衔铁102通过硫化橡胶6与其两侧金属面实现组合密封。
关于控制部1，所述衔铁102外部采用硫化橡胶6，与两侧零件的金属面形成组合密封结构(见图2)，保证常温及高温下的良好密封。但在高温使用条件下，用于衔铁102上的橡胶膨胀变形，会直接导致衔铁102的吸合气隙减小，衔铁102的运动空间减小，会导致高温下衔铁102右侧硫化橡胶6与金属面之间的排气口减小，排气量减小。
作为本实施例进一步的介绍，所述进气口3和控制部1之间设有一排气孔5，所述排气孔5能够随着所述硫化橡胶6的膨胀或回缩变形而变小或增大。
作为本实施例优选的技术方案，所述执行元件201为运动活门，且所述运动活门安装在一活门座7上。
作为本实施例优选的技术方案，所述运动活门选用线膨胀系数高的材料制成，且所述支撑套筒202选用线膨胀系数低的材料制成。
具体地，所述运动活门可选用如镉、铜等线膨胀系数高的材料，而所述支撑套筒202可选用如铝、锡等线膨胀系数低的材料。
关于执行部2，运动活门与支撑套筒202形成动态密封结构。活门采用线膨胀系数大的材料，支撑套筒202采用线膨胀系数小的材料，高温下减磨环的膨胀量大于支撑套筒202的膨胀量，两者之间的间隙小于常温下的间隙，进而漏气量也相应减小，恰好补偿排气减小量，限制活门左侧的气压力的增大，均衡活门左右侧的压力，有利于进气口压力克服活门运动的阻力作用，使活门在高温下正常打开工作。
在上述技术方案中，本发明提供的一种具有温度补偿功能的航空发动机起动引气装置，具有以下有益效果：
本发明的一种具有温度补偿功能的航空发动机起动引气装置合理设计控制部与执行部的结构，利用零件材料的线膨胀系数大小关系，执行部设计成内膨胀大、外膨胀小的动态密封结构，促使高温下的零件间隙减小、漏气量减小，补偿因硫化橡胶膨胀导致的控制部排气减小量，保证运动活门在高温下的正常打开工作。
以上只通过说明的方式描述了本发明的某些示范性实施例，毋庸置疑，对于本领域的普通技术人员，在不偏离本发明的精神和范围的情况下，可以用各种不同的方式对所描述的实施例进行修正。因此，上述附图和描述在本质上是说明性的，不应理解为对本发明权利要求保护范围的限制。
Claims (8)
1.一种具有温度补偿功能的航空发动机起动引气装置，其特征在于，该引气装置包括：
引气装置本体，其上部进气、侧面排气，且所述引气装置本体具有控制部(1)和执行部(2)；
其中，所述控制部(1)包括被固定的吸引元件(101)；以及
通过所述吸引元件(101)控制运动的衔铁(102)，其能够被所述吸引元件(101)吸上、吸下，所述衔铁(102)运动后能够与所述吸引元件(101)构成闭合磁路，且所述衔铁(102)能够与其两侧的金属面形成组合密封结构；
所述执行部(2)包括执行元件(201)；以及
套设在所述执行元件(201)上的支撑套筒(202)，所述执行元件(201)的膨胀度大于支撑套筒(202)的膨胀度以形成动态密封结构。
2.根据权利要求1所述的一种具有温度补偿功能的航空发动机起动引气装置，其特征在于，所述吸引元件(101)为电磁铁，所述电磁铁设有两个、且上下布置。
3.根据权利要求1所述的一种具有温度补偿功能的航空发动机起动引气装置，其特征在于，所述控制部(1)还包括挡铁(103)，其设置于所述吸引元件(101)和衔铁(102)之间。
4.根据权利要求1所述的一种具有温度补偿功能的航空发动机起动引气装置，其特征在于，所述引气装置本体的上部开有进气口(3)，且靠近所述执行部(2)的一侧开有出气口(4)。
5.根据权利要求4所述的一种具有温度补偿功能的航空发动机起动引气装置，其特征在于，该引气装置包括设置于所述衔铁(102)上的硫化橡胶(6)，所述衔铁(102)通过硫化橡胶(6)与其两侧金属面实现组合密封。
6.根据权利要求5所述的一种具有温度补偿功能的航空发动机起动引气装置，其特征在于，所述进气口(3)和控制部(1)之间设有一排气孔(5)，所述排气孔(5)的气体流量能够随着所述硫化橡胶(6)的膨胀或回缩变形而减少或增多。
7.根据权利要求1所述的一种具有温度补偿功能的航空发动机起动引气装置，其特征在于，所述执行元件(201)为运动活门，且所述运动活门安装在一活门座(7)上。
8.根据权利要求7所述的一种具有温度补偿功能的航空发动机起动引气装置，其特征在于，所述运动活门选用高膨胀系数的材料制成，且所述支撑套筒(202)选用低膨胀系数的材料制成。
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