CN114810354B - 航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航空发动机，其包括：轴承座；轴承，设于所述轴承座的轴承孔内；第一密封件，设于所述轴承座的第一侧，且与所述轴承座连接；第二密封件，设于所述轴承座的第二侧，且与所述轴承座连接，所述第一密封件与所述第二密封件之间形成将所述轴承包围在内的轴承腔；以及喷油组件，设于所述轴承腔内，所述喷油组件被配置为向所述轴承和所述轴承腔的内壁面温度最高的区域喷油。本发明可缓解因轴承自身发热导致的轴承腔的温度升高问题，以及有效缓解轴承腔因为增压腔泄漏热、增压腔空气对流换热等因素导致的轴承腔内壁面温度过高的问题，避免产生润滑油结焦现象。

Description

航空发动机

技术领域

本发明涉及航空航天设备领域，尤其涉及一种航空发动机。

背景技术

航空发动机的轴承腔内壁面接触润滑油，要求内壁面温度不能大于204℃，否则润滑油容易结焦。目前高温区轴承腔内壁面的热量来源主要是轴承生热量，因此喷油组件的喷嘴个数、直径大小和布局、位置主要根据由轴承生热量所决定的润滑油需求量来设计，没有考虑到增压腔内高温气体对轴承腔的泄漏热、增压腔空气对流换热、以及热区涡轮端热传导等因素，而这些热量对轴承腔温度场的影响不可忽略。并且，随着发动机转速进一步上升，或者发动机性能进一步提高，势必造成高压涡轮温度的进一步提高，此时，从热区传递的热量以及热空气温度也会增加，在此工况下，无论是轴承腔外增压腔的温度，还是轴承腔与涡轮连接壁面的温度，都有一定程度的提高，容易造成轴承腔内壁面的温度过高，产生局部壁面润滑油结焦。

发明内容

本发明的一些实施例提出一种航空发动机，用于缓解轴承腔内壁面温度过高的问题。

本发明的一些实施例提供了一种航空发动机，其包括：

轴承座；

轴承，设于所述轴承座的轴承孔内；

第一密封件，设于所述轴承座的第一侧，且与所述轴承座连接；

第二密封件，设于所述轴承座的第二侧，且与所述轴承座连接，所述第一密封件与所述第二密封件之间形成将所述轴承包围在内的轴承腔；以及

喷油组件，设于所述轴承腔内，所述喷油组件被配置为向所述轴承和所述轴承腔的内壁面温度最高的区域喷油。

在一些实施例中，所述喷油组件包括供油管和设于所述供油管的第一喷嘴，所述第一喷嘴与所述供油管连通，且向所述轴承喷油。

在一些实施例中，所述第一喷嘴的数量为两个，两个所述第一喷嘴关于所述轴承的中轴线对称设置。

在一些实施例中，所述喷油组件包括供油管和设于所述供油管的第二喷嘴，所述第二喷嘴与所述供油管连通，且向所述轴承腔的内壁面温度最高的区域喷油。

在一些实施例中，所述喷油组件包括供油管和设于所述供油管的第二喷嘴，所述第二喷嘴与所述供油管连通，且向所述轴承腔的内壁面温度最高的区域喷油，所述第二喷嘴位于两个所述第一喷嘴之间。

在一些实施例中，所述喷油组件设于所述轴承与所述第二密封件之间的所述轴承腔内。

在一些实施例中，航空发动机还包括增压腔，所述增压腔设于所述第一密封件远离所述第二密封件的一侧，所述轴承腔的内壁面温度最高的区域包括所述第二密封件上距离所述第一密封件温度最高的区域最近的部位。

在一些实施例中，所述喷油组件包括供油管和设于所述供油管的第二喷嘴，所述第二喷嘴与所述供油管连通，且向所述轴承腔的内壁面温度最高的区域喷油，所述第二喷嘴的喷射方向与中线之间具有0°～60°的夹角，沿所述航空发动机转子的转动方向，所述第二喷嘴位于所述中线的下游，其中，所述中线的延伸方向与所述轴承的径向一致，且所述中线垂直于所述轴承的中轴线。

在一些实施例中，航空发动机还包括通风管，所述通风管连通所述轴承腔，所述喷油组件包括供油管和设于所述供油管的第三喷嘴，所述第三喷嘴与所述供油管连通，所述第三喷嘴的喷油方向朝向所述通风管。

在一些实施例中，所述喷油组件包括供油管和设于所述供油管的喷嘴，所述喷嘴与所述供油管连通，所述喷嘴被配置为可根据航空发动机的转速调节喷油量。

在一些实施例中，所述喷嘴具有与所述供油管连通的第一油路，以及与所述第一油路连通且向喷射方向倾斜的第二油路；所述喷油组件还包括调节轴，所述调节轴插设于所述第一油路与所述第二油路的连接部位，所述调节轴设有第三油路，所述调节轴可转动地设置，所述第三油路在随所述调节轴的转动过程中，连通所述第一油路与所述第二油路时，所述喷嘴喷油，所述第三油路在随所述调节轴的转动过程中，与所述第二油路错开，所述喷嘴停止喷油。

在一些实施例中，所述第三油路与所述第二油路的对齐面积可调，以调节所述喷嘴的喷油量。

在一些实施例中，航空发动机还包括收油环，所述收油环设于所述轴承与所述第二密封件之间的轴承腔内，且靠近轴承的位置，所述收油环被配置为收集所述喷油组件喷射的油，且提供给所述轴承。

在一些实施例中，航空发动机还包括高压涡轮转子，所述轴承设于所述高压涡轮转子。

基于上述技术方案，本发明至少具有以下有益效果：

在一些实施例中，喷油组件设于轴承腔内，喷油组件向轴承喷油，降低轴承温度，缓解因轴承自身发热导致的轴承腔的温度升高，喷油组件向轴承腔的内壁面温度最高的区域喷油，可快速有效降低航空发动机高温区轴承腔内壁面温度，缓解轴承腔因为增压腔泄漏热、增压腔空气对流换热等因素导致的轴承腔内壁面温度过高的问题，可快速有效降低轴承腔温度，避免轴承腔内壁面温度过高，产生润滑油结焦现象。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为根据本发明一些实施例提供的航空发动机的轴承腔所在部位的示意图；

图2为根据本发明一些实施例提供的航空发动机的轴承腔内设置喷油组件以及喷油组件的喷射位置示意图；

图3为根据本发明一些实施例提供的航空发动机的轴承腔内的喷油组件的设置位置示意图；

图4为图3的局部放大示意图；

图5为根据本发明一些实施例提供的喷油组件的示意图；

图6为根据本发明一些实施例提供的喷油组件的局部剖视示意图；

图7为根据本发明一些实施例提供的喷油组件的示意图；

图8为根据本发明一些实施例提供的喷油组件的第二油路和第三油路对齐面积减小的示意图；

图9为根据本发明一些实施例提供的喷油组件的第二油路和第三油路完全错开的示意图；

图10为图8的剖视示意图；

图11为根据本发明一些实施例提供的喷油组件的第三喷嘴具有流量可调功能的示意图；

图12为图11的局部剖视示意图。

附图中标号说明如下：

1-轴承座；

2-轴承；

3-第一密封件；31-第一篦齿；

4-第二密封件；41-第二篦齿；

5-喷油组件；51-第一喷嘴；52-第二喷嘴；53-第三喷嘴；54-供油管；55-喷嘴座；501-第一油路；502-第二油路；

6-通风管；

7-收油环；

8-第三密封件；

9-调节轴；91-第三油路；

10-驱动器；

100-轴承腔；200-增压腔；300-温度最高区域；301-喷射位置。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对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。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

航空发动机处于高温区的轴承腔因为增压腔泄漏热、涡轮端热传导、增压腔空气对流换热等因素，内壁面温度大于204℃，需要降低轴承腔内壁面温度，防止润滑油在局部壁面结焦。

基于此，本公开一些实施例提供了一种航空发动机，其包括喷油组件5，喷油组件5不仅能够向轴承供油，而且还能够向轴承腔的内壁面直接喷油，从而有效降低轴承腔内温度，防止润滑油在轴承腔的局部壁面结焦。

如图1和图2所示，在一些实施例中，航空发动机包括轴承座1、轴承2、第一密封件3、第二密封件4和喷油组件5。

轴承2设于轴承座1的轴承孔内。第一密封件3设于轴承座1的第一侧，且与轴承座1连接。第二密封件4设于轴承座1的第二侧，且与轴承座1连接，第一密封件3与第二密封件4之间形成将轴承2包围在内的轴承腔100。此处，轴承座1的第一侧与第二侧为相对的两侧。

喷油组件5设于轴承腔100内，喷油组件5被配置为向轴承2和轴承腔100的内壁面温度最高的区域喷油，以降低航空发动机内处于高温区的轴承腔的内壁面温度。

由于航空发动机内处于高温区的轴承腔的温度不仅与轴承自身发热量有关，还与增压腔泄漏热、涡轮端热传导和增压腔空气对流换热等因素有关，因此，如果只考虑轴承自身的发热量对其进行供油，则将会造成发动机运转时对轴承腔实际所需的供油量严重不足的问题，进而导致轴承腔热负荷增加，轴承腔腔内运行环境恶化，甚至导致轴承过热失效情况的出现。

在一些实施例中，在轴承腔100内设置喷油组件5，喷油组件5向轴承2和轴承腔100的内壁面温度最高的区域喷油，可快速有效降低航空发动机高温区轴承腔内壁面温度，防止润滑油结焦。

在一些实施例中，如图5和图6所示，喷油组件5包括供油管54和设于供油管54的第一喷嘴51，第一喷嘴51与供油管54连通，且向轴承2喷油。

在一些实施例中，如图5和图6所示，第一喷嘴51的数量为两个，两个第一喷嘴51关于轴承2的中轴线对称设置。两个第一喷嘴51分别向轴承2喷油，润滑油能够在轴承2转动过程中，沿轴承2流动，与轴承2充分换热，降低轴承2和轴承腔100内温度。

在一些实施例中，如图5和图6所示，喷油组件5包括供油管54和设于供油管54的第二喷嘴52，第二喷嘴52与供油管54连通，且向轴承腔100的内壁面温度最高的区域喷油。

第二喷嘴52的位置、到轴承腔100的内壁面的距离取决于轴承腔热分析结果。设置时，首先通过轴承腔热分析，获取整个轴承腔温度场结果，识别判断出其中轴承腔局部壁面温度较高的位置，布置第二喷嘴52对其壁面进行喷射润滑油冷却。

在轴承腔100内设置直接向轴承腔内壁面喷射润滑油的第二喷嘴52，可直接对轴承腔内壁面进行冷却，降低轴承腔内壁面温度，防止局部结焦。

在一些实施例中，如图5和图6所示，喷油组件5包括供油管54和设于供油管54的第二喷嘴52，第二喷嘴52与供油管54连通，且向轴承腔100的内壁面温度最高的区域喷油，第二喷嘴52位于两个第一喷嘴51之间。

在一些实施例中，由于轴承2与第一密封件3之间的轴承腔100空间所限，无法布置喷油组件5，因此，喷油组件5设于轴承2与第二密封件4之间的轴承腔100内。

在一些实施例中，航空发动机还包括增压腔200，增压腔200设于第一密封件3远离第二密封件4的一侧，轴承腔100的内壁面温度最高的区域包括第二密封件4上距离第一密封件3温度最高的区域最近的部位。

由于增压腔200的泄漏热和增压腔200空气对流换热等因素，导致轴承腔100的内壁面温度最高区域300出现在第一密封件3上，轴承2与第一密封件3之间的轴承腔100内的温度较高，轴承腔100内壁面容易产生结焦，而轴承2与第一密封件3之间的轴承腔100空间有限，无法布置喷油组件，因此，将喷油组件5向第二密封件4上距离第一密封件3温度最高区域300最近的部位进行喷油，可快速有效降低第一密封件3温度最高区域300的温度。且因涡轮端热传导，将润滑油喷射在第二密封件4上，润滑油可在轴承2转动产生的气流的带动下，沿第二密封件4的周向流动，充分均匀降低第二密封件4的温度，且能够达到降低第一密封件3温度的目的。

在一些实施例中，如图5和图6所示，喷油组件5包括供油管54和设于供油管54的第二喷嘴52，第二喷嘴52与供油管54连通，且向轴承腔100的内壁面温度最高的区域喷油。

第二喷嘴52向轴承腔内壁面直接喷射润滑油，第二喷嘴52的喷射方向应考虑轴承腔内油气混合物的流动方向、流动速度，以使第二喷嘴52喷射到轴承腔内壁面的润滑油能够充分利用腔内这部分气流的作用力，形成局部的壁面油膜流动，从而有效对壁面冷却换热。

基于此，如图3和图4所示，第二喷嘴52的喷射方向与中线之间具有0°～60°的夹角，且从航空发动机顺航方向看，沿航空发动机转子的转动方向，第二喷嘴52位于中线的下游，其中，中线的延伸方向与轴承2的径向一致，且中线垂直于轴承2的中轴线。

从航空发动机顺航方向看，若航空发动机转子顺时针转动，第二喷嘴52的喷射方向与中线之间具有0°～60°的夹角，相当于第二喷嘴52的喷射位置301位于12点钟方向到2点钟方向之间。可选地，第二喷嘴52的喷射位置301位于1点钟方向到2点钟方向之间。

在轴承腔内喷嘴结构空间可达的情况下，润滑油直接喷射在轴承腔内壁面(第二密封件4)后，可顺着轴承腔内油气流动方向沿着轴承腔内壁面流动，增大润滑油与轴承腔内壁面接触面积，从而增大热交换量。

在一些实施例中，如图5和图6所示，航空发动机还包括通风管6，通风管6连通轴承腔100，喷油组件5包括供油管54和设于供油管54的第三喷嘴53，第三喷嘴53与供油管54连通，第三喷嘴53的喷油方向朝向通风管6。

轴承腔内油气温度随着发动机转速升高时，通风管6内的热负荷也随之增大，通过设置第三喷嘴53可对通风管6合理供油进行冷却。

在一些实施例中，如图7至图12所示，喷油组件5包括供油管54和设于供油管54的喷嘴，喷嘴与供油管54连通，喷嘴被配置为可根据发动机转速调节喷射油量。

喷嘴可以为上述的第一喷嘴51、第二喷嘴52或第三喷嘴53，也就是说，第一喷嘴51、第二喷嘴52和第三喷嘴53均可以具备流量调节功能。喷嘴具流量备调节功能，能够随着转速变化而实时调节供油量大小，实现喷嘴流量的可控可调，以满足航空发动机不同转速下的热负荷需求，继而对发动机轴承腔合理供油。

在一些实施例中，如图8和图9所示，喷嘴具有与供油管54连通的第一油路501，以及与第一油路501连通，向喷射方向倾斜的第二油路502；喷油组件5还包括调节轴9，调节轴9插设于第一油路501与第二油路502的连接部位，调节轴9设有第三油路91，调节轴9可转动地设置，第三油路91在随调节轴9的转动过程中，连通第一油路501与第二油路502时，喷嘴喷油(如图8所示)，第三油路91在随调节轴9的转动过程中，与第二油路502完全错开时，喷嘴停止喷油(如图9所示)。

在一些实施例中，第三油路91与第二油路502的对齐面积可调，以调节喷嘴的喷油量。

在一些实施例中，喷嘴包括喷嘴座55，喷嘴座55内形成第一油路501和第二油路502。

在一些实施例中，如图8和图9所示，喷油组件5还包括驱动器10，驱动器10设于喷嘴座55，驱动器10接收航空发动机的转速信号，根据转速信号驱动调节轴9转动，当发动机转速变化时，调节轴9上的第三油路91与第二油路502的对齐面积随之变化，在供油压力和供油温度不变的情况下，润滑油流量从而随之变化，实现对轴承腔供油量的可调可控。当发动机的转速超过某转速时，调节轴9上的第三油路91与第二油路502完全对齐，润滑油流量最大。

可选地，驱动器10包括伺服电机。伺服电机通过紧固件安装在喷嘴座55上，调节轴9与驱动器10通过轴套、销等结构连接或者调节轴9与驱动器10为一体式结构，无需连接件。

在一些实施例中，如图10所示，喷嘴座55上第二油路502与调节轴9上的第三油路91是相交的两条圆柱形流道，相交面积和第二油路502的内径大小需要考虑喷嘴孔的位置、大小和调节轴9直径及长度等因素综合设计。

在一些实施例中，如图1和图2所示，航空发动机还包括收油环7，收油环7设于轴承2与第二密封件4之间的轴承腔100内，且靠近轴承2的位置，收油环7被配置为收集喷油组件5喷射的油，且提供给轴承2。

在一些实施例中，航空发动机还包括高压涡轮转子，轴承2设于高压涡轮转子。

在一些实施例中，如图1和图2所示，航空发动机还包括第一篦齿31，第一篦齿31用于实现轴承腔100的封严。

在一些实施例中，如图1和图2所示，航空发动机还包括第二篦齿41，第二篦齿41用于实现轴承腔100的封严。

下面详细描述附图1至12所示的航空发动机的实施例。

如图1所示，第一密封件3、轴承座1、第二密封件4、第一篦齿31、第二篦齿41、收油环7、轴承2形成轴承腔100，轴承腔100外包围着增压腔200。增压腔200远离轴承腔100的一侧通过第三密封件8密封。

由于增压腔200的泄漏热和增压腔200空气对流换热等因素，导致轴承腔100的内壁面温度最高区域300出现在第一密封件3上，而第一密封件3与轴承2之间的轴承腔100的空间有限，无法安装喷油组件5，因此，在轴承2与第二密封件4之间的轴承腔100内安装喷油组件5。

喷油组件5喷出的润滑油，由收油环7收集，经过收油环7的油孔及轴承2内环上的油槽供给轴承2。

顺航向看，航空发动机转子(包括第一篦齿31、第二篦齿41和轴承2)顺时针转动。

如图2所示，喷油组件5包括第一喷嘴51、第二喷嘴52和第三喷嘴53。第一喷嘴51向轴承2喷油。第二喷嘴52向第二密封件4喷油，且第二喷嘴52的喷射位置301与第一密封件3上温度最高区域300的距离最近，以加快第一密封件3的冷却。虽然第二喷嘴52的喷射位置301可以位于轴承座1与温度最高区域300最近的位置，但考虑到轴承腔100内在轴承2的转动下引起的油气旋转流动，以及涡轮端热传导等因素，将第二喷嘴52的喷射位置301位于第二密封件4，能够使油在旋转油气的带动下旋转流动，对第二密封件4进行均匀充分冷却，提高冷却效率。为防止油雾在通风管6内积聚结焦，第三喷嘴53向通风管6内喷射润滑油进行冷却。

如图3和图4所示，顺航向看，航空发动机转子顺时针转动时，喷油组件5中的第二喷嘴52的喷射位置301为顺航向12点钟方向至2点钟方向之间。润滑油直接喷射在第二密封件4的内壁面后，可顺着轴承腔内油气流动方向沿着第二密封件4的内壁面流动，增大润滑油与轴承腔内壁面的接触面积，从而增大热交换量。

如图5和图6所示，喷油组件5包括供油管54，供油管54为弧形，沿轴承腔100的弧形空间设置，供油管54的两端分别设有第一喷嘴51，第一喷嘴51位于同一直线，相对于轴承2的中轴线对称设置，能够对轴承2上间隔180度的两个部位喷油，在轴承2转动时，间隔180度的两个部位上的油能够沿轴承2周向流动，增大润滑油与轴承的接触面积，从而增大热交换量。供油管54上位于两个第一喷嘴51之间设有第二喷嘴52，第二喷嘴52向顺航向12点钟方向至2点钟方向之间喷油，在第二喷嘴52的附近设置第三喷嘴53，第三喷嘴53向通风管6喷油。

如图7所示，第二喷嘴52包括喷嘴座55，对第二喷嘴52进行截面分析如图8和图9所示。

如图8和图9所示，喷嘴座55内设有第一油路501和第二油路502，第一油路501和第二油路502的连接处插设有调节轴9，调节轴9内设有第三油路91。喷嘴座55外设有驱动器10，驱动器10连接调节轴9，用于驱动调节轴9转动。驱动器10接收航空发动机的转速信号，且根据转速信号驱动调节轴9转动。当航空发动机的转速变化时，受驱动的调节轴9上的第三油路91与第二油路502的对齐面积随之变化，从而润滑油流量随之变化，起到流量调节的作用。

如图8所示，当发动机转速超过某转速时，调节轴9上的第三油路91与第二油路502完全对齐，在供油压力和供油温度不变的情况下，润滑油流量最大。

如图9所示，当发动机转速减小，调节轴9上的第三油路91与第二油路502对齐面积减小，润滑油流量减小，当发动机转速减小到某一转速值以下，驱动器10带动调节轴9转动，使第三油路91与第二油路502对齐面积为零，处于完全关闭状态，无润滑油从第二喷嘴52喷出。

如图10所示，喷嘴座15上第二油路502与调节轴9上的第三油路91是相交的两个圆柱形流道，相交面积和第二油路502的孔径大小需要根据第二喷嘴52的位置、大小和调节轴9直径及其长度等因素综合设计。

如图11和图12所示，第三喷嘴53同样可具有流量调节功能。第三喷嘴53的喷嘴座上安装驱动器10，驱动器10接收航空发动机转速信号，根据转速信号驱动调节轴9转动，当发动机转速变化时，调节轴9上的第三油路91与第二油路502的对齐面积变化，在供油压力和供油温度不变的情况下，从而润滑油流量随之变化。图12中的旋转箭头表示调节轴9的旋转方向。

基于上述本发明的各实施例，在没有明确否定的情况下，其中一个实施例的技术特征可以有益地与其他一个或多个实施例相互结合。

在本发明的描述中，需要理解的是，使用“第一”、“第二”、“第三”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对上述零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

最后应当说明的是:以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。

Claims (14)

1.一种航空发动机，其特征在于，包括：

轴承座(1)；

轴承(2)，设于所述轴承座(1)的轴承孔内；

第一密封件(3)，设于所述轴承座(1)的第一侧，且与所述轴承座(1)连接；

第二密封件(4)，设于所述轴承座(1)的第二侧，且与所述轴承座(1)连接，所述第一密封件(3)与所述第二密封件(4)之间形成将所述轴承(2)包围在内的轴承腔(100)；以及

喷油组件(5)，设于所述轴承腔(100)内，所述喷油组件(5)被配置为向所述轴承(2)和所述轴承腔(100)的内壁面温度最高的区域喷油。

2.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述喷油组件(5)包括供油管(54)和设于所述供油管(54)的第一喷嘴(51)，所述第一喷嘴(51)与所述供油管(54)连通，且向所述轴承(2)喷油。

3.如权利要求2所述的航空发动机，其特征在于，所述第一喷嘴(51)的数量为两个，两个所述第一喷嘴(51)关于所述轴承(2)的中轴线对称设置。

4.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述喷油组件(5)包括供油管(54)和设于所述供油管(54)的第二喷嘴(52)，所述第二喷嘴(52)与所述供油管(54)连通，且向所述轴承腔(100)的内壁面温度最高的区域喷油。

5.如权利要求3所述的航空发动机，其特征在于，所述喷油组件(5)包括供油管(54)和设于所述供油管(54)的第二喷嘴(52)，所述第二喷嘴(52)与所述供油管(54)连通，且向所述轴承腔(100)的内壁面温度最高的区域喷油，所述第二喷嘴(52)位于两个所述第一喷嘴(51)之间。

6.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述喷油组件(5)设于所述轴承(2)与所述第二密封件(4)之间的所述轴承腔(100)内。

7.如权利要求6所述的航空发动机，其特征在于，还包括增压腔(200)，所述增压腔(200)设于所述第一密封件(3)远离所述第二密封件(4)的一侧，所述轴承腔(100)的内壁面温度最高的区域包括所述第二密封件(4)上距离所述第一密封件(3)温度最高的区域最近的部位。

8.如权利要求7所述的航空发动机，其特征在于，所述喷油组件(5)包括供油管(54)和设于所述供油管(54)的第二喷嘴(52)，所述第二喷嘴(52)与所述供油管(54)连通，且向所述轴承腔(100)的内壁面温度最高的区域喷油，所述第二喷嘴(52)的喷射方向与中线之间具有0°～60°的夹角，沿所述航空发动机转子的转动方向，所述第二喷嘴(52)位于所述中线的下游，其中，所述中线的延伸方向与所述轴承(2)的径向一致，且所述中线垂直于所述轴承(2)的中轴线。

9.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，还包括通风管(6)，所述通风管(6)连通所述轴承腔(100)，所述喷油组件(5)包括供油管(54)和设于所述供油管(54)的第三喷嘴(53)，所述第三喷嘴(53)与所述供油管(54)连通，所述第三喷嘴(53)的喷油方向朝向所述通风管(6)。

10.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述喷油组件(5)包括供油管(54)和设于所述供油管(54)的喷嘴，所述喷嘴与所述供油管(54)连通，所述喷嘴被配置为可根据航空发动机的转速调节喷油量。

11.如权利要求10所述的航空发动机，其特征在于，所述喷嘴具有与所述供油管(54)连通的第一油路(501)，以及与所述第一油路(501)连通且向喷射方向倾斜的第二油路(502)；所述喷油组件(5)还包括调节轴(9)，所述调节轴(9)插设于所述第一油路(501)与所述第二油路(502)的连接部位，所述调节轴(9)设有第三油路(91)，所述调节轴(9)可转动地设置，所述第三油路(91)在随所述调节轴(9)的转动过程中，连通所述第一油路(501)与所述第二油路(502)时，所述喷嘴喷油，所述第三油路(91)在随所述调节轴(9)的转动过程中，与所述第二油路(502)错开，所述喷嘴停止喷油。

12.如权利要求11所述的航空发动机，其特征在于，所述第三油路(91)与所述第二油路(502)的对齐面积可调，以调节所述喷嘴的喷油量。

13.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，还包括收油环(7)，所述收油环(7)设于所述轴承(2)与所述第二密封件(4)之间的轴承腔(100)内，且靠近轴承(2)的位置，所述收油环(7)被配置为收集所述喷油组件(5)喷射的油，且提供给所述轴承(2)。

14.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，还包括高压涡轮转子，所述轴承(2)设于所述高压涡轮转子。