CN116498441A - 一种多功能航空燃气涡轮发动机通风装置、航空发动机 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种多功能航空燃气涡轮发动机通风装置，包括：壳体，一端设置有第一入口；多孔材料，填充设置在壳体内与通风器连接的一端，其中，多孔材料的孔隙率由第一入口往尾喷管方向依次递增；感温感压活门，设置在所述壳体内远离第一入口的另一端，所述感温感压活门包括活门入口、第一出口、第二出口、第一压力感应端、第二压力感应端、温度感应端、感压活门、感温活门，位于多孔材料和感温感压活门之间的壳体内居中设置有锥形螺旋通道，所述锥形螺旋通道外周壁与壳体的内壁之间设置有环形折流通道，环形折流通道中设置有环形单向活门。本申请解决了发动机紧急停车使滑油进入尾喷管导致着火，以及在飞行异常情况下出现内部滑油泄漏的问题。

Description

一种多功能航空燃气涡轮发动机通风装置、航空发动机

技术领域

本申请涉及发动机技术领域，特别地，涉及一种多功能航空燃气涡轮发动机通风装置、航空发动机。

背景技术

目前航空燃气涡轮发动机常采用封闭循环式滑油系统，一般由供油、回油及通风子系统组成，供油子系统主要向发动机各润滑点提供经过滤、冷却的压力滑油，回油子系统将各回油腔室内的滑油和部分轴承腔泄漏空气抽回油箱，通风子系统将各回油腔室中的油气通往附件传动机匣，再经通风器除油后排至发动机外。

在滑油通风子系统中，一般需在各主轴承腔、齿轮箱及滑油箱等腔内设置通风管，油气混合物经通风管从各腔汇集于附件传动腔，经通风器油气分离后，从通风管排出尾喷管。由于尾喷管中燃气温度高，从通风管排出的经油气分离后的油气混合物在此高温环境下，与燃气混合燃烧后随尾气排出，在正常情况下，因滑油含量较低，一般不会产生滑油着火现象。但在紧急停车等情况下，腔室容积较大的滑油腔压力仍较高，大量油气混合物通过封严间隙泄漏至流道，并在尾喷口处燃烧着火，由于通风管内也存在油气混合物，火焰可能会通过通风管，进入附件传动腔体，导致通风管内、附件传动腔内结焦甚至着火，结焦形成的油泥会堵塞通风器和通风管路，引起不必要的维护。另外，在飞机异常飞行情况下，例如发动机涡轮出口旋流，或螺旋桨起空气制动器时，尾喷管内压力升高，可能导致高温气流倒灌，间接导致轴承腔内封严装置出现负压差，引起内部滑油泄漏。

现有传统滑油通风装置，无法解决发动机紧急停车情况下通风路油气混合物导致尾喷管着火，以及在飞行异常情况下，尾喷管内压力升高，导致燃气倒灌，引起轴承腔内封严装置出现负压差及内部滑油泄漏的问题。

在其它领域已有使用金属泡沫的火焰捕捉装置，但其高火焰捕捉能力意味着高流阻，这在航空发动机滑油通风系统中是不能接受的，且对高速火焰捕捉能力有限。

发明内容

针对上述技术问题，本申请一方面提供了一种多功能航空燃气涡轮发动机通风装置，以解决现有滑油通风装置无法解决发动机紧急停车情况下通风路油气混合物导致尾喷管着火，以及在飞行异常情况下，尾喷管内压力升高，导致燃气倒灌，引起轴承腔内封严装置出现负压差及内部滑油泄漏的技术问题。

本申请采用的技术方案如下：

一种多功能航空燃气涡轮发动机通风装置，包括：

壳体，一端设置有连通通风器的第一入口；

多孔材料，填充设置在所述壳体内与通风器连接的一端，其中，多孔材料的孔隙率由第一入口往尾喷管方向依次递增；

感温感压活门，设置在所述壳体内远离第一入口的另一端，所述感温感压活门包括活门入口、第一出口、第二出口、第一压力感应端、第二压力感应端、温度感应端、感压活门、感温活门，所述第一压力感应端和第二压力感应端通过引压管路与感压活门相连接，所述温度感应端与感温活门相连接，所述活门入口设于壳体内，所述第一出，与发动机尾喷管连通，所述第二出口与备用排气管连通，所述第一压力感应端用于感应多孔材料上游的第一入口处的内压P1，所述第二压力感应端用于感应壳体内活门入口处的内压P2，所述温度感应端用于感应第一出口处的温度T1，当P1与P2的差值大于设定值时，所述感压活门动作，活门入口与第二出口连通，反之则活门入口与第一出口连通；当T1大于设定值时，所述感温活门动作，活门入口与第二出口连通，反之则活门入口与第一出口连通；

位于所述多孔材料和感温感压活门之间的壳体内居中设置有锥形螺旋通道，所述锥形螺旋通道的大端指向多孔材料，小端指向感温感压活门，所述锥形螺旋通道外周壁与壳体的内壁之间设置有环形折流通道，所述环形折流通道中设置有仅能向感温感压活门方向打开的环形单向活门。

进一步地，所述多孔材料采用泡沫陶瓷。

进一步地，所述多孔材料采用泡沫金属。

进一步地，所述壳体在所述多孔材料的下方设置有集油腔。

本申请另一方面还提供了一种航空发动机，包括如所述的多功能航空燃气涡轮发动机通风装置。

相比现有技术，本申请具有以下有益效果：

1、本申请解决了发动机紧急停车情况下通风路油气混合物导致尾喷管着火问题；

2、本申请解决在飞行异常情况下，尾喷管内压力升高，导致轴承腔内封严装置出现负压差，引起内部滑油泄漏的问题；

3、本申请通风装置内部填充具有不同孔隙率的多孔材料，多孔材料一方面可进一步降低排气中的滑油含量，减少污染排放，同时，通过组合多个不同孔隙率多孔材料，可在感温感压活门失效尾喷管燃气倒灌情况下，起到火焰捕捉器的作用，避免滑油系统内部着火，同时不引起系统流阻显著提高；

4、本申请的通风装置内部设置了包含环形折流通道和内部锥形螺旋通道的双层通道结构，可在感温感压活门、环形单向活门分别失效及同时失效情况下，提升多孔材料对高速火焰的捕捉能力，同时能够防止通风受阻情况。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本申请还有其它的目的、特征和优点。下面将参照附图，对本申请作进一步详细的说明。

附图说明

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

图1为本申请优选实施例提供的一种多功能航空燃气涡轮发动机通风装置组成示意图；

图中：1、第一入口；2、多级多孔材料；3、壳体；4、环形单向活门；5、环形折流通道；6、锥形螺旋通道；7、感温感压活门；8、第一出口；9、第二出口；10、活门入口；11、集油腔。

具体实施方式

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。

参照图1，本申请的优选实施例提供了一种多功能航空燃气涡轮发动机通风装置，包括：

壳体3，一端设置有连通通风器的第一入口1；

多孔材料2，填充设置在所述壳体3内与通风器连接的一端，其中，多孔材料2的孔隙率由第一入口1往尾喷管方向依次递增，本实施例中多孔材料2由三级泡沫金属组成，各级泡沫金属的孔隙率由第一入口1往尾喷管方向依次递增，可选地，多孔材料2也可由三级泡沫陶瓷组成，各级泡沫陶瓷的孔隙率由第一入口1往尾喷管方向依次递增；

感温感压活门7，设置在所述壳体3内远离第一入口1的另一端，所述感温感压活门7包括活门入口10、第一出口8、第二出口9、第一压力感应端、第二压力感应端、温度感应端、感压活门、感温活门，所述第一压力感应端和第二压力感应端通过引压管路与感压活门相连接，所述温度感应端与感温活门相连接，所述活门入口10设于壳体3内，所述第一出，8与发动机尾喷管连通，所述第二出口9与备用排气管连通，所述第一压力感应端用于感应多孔材料2上游的第一入口1处的内压P1，所述第二压力感应端用于感应壳体3内活门入口10处的内压P2，所述温度感应端用于感应第一出口处的温度T1，当P1与P2的差值大于设定值时，所述感压活门动作，活门入口10与第二出口9连通，反之则活门入口10与第一出口8连通；当T1大于设定值时，所述感温活门动作，活门入口10与第二出口9连通，反之则活门入口10与第一出口8连通；

位于所述多孔材料2和感温感压活门7之间的壳体3内居中设置有锥形螺旋通道6，所述锥形螺旋通道6的大端指向多孔材料2，小端指向感温感压活门7，所述锥形螺旋通道6外周壁与壳体3的内壁之间设置有环形折流通道5，所述环形折流通道5中设置有仅能向感温感压活门7方向打开的环形单向活门4。

优选地，所述壳体3在所述多孔材料2的下方设置有集油腔11。

本申请另一方面还提供了一种航空发动机，包括如所述的多功能航空燃气涡轮发动机通风装置。

下面对上述实施例提供的多功能航空燃气涡轮发动机通风装置的工作原理做详细说明。

所述通风装置一方面可防止发动机紧急停车情况下，大量油气混合物通过通风装置进入尾喷管导致火灾；另一方面可防止异常飞行情况下，尾喷管内压力升高，导致轴承腔封严装置压差为负，出现滑油内部泄漏问题；壳体3内集成不同孔隙率的多层金属泡沫，对进入尾喷管内的油气混合物进行二次油气分离，同时，也可以在感温感压活门7和环形单向活门4失效情况下，利用金属泡沫的流阻低、耐高温、阻燃性、高强度等优点，并结合包含锥形螺旋通道6和环形折流通道5的双层通道结构在不显著增加流阻的同时，阻拦高速火焰进入滑油系统。

所述通风装置一般将该装置安装于发动机通风管上，有一个入口和两个出口，正常工作情况下，第一入口1与第一出口8相通，第二出口9封闭，通风器出口油气直接排入尾喷管；在紧急停车及尾喷管燃气倒灌情况下，第一入口1与第二出口9相通，第一出口8封闭，通风器出口油气直接经过备用排气管排出。

上述实施例通过设置感温感压活门7实现上述转换功能，该感温感压活门7功能类似两位三通阀，可感受第一入口1处的内压P1、活门入口10处的内压P2及第一出口处的温度T1，当P1与P2的差值大于设定值时，也就是紧急停车情况下大量油气通过金属泡沫，导致金属泡沫前后压差增加时，感压活门动作，第一入口1与第二出口9连通；而在出现高温燃气倒灌情况时，由于燃气温度较正常工作时通风管内的温度高，感温活门内温度感受元件产生预定变形，导致感温活门动作，第一入口1与第二出口9连通；在感温感压活门7前部设置双层通道结构，该双层通道结构由外部的环形折流通道5和内部的锥形螺旋通道6组成，在环形折流通道5内部设置了环形单向活门4，在正常通风时，该环形单向活门4开启，由于锥形螺旋通道6的流阻大，大部分正常通风气流通过环形折流通道5流出；在感温感压活门7失效且燃气倒灌情况下，环形单向活门4关闭，燃气只能从锥形螺旋通道6通过，燃气在锥形螺旋通道6内部运动过程中，受离心力影响，其流速不断降低，且越靠近锥形螺旋通道6的出口阻力越大，同时由于流向改变，燃气沿轴向的速度更低，从而提高了后方金属泡沫对高速火焰的捕捉能力；另外，在感温感压活门7和环形单向活门同时失效，且燃气倒灌时，利用环形折流通道5结构，对燃气进行转向，降低其沿轴向的速度，同样可以提高后方金属泡沫对高速火焰的捕捉能力；同时，双层通道结构也可避免环形单向活门4失效时，出现通风受阻的情况。

通过在通风器出口和感温感压活门7之间填充多级金属泡沫结构，各级泡沫金属的孔隙率由第一入口1往尾喷管方向依次递增，本申请利用高孔隙率金属泡沫的高火焰捕捉能力以及对微小油滴的高捕捉能力，提升火焰捕捉能力，降低滑油消耗量，同时其余各级设置为孔隙率较低的金属泡沫，可降低系统流阻，防止火焰进入滑油系统，同时金属泡沫底部设置了集油腔结构，用于收集金属泡沫二次分离的滑油，以便再次回收利用。

综上所述，本申请的多功能航空燃气涡轮发动机通风装置解决了发动机紧急停车滑油腔内油气混合物通过通风管进入尾喷管导致着火，以及在飞行异常情况下，尾喷管内压力升高，导致轴承腔内封严装置出现负压差，出现内部滑油泄漏的问题。

尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。

显然，本领域技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (5)

1.一种多功能航空燃气涡轮发动机通风装置，其特征在于，包括：

壳体(3)，一端设置有连通通风器的第一入口(1)；

多孔材料(2)，填充设置在所述壳体(3)内与通风器连接的一端，其中，多孔材料(2)的孔隙率由第一入口(1)往尾喷管方向依次递增；

感温感压活门(7)，设置在所述壳体(3)内远离第一入口(1)的另一端，所述感温感压活门(7)包括活门入口(10)、第一出口(8)、第二出口(9)、第一压力感应端、第二压力感应端、温度感应端、感压活门、感温活门，所述第一压力感应端和第二压力感应端通过引压管路与感压活门相连接，所述温度感应端与感温活门相连接，所述活门入口(10)设于壳体(3)内，所述第一出，(8)与发动机尾喷管连通，所述第二出口(9)与备用排气管连通，所述第一压力感应端用于感应多孔材料(2)上游的第一入口(1)处的内压P1，所述第二压力感应端用于感应壳体(3)内活门入口(10)处的内压P2，所述温度感应端用于感应第一出口处的温度T1，当P1与P2的差值大于设定值时，所述感压活门动作，活门入口(10)与第二出口(9)连通，反之则活门入口(10)与第一出口(8)连通；当T1大于设定值时，所述感温活门动作，活门入口(10)与第二出口(9)连通，反之则活门入口(10)与第一出口(8)连通；

位于所述多孔材料(2)和感温感压活门(7)之间的壳体(3)内居中设置有锥形螺旋通道(6)，所述锥形螺旋通道(6)的大端指向多孔材料(2)，小端指向感温感压活门(7)，所述锥形螺旋通道(6)外周壁与壳体(3)的内壁之间设置有环形折流通道(5)，所述环形折流通道(5)中设置有仅能向感温感压活门(7)方向打开的环形单向活门(4)。

2.根据权利要求1所述的多功能航空燃气涡轮发动机通风装置，其特征在于，所述多孔材料(2)采用泡沫陶瓷。

3.根据权利要求1所述的多功能航空燃气涡轮发动机通风装置，其特征在于，所述多孔材料(2)采用泡沫金属。

4.根据权利要求1所述的多功能航空燃气涡轮发动机通风装置，其特征在于，所述壳体(3)在所述多孔材料(2)的下方设置有集油腔(11)。

5.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1至4中任一项所述的多功能航空燃气涡轮发动机通风装置。