CN118423715A - 一种航空发动机用主燃烧室喷嘴 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种航空发动机用主燃烧室喷嘴，能够实现带燃油喷孔的喷量轴与喷嘴固定座的可拆卸安装固定，避免了常规燃油喷嘴固定座采用密封球头装配过程容易产生挤压变形而造成流量超差的问题，降低了燃油总管组件整体报废的风险，提升了燃油喷嘴的可靠性；而且通过可拆卸喷量轴上的燃油喷孔对喷嘴流量特性进行控制，可以实现在燃油总管组件上进行燃油流量均匀性高效拆装和调试，也方便使用维护。

Description

一种航空发动机用主燃烧室喷嘴

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种航空发动机用主燃烧室喷嘴。

背景技术

现阶段，航空发动机主燃烧室燃油总管和燃油喷嘴一般为分体式结构，并采用球锥配合或者焊接将二者连接为带喷嘴的燃油总管。这种形式的带喷嘴的燃油总管结构复杂，尺寸大，重量重，流量调试复杂、使用维护成本高。

此外，航空发动机对主燃烧室燃油喷嘴的流量均匀性有较高的要求，需要满足较佳的燃烧室出口温度分布，因此燃油喷嘴需经过多次反复拆装调试以满足均匀性要求。常规喷嘴组件拆装零件多，拆装工艺复杂，调试成本高。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机用主燃烧室喷嘴，能够降低了燃油总管组件整体报废的风险，提升了燃油喷嘴的可靠性，可以实现在燃油总管组件上进行燃油流量均匀性高效拆装和调试，也方便使用维护。

为了实现上述技术效果，本发明采用的技术方案是：

一种航空发动机用主燃烧室喷嘴，包括：

喷嘴固定座，所述固定座开设有安装孔和过流孔，所述过流孔与所述安装孔连通；

喷量轴，所述喷量轴通过螺纹段固定于所述安装孔内，所述喷量轴沿轴向开设有燃油喷孔，所述喷量轴上开设有连通安装孔和燃油喷孔的通油孔；所述喷量轴外壁与所述安装孔内壁之间还设置有密封胶圈和封严挡圈，所述密封胶圈和封严挡圈分别位于所述螺纹段两侧，且所述密封圈安装于靠近过流孔的喷量轴外壁位置；

缩颈段，所述缩颈段设置于所述过流孔和所述螺纹段之间的喷量轴外壁位置；

进油口，所述进油口设置于喷嘴固定座上，且所述进油口的出油端位于缩颈段对应的安装孔内壁。

进一步地，所述喷量轴的缩颈段外壁设置有环形凸台，所述环形凸台的位于通油孔和进油口的出油端之间，所述环形凸台将缩颈段与安装孔之间的腔室分割为第一腔室和第二腔室，所述第一腔室通过通油孔与燃油喷孔连通，所述第二腔室通过环形凸台与所述进油口的出油端之间的间隙连通。

进一步地，喷量轴上的通油孔数量为2～3个，所述通油孔沿喷量轴的周向均匀分布。

进一步地，所述通油孔孔径Φ0.4～Φ0.6mm，对应的燃油喷孔孔径范围为Φ0.3～Φ0.5mm，过流孔孔径范围为Φ0.8～Φ1.0mm，环形凸台与所述安装孔之间的间隙范围0.1～0.2mm。

进一步地，还包括堵头，所述喷量轴沿轴向开设有加工孔，所述加工孔与所述燃油喷孔连通，所述堵头固定于所述加工孔内，用于对所述加工孔进行封堵；所述通油孔位于所述堵头和所述燃油喷孔之间的喷量轴侧壁。

进一步地，所述喷嘴固定座上安装有锁片，所述锁片安装于远离所述过流孔的喷嘴固定座端头，所述锁片于所述喷量轴相接触，所述喷嘴固定座上设置有与锁片配合的冲点锁紧孔，用于将所述喷量轴限位在所述安装孔内。

进一步地，所述喷嘴固定座上还设置有与进油口连通的集油腔，所述集油腔用于连接进油管路。

与现有技术相比，本发明所具备的有益效果是：本发明能够实现带燃油喷孔的喷量轴与喷嘴固定座的可拆卸安装固定，避免了常规燃油喷嘴固定座采用密封球头装配过程容易产生挤压变形而造成流量超差的问题，降低了燃油总管组件整体报废的风险，提升了燃油喷嘴的可靠性；而且通过可拆卸喷量轴上的燃油喷孔对喷嘴流量特性进行控制，可以实现在燃油总管组件上进行燃油流量均匀性高效拆装和调试，也方便使用维护。

附图说明

图1为实施例中航空发动机用主燃烧室喷嘴结构示意图；

图2为主燃烧室喷嘴在进油管路上的安装结构示意图；

其中，1、喷嘴固定座；101、第一腔室；102、第二腔室；103、过流孔；104、冲点锁紧孔；105、密封球头；2、喷量轴；201、燃油喷孔；202、通油孔；203、缩颈段；204、环形凸台；3、密封胶圈；4、封严挡圈；5、进油口；6、堵头；7、锁片；8、集油腔；9、进油管路。

具体实施方式

下面结合实施例及附图对本发明作进一步的详细描述。但不应将此理解为本发明上述主题的范围仅限于以下的实施例，凡基于本发明内容所实现的技术均属于本发明的范围。

实施例

参见图1和图2，一种航空发动机用主燃烧室喷嘴，包括：

喷嘴固定座1，所述固定座开设有安装孔和过流孔103，所述过流孔103与所述安装孔连通；

喷量轴2，所述喷量轴2通过螺纹段固定于所述安装孔内，所述喷量轴2沿轴向开设有燃油喷孔201，所述喷量轴2上开设有连通安装孔和燃油喷孔201的通油孔202；所述喷量轴2外壁与所述安装孔内壁之间还设置有密封胶圈3和封严挡圈4，所述密封胶圈3和封严挡圈4分别位于所述螺纹段两侧，且所述密封圈安装于靠近过流孔103的喷量轴2外壁位置；

缩颈段203，所述缩颈段203设置于所述过流孔103和所述螺纹段之间的喷量轴2外壁位置；

进油口5，所述进油口5设置于喷嘴固定座1上，且所述进油口5的出油端位于缩颈段203对应的安装孔内壁。

在本实施例中，通过将燃油喷嘴的燃油喷孔201从喷嘴固定座1上移到了喷量轴2上，而且喷量轴2通过螺纹段固定于所述安装孔内，实现带燃油喷孔201的喷量轴2与喷嘴固定座1的可拆卸安装固定，避免了常规燃油喷嘴固定座1采用密封球头105装配过程容易产生挤压变形而造成流量超差的问题，降低了燃油总管组件整体报废的风险，提升了燃油喷嘴的可靠性；而且通过可拆卸喷量轴2上的燃油喷孔201作为节流孔对喷嘴流量特性进行控制，可以实现在燃油总管组件上进行燃油流量均匀性高效拆装更换和调试，也方便使用维护，使具有所述主燃烧室喷嘴的燃油总管能够满足小型航空发动机低成本、高可靠性的要求，提升流量调试工艺和效率，解决常规喷嘴组件拆装复杂，经济性差的问题。

本实施例中，所述喷量轴2的缩颈段203外壁设置有环形凸台204，所述环形凸台204的位于通油孔202和进油口5的出油端之间，所述环形凸台204将缩颈段203与安装孔之间的腔室分割为第一腔室101和第二腔室102，所述第一腔室101通过通油孔202与燃油喷孔201连通，所述第二腔室102通过环形凸台204与所述进油口5的出油端之间的间隙连通，能够起到调节第一腔室101、第二腔室102的压力平衡的作用，使燃油喷孔201的油量更均匀；此外环形凸台204与所述进油口5的出油端之间的间隙可采用圆柱面环缝小间隙配合，也起到了油滤的作用，能够有效防止喷量轴2燃油喷孔201发生堵塞。

为了便于喷量轴2上的燃油喷孔201的精准加工，本实施例在所述喷量轴2沿轴向开设加工孔，然后经在加工孔内的进一步加工，开设出尺寸精准的燃油喷孔201，然后采用堵头6对加工孔进行封堵；并保证所述通油孔202位于所述堵头6和所述燃油喷孔201之间的喷量轴2侧壁，确保油路正常流通。

喷嘴通过螺栓固定在发动机燃烧室外机匣上并采用密封球头105与外机匣上相配的锥面压紧密封。燃油最终通过喷嘴固定座1上的密封球头105上的过流孔103进入引流管，最终经引流管进入燃烧室火焰筒内。本实施例中，所述喷嘴固定座1上安装有锁片7，所述锁片7安装于远离所述过流孔103的喷嘴固定座1端头，所述锁片7于所述喷量轴2相接触，喷量轴2通过锁片7在喷嘴固定座1上的锁紧孔处进行冲点锁紧，实现将所述喷量轴2限位在所述安装孔内。锁紧方式简单、可靠，便于拆装维护。

本实施例中，为保证燃油的均匀性，喷量轴2上的通油孔202数量为2～3个，所述通油孔202沿喷量轴2的周向均匀分布。而且所述通油孔202孔径Φ0.4～Φ0.6mm，对应的燃油喷孔201孔径范围为Φ0.3～Φ0.5mm，过流孔103孔径范围为Φ0.8～Φ1.0mm，环形凸台204与所述安装孔之间的间隙范围0.1～0.2mm，起到节流并控制喷嘴燃油流量特性的作用。

所述喷嘴固定座1上还设置有与进油口5连通的集油腔8，所述集油腔8用于实现与进油管路9的连接。本实施例中的集油腔8为圆柱形，内径范围在Φ6～Φ9mm，深度为6～7mm。

以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种航空发动机用主燃烧室喷嘴，其特征在于，包括：

喷嘴固定座(1)，所述固定座开设有安装孔和过流孔(103)，所述过流孔(103)与所述安装孔连通；

喷量轴(2)，所述喷量轴(2)通过螺纹段固定于所述安装孔内，所述喷量轴(2)沿轴向开设有燃油喷孔(201)，所述喷量轴(2)上开设有连通安装孔和燃油喷孔(201)的通油孔(202)；所述喷量轴(2)外壁与所述安装孔内壁之间还设置有密封胶圈(3)和封严挡圈(4)，所述密封胶圈(3)和封严挡圈(4)分别位于所述螺纹段两侧，且所述密封圈安装于靠近过流孔(103)的喷量轴(2)外壁位置；

缩颈段(203)，所述缩颈段(203)设置于所述过流孔(103)和所述螺纹段之间的喷量轴(2)外壁位置；

进油口(5)，所述进油口(5)设置于喷嘴固定座(1)上，且所述进油口(5)的出油端位于缩颈段(203)对应的安装孔内壁。

2.根据权利要求1所述的航空发动机用主燃烧室喷嘴，其特征在于，所述喷量轴(2)的缩颈段(203)外壁设置有环形凸台(204)，所述环形凸台(204)的位于通油孔(202)和进油口(5)的出油端之间，所述环形凸台(204)将缩颈段(203)与安装孔之间的腔室分割为第一腔室(101)和第二腔室(102)，所述第一腔室(101)通过通油孔(202)与燃油喷孔(201)连通，所述第二腔室(102)通过环形凸台(204)与所述进油口(5)的出油端之间的间隙连通。

3.根据权利要求2所述的航空发动机用主燃烧室喷嘴，其特征在于，喷量轴(2)上的通油孔(202)数量为2～3个，所述通油孔(202)沿喷量轴(2)的周向均匀分布。

4.根据权利要求3所述的航空发动机用主燃烧室喷嘴，其特征在于，所述通油孔(202)孔径Φ0.4～Φ0.6mm，对应的燃油喷孔(201)孔径范围为Φ0.3～Φ0.5mm，过流孔(103)孔径范围为Φ0.8～Φ1.0mm，环形凸台(204)与所述安装孔之间的间隙范围0.1～0.2mm。

5.根据权利要求1所述的航空发动机用主燃烧室喷嘴，其特征在于，还包括堵头(6)，所述喷量轴(2)沿轴向开设有加工孔，所述加工孔与所述燃油喷孔(201)连通，所述堵头(6)固定于所述加工孔内，用于对所述加工孔进行封堵；所述通油孔(202)位于所述堵头(6)和所述燃油喷孔(201)之间的喷量轴(2)侧壁。

6.根据权利要求1所述的航空发动机用主燃烧室喷嘴，其特征在于，所述喷嘴固定座(1)上安装有锁片(7)，所述锁片(7)安装于远离所述过流孔(103)的喷嘴固定座(1)端头，所述锁片(7)于所述喷量轴(2)相接触；所述喷嘴固定座(1)上设置有与锁片(7)配合的冲点锁紧孔(104)，用于将所述喷量轴(2)限位在所述安装孔内。

7.根据权利要求1所述的航空发动机用主燃烧室喷嘴，其特征在于，所述喷嘴固定座(1)上还设置有与进油口(5)连通的集油腔(8)，所述集油腔(8)用于连接进油管路(9)。