CN207195042U - 航空发动机空气系统引气管路 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及发动机管路设计技术领域，具体提供了航空发动机空气系统引气管路，该引气管路具有长度大于等于10倍的管流直径的直管段，直管段装有总压测点安装座、静压测点安装座和总温测点安装座，总压测点安装座与位于其上游的最靠近其的弯管段之间的距离为7倍的管流直径，静压测点安装座位于总压测点安装座的同侧，并位于总压测点安装座下游，两者中心线相距(d+Δd)mm，d为静压测点安装座直径，Δd为最小间隙，总温测点安装座位于总压测点安装座的对侧，并位于总压测点安装座下游，且两者中心线相距d。

Description

航空发动机空气系统引气管路

技术领域

本实用新型涉及发动机管路设计技术领域，特别涉及航空发动机空气系统引气管路。

背景技术

航空发动机空气系统具有冷却热端部件的功能，空气系统引气管路用来将低温气流从高压力的压气机某截面引到低压力的热端部件。引气管路从压气机引出的高压冷气流量过多，发动机性能损失大；引气管路从压气机引出的高压冷气流量过少，热端部件冷却不足，危害发动机安全可靠性。因此，准确掌握、合理控制空气系统引气管路的流量，十分重要。

目前航空发动机空气系统引气管路设计(如管内径、管长、管路转弯个数、转弯半径及转弯之间距离的设计)只考虑管流损失、管路热应力和振动应力、发动机外部结构布局，没有管流测试性的考虑。所以现有空气系统引气管路往往形状复杂、转弯较多，弯头与弯头之间的直管段长度较短。该种引气管路具有如下缺陷：

1、由于弯头与弯头之间的直管段距离较短，管流不能充分发展，在管路截面上测量温度、压力无法获得准确稳定的测量数据，采用测量管流截面上的温度、压力的测试方法测试误差较大；只能测量管路进出口温度、压力的测试方法计算管路流量，这种测试方法由于部件试验和整机试车条件下测点位置及集气腔结构不一致会引入误差，最终获得的发动机空气系统引气管流量与真实流量偏差较大，准确度低；

2、要获得发动机上空气系统引气管路流量，需测量管路进出口的温度、压力，在发动机机匣上开孔、补加工，测试时需从发动机机匣内部引线，测试成本较高。

实用新型内容

为克服上述现有技术存在的至少一种缺陷，本实用新型提供了航空发动机空气系统引气管路，该引气管路具有直管段，所述直管段两端均连有弯管段；

所述直管段的长度大于等于10倍的管流直径，所述直管段装有总压测点安装座、静压测点安装座和总温测点安装座，

所述总压测点安装座与位于其上游的最靠近其的弯管段之间的距离为7倍的管流直径；

所述静压测点安装座位于所述总压测点安装座的同侧，所述静压测点安装座沿所述直管段轴线方向位于所述总压测点安装座下游，且两者中心线相距(d+Δd)mm，d为所述静压测点安装座直径，Δd为最小间隙；

所述总温测点安装座位于所述总压测点安装座的对侧，所述总温测点安装座沿所述直管段轴线方向位于所述总压测点安装座下游，且两者中心线相距d。

优选的，所述总压测点安装座、所述静压测点安装座和所述总温测点安装座的直径相同。

优选的，最小间隙Δd＝0.1mm。

本实用新型提供的航空发动机空气系统引气管路，具有如下有益效果：

1、技术方面：将测试性设计引入空气系统引气管路设计中，合理设计测试点所在直管段长度，使该管段管流充分发展，可以获得准确的管路截面上温度、压力测量数据，可以采用测量管流截面上的温度、压力的测试方法，获得的发动机空气系统引气管流量准确度高；

2、成本方面：要获得发动机上空气系统引气管路流量，不需对机匣补加工和从发动机机匣内部引线，只更换测点安装座堵头即可，测试成本低。

附图说明

以下参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释和说明本实用新型，而不能理解为对本实用新型的保护范围的限制。

图1是本实用新型的一种示意性实施例的整体结构示意图；

图2是本实用新型的一种示意性实施例的尺寸图。

附图标记：

10直管段

20弯管段

30总压测点安装座

40静压测点安装座

50总温测点安装座

具体实施方式

为使本实用新型实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

需要说明的是：在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例，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。基于本实用新型中的实施例，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，都属于本实用新型保护的范围。

在本实用新型的描述中，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实用新型和简化描述，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实用新型保护范围的限制。

在本文中，“示意性”表示“充当实例、例子或说明”，不应将在本文中被描述为“示意性”的任何图示、实施方式解释为一种更优选的或更具优点的技术方案。

如图1及图2所示，本实用新型提供了具有管流参数测试性设计的航空发动机空气系统引气管路，该引气管路具有直管段10，直管段10两端均连有弯管段20。将测试性设计引入空气系统引气管路设计中，在兼顾管流损失、管路热应力和振动应力、发动机外部结构布局的同时，在引气管路设计能使管流充分发展直管段10，直管段10的长度Lz大于等于10倍的管流直径D，即Lz≥10D，直管段10装有总压测点安装座30、静压测点安装座40和总温测点安装座50。

总压测点安装座30与位于其上游的最靠近其的弯管段20之间的距离为7倍的管流直径。

静压测点安装座40位于总压测点安装座30的同侧，静压测点安装座40沿直管段10轴线方向位于总压测点安装座30下游，且两者中心线相距(d+Δd)mm，d为静压测点安装座40直径，本实施例中，总压测点安装座30、静压测点安装座40和总温测点安装座50的直径相同。Δd为最小间隙。本实施例中，最小间隙Δd＝0.1mm。

总温测点安装座50位于总压测点安装座30的对侧，总温测点安装座50沿直管段10轴线方向位于总压测点安装座30下游，且两者中心线相距d。

当不需要测量管路管流参数时，用封严堵头将管路测试安装座密封。当需要测量管路管流参数时，将配套堵头换相应的测试探头。

以上所述，仅为本实用新型的具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。因此，本实用新型的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (3)

1.航空发动机空气系统引气管路，其特征在于，该引气管路具有直管段(10)，所述直管段(10)两端均连有弯管段(20)；

所述直管段(10)的长度大于等于10倍的管流直径，所述直管段(10)装有总压测点安装座(30)、静压测点安装座(40)和总温测点安装座(50)，

所述总压测点安装座(30)与位于其上游的最靠近其的弯管段(20)之间的距离为7倍的管流直径；

所述静压测点安装座(40)位于所述总压测点安装座(30)的同侧，所述静压测点安装座(40)沿所述直管段(10)轴线方向位于所述总压测点安装座(30)下游，且两者中心线相距(d+Δd)mm，d为所述静压测点安装座(40)直径，Δd为最小间隙；

所述总温测点安装座(50)位于所述总压测点安装座(30)的对侧，所述总温测点安装座(50)沿所述直管段(10)轴线方向位于所述总压测点安装座(30)下游，且两者中心线相距d。

2.根据权利要求1所述的航空发动机空气系统引气管路，其特征在于，所述总压测点安装座(30)、所述静压测点安装座(40)和所述总温测点安装座(50)的直径相同。

3.根据权利要求1所述的航空发动机空气系统引气管路，其特征在于，最小间隙Δd＝0.1mm。