CN212106055U - 航空发动机和飞行器 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及航空发动机防火技术领域，特别涉及一种航空发动机和飞行器。本实用新型的航空发动机，包括：密封装置，用于密封航空发动机的火区，密封装置包括密封件，密封件内部设有空腔；外涵流道；和引气通道，连通外涵流道和空腔。通过将外涵流道中的低温高压气体引入密封件的空腔中，本实用新型能够有效提高防火可靠性。

Description

航空发动机和飞行器

技术领域

本实用新型涉及航空发动机防火技术领域，特别涉及一种航空发动机和飞行器。

背景技术

在航空发动机中，核心机舱包裹核心机及相关附件和管路，由于同时存在点火源和可燃液体，因此，一般被定义为火区。按照适航要求，火区一般需设置密封防火系统，以在发生火灾时，将火情限制在一定范围内。

密封防火系统一般包括密封件，密封件对部件接口处间隙进行密封，以形成防火边界，防止火焰由火区窜至非火区，引发安全事故。

相关技术中，密封件中空，被安装于一个被密封件上，并被另一个被密封件压缩，以堵塞两个被密封件之间的间隙，形成防火边界。这种情况下，密封件单纯依靠自身的压缩回弹来进行密封防火，属于被动防火方式，不仅对密封件的压缩回弹性能要求较高，且防火可靠性较差，易在火灾高温及长时间使用等因素的影响下，出现密封失效，还需定期更换，增加成本。

实用新型内容

本实用新型旨在提供一种防火可靠性更高的航空发动机和飞行器。

本实用新型所提供的航空发动机，包括：

密封装置，用于密封航空发动机的火区，密封装置包括密封件，密封件内部设有空腔；

外涵流道；和

引气通道，连通外涵流道和空腔。

在一些实施例中，航空发动机还包括引气阀，引气阀设置在引气通道上，用于控制引气通道的通断。

在一些实施例中，航空发动机包括火警探测器，火警探测器用于探测火区是否发生火灾，引气阀与火警探测器电连接，并在火警探测器探测到火区内部发生火灾时，控制引气通道连通。

在一些实施例中，航空发动机包括发动机电子控制器，引气阀通过发动机电子控制器与火警探测器电连接，发动机电子控制器在火警探测器探测到火区发生火灾时，控制引气阀连通引气通道。

在一些实施例中，引气阀设置在航空发动机的外涵分墙上。

在一些实施例中，密封件上设有排气孔，排气孔连通空腔和密封件的外部。

在一些实施例中，密封件包括主体部和支腿部，空腔位于主体部中，支腿部设置在主体部上。

在一些实施例中，支腿部包括两个支腿，两个支腿的第一端均与主体部连接，两个支腿的第二端向远离主体部的方向延伸并在远离主体部的方向上彼此远离。

在一些实施例中，密封装置包括至少两个密封件，至少两个密封件的空腔彼此连通。

本实用新型所提供的飞行器，包括本实用新型的航空发动机。

通过将外涵流道中的低温高压气体引入密封件的空腔中，本实用新型能够有效提高防火可靠性。

通过以下参照附图对本实用新型的示例性实施例进行详细描述，本实用新型的其它特征及其优点将会变得清楚。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述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实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出本实用新型航空发动机的防火原理。

图2示出本实用新型航空发动机的部分结构示意图。

图3示出图2中的I局部放大示意图。

图4示出外涵分墙在外涵流道侧的局部示意图。

图5示出本实用新型密封装置的结构示意图。

图6示出图5的A-A剖面局部示意图。

图7示出图5的II局部放大示意图。

图8示出本实用新型密封件的结构及状态变化示意图。

图9示出图8的B-B剖视图。

图中：

1、密封装置；

11、密封件；111、主体部；112、支腿部；112a、支腿；1a、排气孔；1b、空腔；1c、颈缩段；

12、保持件；13、紧固件；

2、外涵流道；21、外涵分墙；

3、引气阀；

4、火警探测器；

5、发动机电子控制器；

61、引气通道；62、电缆；

7、被密封件；8、核心机舱；9、短舱；

C、火区；D、非火区。

具体实施方式

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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本实用新型及其应用或使用的任何限制。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有开展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。

对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。

在本实用新型的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是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，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者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；方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。

在本实用新型的描述中，需要理解的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，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实用新型保护范围的限制。

此外，下面所描述的本实用新型不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

在相关技术中的被动防火方式中，一方面，密封件的回弹性能及使用寿命易受到火灾所产生高温的影响，另一方面，发生火灾时，被密封件易发生高温变形，导致两个被密封件间的间隙增大，密封件的压缩量变小，以致于密封件无法完全堵塞两个被密封件间的间隙，再一方面，密封件的回弹量随使用时间增长而减小，这些均影响防火可靠性，且由于需要选用压缩回弹性能更好的密封件，或需要较经常更换密封件，因此，还增加成本。

基于上述发现，本实用新型对航空发动机进行改进，以提高防火可靠性。

图1-9示例性地示出本实用新型航空发动机的结构及防火原理。

参照图1-9，本实用新型所提供的航空发动机，包括：

密封装置1，用于密封航空发动机的火区C，密封装置1包括密封件11，密封件11内部设有空腔1b；

外涵流道2；和

引气通道61，连通外涵流道2和空腔1b。

其中，火区C为航空发动机的存在点火源和可燃液体的区域，也是火灾发生的区域，例如指核心机舱8内的区域。非火区D为航空发动机的火区C之外的区域。

外涵流道2和内涵流道被用作空气流经航空发动机的两条气体流道。其中，内涵流道为位于核心机舱8内部的气体流道，其引导进入航空发动机的一部分气体流经核心机舱8内的核心机8，进入燃烧室与燃料混合，燃烧做功。而外涵流道2为位于核心机舱8和短舱之间的气体流道，其引导进入航空发动机的另一部分气体在核心机8 的外部流过，这部分气体不进入燃烧室参与燃烧，一般温度较低，压力较高，为低温高压气体。

引气通道61将外涵流道2与密封件11上的空腔1b连通，使得外涵流道2内的一部分气体能够被引至空腔1b中。由于外涵流道2 的气体为低温高压气体，因此，将外涵流道2中的气体引至空腔1b 中，一方面，可以利用外涵气体的低温特点，对密封件11进行降温，减少外部环境高温，尤其火灾发生时的高温，对密封件11的影响，改善密封件11的回弹性能，并延长密封件11的使用寿命，另一方面，还可以利用外涵气流的高压特点，对密封件11进行进一步膨胀，弥补由于被密封件7变形等原因造成的间隙变化，并弥补密封件11随时间延长所减少的回弹量，使密封件11能够可靠地压实于两被密封件7之间，稳定地对两被密封件7之间的间隙进行充分堵塞密封，这些都有利于提高防火可靠性。

可见，本实用新型通过设置连通外涵流道2与密封件11上空腔 1b的引气通道61，使得航空发动机的防火方式由被动防火方式改变为主动防火方式，通过主动向密封件11中引入高压外涵冷气，来提高密封件11的压缩回弹性能及对两被密封件7之间间隙变化的适应性，进而有效提高防火可靠性，降低火情外泄风险。

并且，本实用新型的主动防火方式，还能降低对密封件11自身压缩回弹性能的要求，因此，还有利于降低密封件11的更换频率，节约成本。

密封装置1中一般不止一个密封件11。为了进一步改善防火可靠性，参照图5-7，当密封装置1包括至少两个密封件11时，将这至少两个密封件11的空腔1b设置为彼此连通的。此时，密封装置1 被构造为整体连通的，这样，对其中一个密封件11通入外涵气体，则所有的密封件11均被通入外涵气体，从而所有密封件11均能在外涵气体的作用下被冷却和膨胀，形成更严密的防火边界，实现更可靠的防火效果。同时，由于这种情况下，只需设置一条引气通道61，即可实现对所有密封件11的冷却膨胀，因此，还有利于简化结构，节约成本。

参照图1-5，一些实施例中，航空发动机还包括引气阀3，引气阀3设置在引气通道61上，用于控制引气通道61的通断。通过设置引气阀3，能够实现对引气通道61通断的控制，方便根据实际需要控制是否将外涵气体引入密封件11内部。

例如，参照图1，一些实施例中，引气阀3被设置为与航空发动机的火警探测器4电连接，并在火警探测器4探测到火区内部发生火灾时，控制引气通道61连通。基于此，引气阀3根据火警探测器4 的探测结果来控制是否连通引气通道61，并仅在火区发生火灾时才控制引气通道61连通，使得能够更有针对性地进行主动防火，并便于在发生火灾时，更快速地响应，启动主动防火方式。而且，由于航空发动机一般都设有火警探测器4，因此，也不会过多增加结构部件，结构较为简单，改进成本较低。

接下来结合图1-9所示的实施例对本实用新型予以进一步地说明。

如图1-9所示，在该实施例中，航空发动机包括核心机舱8、短舱9、发动机电子控制器5和密封防火系统。密封防火系统包括密封装置1、火警探测器4和通气装置。密封装置1包括具有密封件11 和保持件12的密封单元。通气装置包括引气通道61和引气阀3。

核心机舱8罩设于核心机(图中未示出)外部。核心机舱8与核心机之间设有内涵流道。核心机为航空发动机的核心动力部分，例如包括压气机、燃烧室和涡轮等。

如图2所示，短舱9罩设于核心机舱8外部。短舱9与核心机舱 8之间设有外涵流道2。

由风扇(图中未示出)吸入的空气一部分经由内涵流道，进入燃烧室，与由燃料获得的燃气一起，燃烧喷射，实现燃烧做功过程，而由风扇吸入的另一部分空气则进入外涵流道2，产生例如发动机80％的正推力。

核心机舱8和短舱9均起到一定的整流作用，二者又可以分别称为内部整流罩和外部整流罩。且航空发动机通过短舱9悬挂至机翼上的挂架上。

流经外涵流道2的气体称为外涵气体。外涵气体为低温高压气体。

并且，核心机舱8内部同时存在点火源和可燃液体，一般被称为火区C。

密封防火系统用于密封隔离火区C和非火区D(火区C之外的区域)，以防止火情由火区C蔓延至非火区D，以提高飞行安全性。

其中，如图2及图5-9所示，密封防火系统的密封装置1包括多个密封单元，这些密封单元对不同被密封件7的接口进行密封，以形成完整的防火边界。

为了简化结构，各密封单元采用相同的结构。如图8和图9所示，在该实施例中，密封单元的密封件11为由橡胶等材料制成的弹性密封件，其设置在相邻的两个被密封件7之间，通过保持件12安装于其中一个被密封件7上，并被另一个被密封件7压缩，以实现对两个被密封件7之间间隙的密封。

为了方便描述，以下将被密封件11密封的两个被密封件7中，用于安装密封件11的一个被密封件7称为第一被密封件，且用于压缩密封件11的另一个被密封件7称为第二被密封件。

如图8-9所示，密封件11包括主体部111和支腿部112。主体部111大致呈环形，内部设有空腔1b。支腿部112设置在主体部111 上，用于支撑主体部111，并实现密封件11在第一被密封件上的安装固定。具体地，支腿部112包括两个支腿112a，两个支腿112a的第一端均与主体部111连接，两个支腿112a的第二端向远离主体部 111的方向延伸并在远离主体部111的方向上彼此远离。基于此，密封件11的横截面呈类Ω型。

保持件12用于实现密封件11在第一被密封件上的安装固定。如图8和图9所示，保持件12例如通过紧固件13连接于第一被密封件上，并大致呈C字型，所形成的C形卡槽供支腿部112插入，支腿部112的两个支腿112a与卡槽卡接，实现密封件11与保持件12的连接，进而实现密封件11在第一被密封件上的安装。

如图8和图9所示，未被第二被密封件压缩时，密封件11处于原始状态，压缩量为0，主体部111大致呈圆环形(参见图8和图9 中虚线所示的主体部111)；被第二被密封件压缩后，密封件11产生压缩量，处于变形状态，主体部111由圆环形变形为扁环形，密封件11填充第一被密封件和第二被密封件之间的间隙，从而实现对两被密封件7的密封(参见图8和图9中实现所示的主体部111)。

并且，由图8和图9可知，主体部111上还设有排气孔1a，该排气孔1a连通空腔1b与密封件11的外部。基于此，在被第二被密封件压缩时，空腔1b的气体可以经由排气孔1a排出，这样方便密封件11产生压缩变形，实现密封。具体地，如图9所示，排气孔1a 连通空腔1b与非火区D，这样有利于防止排出气影响火区C火情，有利于提高防火安全性。

另外，如图5-7所示，在该实施例中，密封装置1的所有密封件 11彼此均连通，使得密封装置1成为整体连通式结构。具体地，如图6所示，密封件11在轴向上具有颈缩段1c，任意相邻的两个密封件11在连接时，其中一个密封件11的颈缩段1c插入另一个密封件11中，使得二者空腔1b彼此连通，进而实现所有密封件11的整体连通。

通气装置用于在火区C发生火灾时，将外涵气体引至密封件11 内部，以提高防火可靠性。如图1-5所示，在该实施例中，通气装置的引气通道61连通外涵流道2和密封件11的空腔1b，且通气装置的引气阀3设置在引气通道61上，并通过发动机电子控制器5与火警探测器4电连接，用于在发动机电子控制器5的控制下，根据火警探测器4对火区C火情的探测结果，来控制引气通道61是否连通。

其中，如图3所示，引气通道61例如包括软管。

引气阀3例如设置在外涵分墙21上，以由外涵分墙21支撑引气阀3，实现引气阀3更稳固的安装。外涵分墙21用于分隔外涵流道2 与内涵流道，其连接核心机舱8和短舱9，并封闭外涵流道2的位于挂架两侧的周向端口。此时，引气阀3的一个阀口例如通过软管与密封装置1的一个密封件11的空腔1b连通。引气阀3的另一个阀口例如直接对外涵流道2敞开，实现与外涵流道2的连通。引气阀3 的控制端则通过电缆62与发动机电子控制器5电连接。

发动机电子控制器5(Engine Electronic Control,EEC)和火警探测器4一般为航空发动机原有的结构部件。其中，火警探测器4 为航空发动机的用于探测火区C是否发生火灾的装置，将其电连接至发动机电子控制器5，使得在火区C发生火灾时，其能够向发动机电子控制器5发出信号。发动机电子控制器5为航空发动机的用于实现航空发动机的数字电子控制的控制装置，利用其电连接火警探测器4和引气阀3，使得其在接收到火警探测器4的信号后，能够控制引气阀3打开，使引气通道61连通，以将外涵气体引至密封件11的空腔1b中，实现对密封件11的冷却膨胀。

由于如前所述，密封装置1的所有密封件11的空腔1b均是彼此连通的，因此，引气通道61连通外涵流道2与其中一个密封件11，即可将外涵气体引入所有密封件11中，实现对所有密封件11的冷却膨胀。

利用通气装置在火区C发生火灾时，将外涵气体引至所有密封件11内部，主动对所有密封件11进形冷却膨胀，能够实现主动防火方式，有效降低密封件11本身的温度，带走因为火焰冲击所产生的热量，并进一步膨胀密封件11，有效弥补被密封件7高温变形所带来的间隙变化，或者时间增长所带来的密封件11回弹量的减小，使密封件11更充分地堵塞被密封件7之间的间隙，从而提高密封防火可靠性，并降低对密封件11回弹性能的要求，延长密封件11的使用寿命，减少密封件11的更换频次，降低成本。

以上所述仅为本实用新型的示例性实施例，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，参数均应包含在本实用新型的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种航空发动机，其特征在于，包括：

密封装置(1)，用于密封航空发动机的火区(C)，所述密封装置(1)包括密封件(11)，所述密封件(11)内部设有空腔(1b)；

外涵流道(2)；和

引气通道(61)，连通所述外涵流道(2)和所述空腔(1b)。

2.根据权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述航空发动机还包括引气阀(3)，所述引气阀(3)设置在所述引气通道(61)上，用于控制所述引气通道(61)的通断。

3.根据权利要求2所述的航空发动机，其特征在于，所述航空发动机包括火警探测器(4)，所述火警探测器(4)用于探测所述火区(C)是否发生火灾，所述引气阀(3)与所述火警探测器(4)电连接，并在所述火警探测器(4)探测到所述火区内部发生火灾时，控制所述引气通道(61)连通。

4.根据权利要求3所述的航空发动机，其特征在于，所述航空发动机包括发动机电子控制器(5)，所述引气阀(3)通过所述发动机电子控制器(5)与所述火警探测器(4)电连接，所述发动机电子控制器(5)在所述火警探测器(4)探测到所述火区发生火灾时，控制所述引气阀(3)连通所述引气通道(61)。

5.根据权利要求2所述的航空发动机，其特征在于，所述引气阀(3)设置在所述航空发动机的外涵分墙(21)上。

6.根据权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述密封件(11)上设有排气孔(1a)，所述排气孔(1a)连通所述空腔(1b)和所述密封件(11)的外部。

7.根据权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述密封件(11)包括主体部(111)和支腿部(112)，所述空腔(1b)位于所述主体部(111)中，所述支腿部(112)设置在所述主体部(111)上。

8.根据权利要求7所述的航空发动机，其特征在于，所述支腿部(112)包括两个支腿(112a)，所述两个支腿(112a)的第一端均与所述主体部(111)连接，所述两个支腿(112a)的第二端向远离所述主体部(111)的方向延伸并在远离所述主体部(111)的方向上彼此远离。

9.根据权利要求1-8任一所述的航空发动机，其特征在于，所述密封装置(1)包括至少两个所述密封件(11)，所述至少两个密封件(11)的空腔(1b)彼此连通。

10.一种飞行器，其特征在于，包括如权利要求1-9任一所述的航空发动机。

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