[發明專利]引氣冷卻結構及具有該引氣冷卻結構的航空發動機

有效

• 申請號: 201610209245.4
• 申請日: 2016-04-06
• 公開（公告）號: CN105888849B
• 公開（公告）日: 2017-08-04
• 發明（設計）人: 倪慧妍;楊春華
• 申請（專利權）人: 中國南方航空工業（集團）有限公司
• 主分類號: F02C7/18
• 分類號: F02C7/18
• 代理公司: 長沙智嶸專利代理事務所43211
• 代理人: 胡亮

技術領域

本發明涉及航空發動機領域，特別地，涉及一種引氣冷卻結構及具有該引氣冷卻結構的航空發動機。

背景技術

在渦槳型發動機中，渦輪部件處于高溫高轉速的環境，發動機工作過程中，渦輪的最高溫度可達1160K，為了防止渦輪本身的溫度過高，導致渦輪的零部件超溫現象，以及防止渦輪部件的熱量傳向飛機，需要對渦輪部件進行適當的冷卻，來保證發動機和飛機的安全可靠性，故亟需設計一種航空發動機用引氣冷卻結構。

發明內容

本發明提供了一種引氣冷卻結構及具有該引氣冷卻結構的航空發動機，以解決現有的航空發動機渦輪部件因冷卻不及時導致的部件超溫，影響發動機及飛機安全可靠性的技術問題。

本發明采用的技術方案如下：

根據本發明的一個方面，提供一種引氣冷卻結構，用于與航空發動機的機匣配合以冷卻渦輪部件的外表面工作溫度，該引氣冷卻結構包括：對半式結構設計的左引氣罩、右引氣罩；

左引氣罩包括位于外圍的第一外罩、位于第一外罩內側面的第一內罩、用于安裝到渦輪機匣的后安裝邊上的第一中支撐帶、及位于左引氣罩后側的第一后罩；

右引氣罩包括位于外圍的第二外罩、位于第二外罩內側面的第二內罩、用于安裝到渦輪機匣的后安裝邊上的第二中支撐帶、及位于右引氣罩后側的第二后罩；

第一后罩和/或第二后罩上設有用于安裝及固定熱電偶轉換座的安裝座、用于熱電偶探頭進行溫度檢測的開孔和供排氣管/油霧管通過的通過孔；

第一外罩和/或第二外罩上用于發動機試車時將冷卻氣流引入內罩以對渦輪部件的外表面進行冷卻降溫的第一引氣座和用于飛機飛行時將迎面冷卻氣流導入內罩以對渦輪部件的外表面進行冷卻降溫的第二引氣座。

進一步地，左引氣罩、右引氣罩上均設有鎖扣支架，且左引氣罩與右引氣罩之間經螺栓與鎖扣支架裝配連接。

進一步地，第一內罩包括依次連接的第一前內罩、第一前支撐環、第一前支撐帶、第一前錐環、第一冷卻環及第一后錐環，第一前內罩及第一冷卻環上沿周向開設有多個通風孔；

第二內罩包括依次連接的第二前內罩、第二前支撐環、第二前支撐帶、第二前錐環、第二冷卻環及第二后錐環，第二前內罩及第二冷卻環上沿周向開設有多個通風孔。

進一步地，第一前支撐帶及第二前支撐帶上均設有用于與燃燒室后外套的安裝邊配合的第一凸邊、用于與渦輪機匣前安裝邊配合的第二凸邊。

進一步地，左引氣罩和/或右引氣罩上設有用于增強其剛度特性的內加強環。

進一步地，第一外罩及第二外罩上均設有用于成對裝配時起固定支撐作用的搭接機構，第一外罩和/或第二外罩上設有用于增強其剛度特性的加強板。

進一步地，第一引氣座、第二引氣座同時位于第一外罩上或者第二外罩上，其中，第一引氣座位于對應的外罩的頂面，第二引氣座位于對應的外罩的側壁面。

進一步地，第一后罩及第二后罩均包括后罩本體及用于安裝到排氣段后安裝邊上的后支撐帶，后罩本體上設有用于安裝及固定熱電偶轉換座的安裝座、用于熱電偶探頭進行溫度檢測的開孔和供排氣管/油霧管通過的通過孔。

進一步地，左引氣罩、右引氣罩的裝拆面與發動機沿縱向的軸心垂直面呈30°夾角設置。

根據本發明的另一方面，還提供一種航空發動機，航空發動機的機匣外設有上述的引氣冷卻結構。

本發明具有以下有益效果：

本發明引氣冷卻結構及具有該引氣冷卻結構的航空發動機，通過設置包含第一引氣座、第二引氣座的引氣冷卻結構，實現了場內、外發動機的冷卻需求，保證發動機在工作過程中，外部冷卻氣流通過引氣座引導至燃燒室、渦輪及排氣段的外部，對其進行外部冷卻，降低工作溫度，避免了發動機超溫及發動機的高溫傳遞給飛機，從而延長了發動機及飛機的使用壽命，且本發明引起冷卻結構采用對半式結構的裝配形式，利于在發動機上的裝配及調節。

除了上面所描述的目的、特征和優點之外，本發明還有其它的目的、特征和優點。下面將參照附圖，對本發明作進一步詳細的說明。

附圖說明

構成本申請的一部分的附圖用來提供對本發明的進一步理解，本發明的示意性實施例及其說明用于解釋本發明，并不構成對本發明的不當限定。在附圖中：

圖1是本發明優選實施例引氣冷卻結構的結構示意圖；

圖2是本發明優選實施例左引氣罩的結構示意圖；

圖3是本發明優選實施例第一內罩的結構示意圖；

圖4是本發明優選實施例第一外罩的結構示意圖；

圖5是圖4沿A-A的剖視示意圖；