航空发动机用油气混合物热防护结构制造技术

本申请提供了一种航空发动机用油气混合物热防护结构，包括支板内油气通风管路组件、封严腔外机匣转接座、支板内封严引气管组件、双向通风转接头、外部油气通风焊接组件、分瓣双功能组件和外部封严引气管组件。

【技术实现步骤摘要】
航空发动机用油气混合物热防护结构
本申请涉及航空发动机
，具体提供一种航空发动机用油气混合物热防护结构。
技术介绍
现有技术中，其油气通风管同样布置在承力支板内，支板内流通的气体温度相对降低，不会导致油气混合物结焦，若直接应用现有技术方案，缺点是：技术方面，温度相对较低的气体，其压力同样相对较低，无法实现密封高压涡轮出口处高压主燃气，同时因其压力较低，其调整高压转子轴向力的能力较弱，技术上无法满足航空发动机的功能需求；成本方面，采用现有技术方案，油气混合物将因过热而结焦，油气结焦将产生诸多危害，结焦层积累脱落后，将会堵塞管路及离心通风器，从而导致整机滑油消耗量上升，消弱了航空发动机运行时间，提高了飞行成本；效率方面，油气结焦层脱落、堵塞管路及离心通风器，会降低航空发动机油气分离效率；安全方面，若因管路破损、支板开裂及整流导叶密封性下降导致主流道高温燃气接触到通风管内的油气混合物，会有油气爆燃的风险，进而导致航空发动机失去工作能力并危害飞行安全。
技术实现思路
为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种航空发动机用油气混合物热防护结构，包括支板内油气通风管路组件、封严腔外机匣转接座、支板内封严引气管组件、双向通风转接头、外部油气通风焊接组件、分瓣双功能组件和外部封严引气管组件，其中，所述支板内油气通风管路组件依次穿过航空发动机的涡轮间机匣外环机匣、涡轮间机匣承力支板、涡轮间机匣内环机匣、封严腔外机匣转接座和封严腔外机匣固定连接于轴承腔外机匣焊接组件上，所述封严腔外机匣转接座固定连接于所述封严腔外机匣上，所述支板内封严引气管组件依次穿过所述涡轮间机匣外环机匣、所述涡轮间机匣承力支板和所述涡轮间机匣内环机匣固定连接于所述封严腔外机匣转接座上，所述双向通风转接头的一端与所述支板内油气通风管路组件固定连接，另一端与所述外部油气通风焊接组件固定连接，所述分瓣双功能组件套设在所述支板内封严引气管组件的外侧，并且所述分瓣双功能组件的一端所述涡轮间机匣外环机匣固定连接，另一端与所述双向通风转接头固定连接，所述外部封严引气管组件与所述分瓣双功能组件固定连接。根据本申请的至少一个实施例，所述支板内油气通风管组件包括支板内油气通风管以及设置在所述支板内油气通风管两端的第一外锥接头和第二外锥接头；所述轴承腔外机匣焊接组件上固定连接有第五外锥接头，在所述第五外锥接头上套设有锁紧螺母；所述第一外锥接头与所述第五外锥接头配合连接，并通过所述锁紧螺母锁紧。根据本申请的至少一个实施例，所述支板内油气通风管组件和所述轴承腔外机匣焊接组件的连接处开设有第一锁丝孔和第二锁丝孔，锁丝穿过所述第一锁丝孔和所述第二锁丝孔。根据本申请的至少一个实施例，所述封严腔外机匣转接座包括转接座，在所述转接座上固定连接有第三内锥接头，在所述第三内锥接头上套设有第三锁紧螺母，所述转接座与所述封严腔外机匣固定连接。根据本申请的至少一个实施例，所述支板内封严引气管组件包括支板内封严引气管和第四外锥接头，所述支板内封严引气管和所述第四外锥接头固定连接；所述第四外锥接头与所述第三内锥接头配合连接，并通过所述第三锁紧螺母固定。根据本申请的至少一个实施例，双向通风转接头包括通风转接座，所述通风转接座具有连通的第一出风口和第二出风口，在所述第一出风口处固定连接有第一内锥接头，第一锁紧螺母套设在所述第一内锥接头上，在所述第二出风口处固定连接有第二内锥接头，第二锁紧螺母套设在所述第二内锥接头上；所述第一内锥接头与所述第二外锥接头配合连接，并通过所述第一锁紧螺母固定。根据本申请的至少一个实施例，所述外部油气通风焊接组件包括油气通风管，在所述油气通风管上固定连接有第三外锥接头；所述第二内锥接头和所述第三外锥接头配合连接，并通过所述第二锁紧螺母固定。根据本申请的至少一个实施例，分瓣双功能组件包括固定连接的第一分瓣转接座和第二分瓣转接座，所述第一分瓣转接座上设置有分流接嘴，所述分流接嘴上固定连接有第五外锥接头；双向通风转接头包括通风转接座，所述通风转接座具有连通的第一出风口和第二出风口，在所述第一出风口处固定连接有第一内锥接头，第一锁紧螺母套设在所述第一内锥接头上，在所述第二出风口处固定连接有第二内锥接头，第二锁紧螺母套设在所述第二内锥接头上；所述通风转接座分别与所述第一分瓣转接座的一端和所述第二分瓣转接座的一端连接；所述第一分瓣转接座的另一端和所述第二分瓣转接座的另一端均与所述涡轮间机匣外环机匣固定连接。根据本申请的至少一个实施例，所述外部封严引气管组件包括外部封严引气管，在所述外部封严引气管的出口处固定连接有第四内锥接头，在所述第四内锥接头上套设有第四锁紧螺母；所述第四内锥接头与所述第五外锥接头固定连接，并通过第四锁紧螺母固定。本申请实施例提供的航空发动机用油气混合物热防护结构，与现有技术相比，本申请具有以下优点和有益效果：(1)实现在高压涡轮出口处高温主燃气，以及支板内流通超过油气结焦温度的高温气体环境下，布置油气混合物通风管的功能；(2)在轴承腔引出的油气混合物通风管外部，套嵌流通低温气体的封严引气管，形成集成装配结构布局技术方案，实现了油气混合物与高温气体的物理隔离，进而杜绝了油气结焦和爆燃的风险；(3)在航空发动机涡轮间机匣支板内部，封严引气管和油气通风管为套嵌集成结构，本专利技术实现了在涡轮间机匣支板外的外涵流道中，封严引气和油气混合物两类不同介质分流的功能；(4)穿插入涡轮间机匣支板内的封严引气管和油气通风管均为空间占位小的外锥接头结构，实现了单组结构空间占位小，对单个涡轮间机匣支板厚度需求小，并可以按照航空发动机润滑系统的需求，周向布置几组本专利技术的热防护结构，实现通风和封严定量的需求；(5)封严及通风集成装配式热防护结构具备良好的可装配性；综上所述，本申请的航空发动机用油气混合物热防护机构的结构合理，加工便利，装配和分解过程无干涉，油气混合物不接触高温气体，无油气结焦和爆燃的风险，结构可靠性高，实用性更高，能够反复使用和推广使用。附图说明图1是本申请实施例提供的航空发动机的局部结构示意图；图2是本申请实施例提供的航空发动机用油气混合物热防护结构的结构示意图；图3是本申请实施例提供的封严与通风集成管路结构的结构示意图；图4是图3封严与通风集成管路结构中的通风组件的结构示意图；图5是图3封严与通风集成管路结构中的封严组件的结构示意图；图6是本申请实施例提供的轴承腔外机匣转接头焊接组件的结构示意图；图7是本申请实施例提供的支板内油气通风管的结构示意图；图8是本申请实施例提供的双向通风转接头的结构示意图；图9是本申请实施例提供的外部油气通风管的结构示意图；图10是本申请实施例提供的封严腔外机匣转接座的结构示意图；图11是本申请实施例提供的支板内封严引气管的结构示意图；图12是本申请实施例提供的分瓣双功能转接头的剖面图；图13是本申请实施例提供的分瓣双功能转接头的俯视图；图14是本申请实施例提供的外部封严引气管的结构示意图。其中：1、轴承腔；2、轴承腔外机匣焊接组件；3、封严腔；4、支板内油气通风管路组件；5、封严腔外机匣；6、第一螺钉；7、封严腔外机匣转接座；8、支板内封严引气管组件；9、涡轮间机匣内环机匣；10、涡轮间机匣整流导叶；11、主流道高温热燃气；12、本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航空发动机用油气混合物热防护结构，其特征在于，包括支板内油气通风管路组件(4)、封严腔外机匣转接座(7)、支板内封严引气管组件(8)、双向通风转接头(19)、外部油气通风焊接组件(20)、分瓣双功能组件(14)和外部封严引气管组件(15)，其中，所述支板内油气通风管路组件(4)依次穿过航空发动机的涡轮间机匣外环机匣(12)、涡轮间机匣承力支板(30)、涡轮间机匣内环机匣(9)、封严腔外机匣转接座(7)和封严腔外机匣(5)固定连接于轴承腔外机匣焊接组件(2)上，所述封严腔外机匣转接座(7)固定连接于所述封严腔外机匣(5)上，所述支板内封严引气管组件(8)依次穿过所述涡轮间机匣外环机匣(12)、所述涡轮间机匣承力支板(30)和所述涡轮间机匣内环机匣(9)固定连接于所述封严腔外机匣转接座(7)上，所述双向通风转接头(19)的一端与所述支板内油气通风管路组件(4)固定连接，另一端与所述外部油气通风焊接组件(20)固定连接，所述分瓣双功能组件(14)套设在所述支板内封严引气管组件(8)的外侧，并且所述分瓣双功能组件(14)的一端所述涡轮间机匣外环机匣(12)固定连接，另一端与所述双向通风转接头(19)固定连接，所述外部封严引气管组件(15)与所述分瓣双功能组件(14)固定连接。...

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机用油气混合物热防护结构，其特征在于，包括支板内油气通风管路组件(4)、封严腔外机匣转接座(7)、支板内封严引气管组件(8)、双向通风转接头(19)、外部油气通风焊接组件(20)、分瓣双功能组件(14)和外部封严引气管组件(15)，其中，所述支板内油气通风管路组件(4)依次穿过航空发动机的涡轮间机匣外环机匣(12)、涡轮间机匣承力支板(30)、涡轮间机匣内环机匣(9)、封严腔外机匣转接座(7)和封严腔外机匣(5)固定连接于轴承腔外机匣焊接组件(2)上，所述封严腔外机匣转接座(7)固定连接于所述封严腔外机匣(5)上，所述支板内封严引气管组件(8)依次穿过所述涡轮间机匣外环机匣(12)、所述涡轮间机匣承力支板(30)和所述涡轮间机匣内环机匣(9)固定连接于所述封严腔外机匣转接座(7)上，所述双向通风转接头(19)的一端与所述支板内油气通风管路组件(4)固定连接，另一端与所述外部油气通风焊接组件(20)固定连接，所述分瓣双功能组件(14)套设在所述支板内封严引气管组件(8)的外侧，并且所述分瓣双功能组件(14)的一端所述涡轮间机匣外环机匣(12)固定连接，另一端与所述双向通风转接头(19)固定连接，所述外部封严引气管组件(15)与所述分瓣双功能组件(14)固定连接。2.根据权利要求1所述的航空发动机用油气混合物热防护结构，其特征在于，所述支板内油气通风管组件(4)包括支板内油气通风管(44)以及设置在所述支板内油气通风管(44)两端的第一外锥接头(43)和第二外锥接头(45)；所述轴承腔外机匣焊接组件(2)上固定连接有第五外锥接头(41)，在所述第五外锥接头(41)上套设有锁紧螺母(42)；所述第一外锥接头(43)与所述第五外锥接头(41)配合连接，并通过所述锁紧螺母(42)锁紧。3.根据权利要求2所述的航空发动机用油气混合物热防护结构，其特征在于，所述支板内油气通风管组件(4)和所述轴承腔外机匣焊接组件(2)的连接处开设有第一锁丝孔(37)和第二锁丝孔(39)，锁丝(38)穿过所述第一锁丝孔(37)和所述第二锁丝孔(39)。4.根据权利要求1所述的航空发动机用油气混合物热防护结构，其特征在于，所述封严腔外机匣转接座(7)包括转接座(53)，在所述转接座(53)上固定连接有第三内锥接头(54)，在所述第三内锥接头(54)上套设有第三锁紧螺母(55)，所述转接座(53)与所述封严腔外机匣(5)固定连接。5.根据权利要求4所述的航空发动机用油气混合物热防护结构，其特征在于，所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：怀时卫，徐雪，张德志，徐朋飞，
申请(专利权)人：中国航发沈阳发动机研究所，
类型：发明
国别省市：辽宁,21