CN112324574B

CN112324574B - 航空发动机、航空发动机的进气门及进气结构

Info

Publication number: CN112324574B
Application number: CN202110000567.9A
Authority: CN
Inventors: 周继德; 刘勇涛
Original assignee: Chengdu Yuyuan Aviation Intelligent Manufacturing Co ltd
Current assignee: Chengdu Yuyuan Aviation Intelligent Manufacturing Co ltd
Priority date: 2021-01-04
Filing date: 2021-01-04
Publication date: 2021-04-06
Anticipated expiration: 2041-01-04
Also published as: CN112324574A

Abstract

本发明提供了一种航空发动机、航空发动机的进气门及进气结构，该进气门包括：进气座、进气杆、节套、弹性件及限位封堵堵头，进气座具有一个腔体结构，腔体结构包括远大腔体及小腔体，节套、弹性件及限位封堵堵头依序且相互接触装入在大腔体内，进气杆包括大杆体和小杆体，小杆体穿过小腔体与节套相连接，进气座在弹性件的作用下，能够沿着进气杆往复运动，其往复运动的行程被限制在台阶与节套左端面之间。进气结构包括由油气混合腔体管壁形成的油气混合腔体及设置于所述油气混合腔体内的进气门。航空发动机具有所述航空发动机进气结构。本发明能自动控制气油门通道的开口，从而优化燃烧，提升发动机性能，其结构紧凑，成本低。

Description

航空发动机、航空发动机的进气门及进气结构

技术领域

本发明涉及发动机技术领域，尤其涉及航空发动机、航空发动机的进气门及进气结构。

背景技术

航空发动机（aero-engine）是一种高度复杂和精密的热力机械，作为飞机的心脏，不仅是飞机飞行的动力，也是促进航空事业发展的重要推动力，人类航空史上的每一次重要变革都与航空发动机的技术进步密不可分。而发动机的进气门是发动机非常重要的一个零件，且作用非常大。现有技术中，通常将弹簧套设在气门杆外壁，两者为分体结构，在发动机工作过程中，无法调整进气门升程，所以一般还会在发动机上安装提高发动机性能、可改变气油门开启时间、气油门延时关闭的机构，该方式结构设计复杂、成本较高，且气油门可调节性差，无法满足大部分工况需求。

发明内容

针对上述现有技术存在的缺陷，本发明提供一种航空发动机、航空发动机的进气门及进气结构。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：

航空发动机的进气门，包括：进气座、进气杆、节套、弹性件及限位封堵堵头；所述进气座具有一个自该进气座的右端面贯通延伸到左端面的腔体结构；所述腔体结构包括远离所述进气杆的大腔体及靠近所述进气杆的小腔体，所述大腔体与所述小腔体连接处形成有台阶；所述节套、弹性件及限位封堵堵头依序且相互接触装入在所述大腔体内；所述进气杆包括大杆体和小杆体，所述大杆体与所述小杆体连接处形成有台阶；所述小杆体穿过所述小腔体与所述节套相连接；其中，所述进气座在弹性件的作用下，能够沿着所述进气杆往复运动的，其往复运动的行程被限制在台阶与节套左端面之间。当所述进气座往复运动时，进气座可开启或关闭油气混合腔体至发动机燃烧腔之间的通道。

可选的，所述节套具有螺纹孔；所述进气杆具有自所述小杆体的一端向外延伸的螺纹杆；所述螺纹杆螺纹连接在所述螺纹孔中。

可选的，所述进气座包括：座体和一体形成于所述座体一端的裙体；所述裙体自座体的一端向外呈扩张趋势；所述腔体结构自所述裙体的一端向所述座体内部延伸，并贯穿该座体。

可选的，所述裙体形成有一个自所述裙体一端面向内凹陷的凹腔。

航空发动机进气结构，包括：由油气混合腔体管壁形成的油气混合腔体；及设置于所述油气混合腔体内的进气门；所述进气门为以上任意一项所述的航空发动机的进气门。

可选的，所述油气混合腔体管壁具有连通所述油气混合腔体的混合压缩气体输入口；所述进气杆具有设置于其内部的燃油通道，所述燃油通道经燃油喷口与所述油气混合腔体相连通；所述燃油喷口开设于小杆体上。

可选的，所述燃油喷口数量为2个，二者围绕所述小杆体对称设置。

可选的，所述裙体具有第一斜面结构；所述油气混合腔体管壁在位于裙体处具有第二斜面结构；所述第一斜面结构与第二斜面结构相适配，二者之间形成一个供油气混合料进入发动机燃烧腔的通道，所述通道可随着发动机燃烧腔的爆震自适应地关闭或者开启。

可选的，所述座体的外侧还设置有多个滑动支撑翼板；每一个所述滑动支撑翼板的一端均延伸至所述裙体的表面。

航空发动机，具有如以上任意一项所述的航空发动机进气结构。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

本发明通过将节套、弹性件及限位封堵堵头依序设置在进气座的腔体结构内，螺纹杆螺纹连接于节套的螺纹孔中，使得进气杆与进气门成为整体结构，其结构紧凑，成本低。而且该整体结构会根据左端面或右端面的压力自动控制气油门的开启或关闭。当从燃油通道和混合压缩气体输入口输入油气时，在油气连续输送的情况下，压力大于弹性件，进气杆就会向右端移动、自动压缩弹性件，从而自动开启发动机气油门通道，从而向发动机燃烧腔输入油气混合物。当发动机点火后对进气门产生反向燃烧时，燃烧产生的压力大于弹性件和油气混合腔体中两力之和时，裙体会自动压缩弹性件和油气混合物的合力，直至裙体的第一斜面结构紧压油气混合腔体管壁的第二斜面结构，从而对发动机气油门通道进行关闭，从而封闭油气混合物流向发动机燃烧腔。从而使得发动机进气结构能自动控制气油门通道的开口，从而优化燃烧，提升发动机性能。

附图说明

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

图1为本发明中进气门的结构示意图。

图2为本发明中进气结构的结构示意图。

附图标记：1、进气座；10、座体；11、滑动支撑翼板；12、裙体；120、第一斜面结构；13、凹腔；1a、大腔体；1b、小腔体；1c、台阶；2、进气杆；20、大杆体；21、小杆体；22、螺纹杆；23、燃油通道；24、燃油喷口；2c、台阶；3、节套；30、螺纹孔；4、弹性件；5、限位封堵堵头；100、进气门；200、油气混合腔体管壁；201、混合压缩气体输入口；202、第二斜面结构；203、通道；300、发动机燃烧腔。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

实施例1

如图1所示，本实施例提供了一种航空发动机的进气门，该进气门包括：进气座1、进气杆2、节套3、弹性件4和限位封堵堵头5。

所述进气座1具有一个自该进气座1的右端面贯通延伸到左端面的腔体结构。所述腔体结构包括远离所述进气杆2的大腔体1a及靠近进气杆2的小腔体1b，所述大腔体1a和小腔体1b连接处形成有台阶1c。所述节套3、弹性件4及限位封堵堵头5依序且相互接触装入所述大腔体1a内。所述弹性件4可采用弹簧，优选为复进簧；所述限位封堵堵头5可采用封堵限位螺。

所述进气杆2包括大杆体20和小杆体21，所述大杆体20与所述小杆体21连接处形成有台阶2c。所述台阶1c和所述台阶2c处分别设置有缓冲垫，通过缓冲垫能有效起到缓冲效果，延长该进气门的使用寿命。

所述小杆体21穿过所述小腔体1b与所述节套3相连接。具体的，所述节套3具有螺纹孔30，进气杆2具有自所述小杆体21的一端向外延伸的螺纹杆22，所述螺纹杆22螺纹连接在所述螺纹孔30中。

所述进气座1在弹性件4的作用下，该进气座1能够沿着进气杆2往复运动，其往复运动的行程被限制在台阶2c与节套3左端面之间。当所述进气座1往复运动时，进气座1可开启或关闭油气混合腔体至发动机燃烧腔300之间的通道203。

当进气座1受到的压力大于弹性件4的压力时，就会自动压缩弹性件4，从而使得进气座1自动对发动机的气油门进行开启或关闭。具体的，当进气杆2受到从左端面的压力时，进气杆2就会向右端移动、经节套3压缩弹性件4，从而使进气座1向右端移动，从而开启发动机的气油门；当进气座1受到从右端面来的压力时，限位封堵堵头5就会向左移动、压缩弹性件4，从而使进气座1向左端移动，从而对发动机的气油门进行关闭。

实施例2

所述进气座1包括：座体10和一体形成于所述座体10一端的裙体12。所述裙体12自座体10的一端向外呈扩张趋势，所述腔体结构自所述裙体12的一端向所述座体10内部延伸，并贯穿该座体10。所述裙体12形成有一个自所述裙体12一端面向内凹陷的凹腔13。具体的，所述裙体12向座体10右端面向外呈扩张趋势，所述大腔体1a和小腔体1b自所述裙体12的左端向座体10内部延伸，并向左端贯穿该座体10。所述凹腔13自所述裙体12右端面向内凹陷。

实施例3

如图1和图2所示，本实施例提供了一种航空发动机的进气结构，该进气结构包括：进气门100和由油气混合腔体管壁200形成的油气混合腔体，所述进气门100设置于所述油气混合腔体内。

所述进气门100包括：进气座1、进气杆2、节套3、弹性件4和限位封堵堵头5。所述进气座1具有一个自该进气座1的右端面贯通延伸到左端面的腔体结构。所述腔体结构包括远离所述进气杆2的大腔体1a及靠近进气杆2的小腔体1b，所述大腔体1a和小腔体1b连接处形成有台阶1c。所述节套3、弹性件4及限位封堵堵头5依序且相互接触装入所述大腔体1a内。所述弹性件4可采用弹簧，优选为复进簧；所述限位封堵堵头5可采用封堵限位螺。所述进气杆2包括大杆体20和小杆体21，所述大杆体20与所述小杆体21连接处形成有台阶2c。所述台阶1c和所述台阶2c处分别设置有缓冲垫，通过缓冲垫能有效起到缓冲效果，延长该进气门的使用寿命。所述小杆体21穿过所述小腔体1b与所述节套3相连接。具体的，所述节套3具有螺纹孔30，进气杆2具有自所述小杆体21的一端向外延伸的螺纹杆22，所述螺纹杆22螺纹连接在所述螺纹孔30中。所述进气座1包括：座体10和一体形成于所述座体10一端的裙体12。所述裙体12自座体10的一端向外呈扩张趋势，所述腔体结构自所述裙体12的一端向所述座体10内部延伸，并贯穿该座体10。所述裙体12形成有一个自所述裙体12一端面向内凹陷的凹腔13。具体的，所述裙体12向座体10右端面向外呈扩张趋势，所述大腔体1a和小腔体1b自所述裙体12的左端向座体10内部延伸，并向左端贯穿该座体10。所述凹腔13自所述裙体12右端面向内凹陷。

当进气座1受到的压力大于弹性件4的压力时，就会自动压缩弹性件4，从而使得进气门100自动对通道203进行开启或关闭。具体的，当进气杆2受到从左端面的压力时，进气杆2就会向右端移动、经节套3压缩弹性件4，从而使进气座1向右端移动，从而开启通道203；当进气座1受到从右端面来的压力时，限位封堵堵头5就会向左移动、压缩弹性件4，从而使进气座1向左端移动，从而对通道203进行关闭。

所述油气混合腔体管壁200具有连通所述油气混合腔体的混合压缩气体输入口201。所述进气杆2具有设置于其内部的燃油通道23，所述小杆体21上开设有燃油喷口24，所述燃油通道23经燃油喷口24与所述油气混合腔体相连通。所述燃油喷口24数量为2个，二者围绕所述小杆体21对称设置。

所述裙体12具有第一斜面结构120，所述油气混合腔体管壁200在位于裙体12处具有第二斜面结构202，所述第一斜面结构120与第二斜面结构202相适配，二者之间形成一个供油气混合料进入发动机燃烧腔的通道203，所述通道203可随着发动机燃烧腔300的爆震自适应地关闭或开启。所述座体10的外侧还设置有多个滑动支撑翼板11，每一个所述滑动支撑翼板11的一端均延伸至所述裙体12的表面。优选的，所述滑动支撑翼板11采用4个，且围绕所述座体10对称设置。可理解为所述裙体12为蝶形结构，凹腔13位于裙体12右端的凹槽内。

工作原理：通过从燃油通道23和混合压缩气体输入口201同时输入油、气，燃油通过燃油喷口24雾化喷入至发动机燃烧腔的通道203，在通道203中与混合压缩气体输入口201输入的气流混合。此时的燃油借助输出压的作用，连续向油气混合腔体中输入燃油，油气混合物经滑动支撑翼板11之间的气流，向裙体12背面运动，即向第一斜面结构120处运动，在后续混合油、气连续推压的作用下，通道203为开启状态，即油气混合物经第一斜面结构120与第二斜面结构202二者之间形成通道203输入至发动机燃烧腔300内。当发动机点火后，会瞬间产生封堵性燃爆，向裙体12方向产生反向燃烧，裙体12因发动机燃烧腔300燃烧产生的压力大于弹性件4和油气混合腔体中两力之和，就会自动压缩弹性件4和油气混合腔体的合力，直至裙体12的第一斜面结构120紧压油气混合腔体管壁200的第二斜面结构202，以封闭油气混合腔体中推压油气混合物流向发动机燃烧腔300，即裙体12向左端移动、压缩弹性件4，从而对通道203进行关闭。与此同时，当作用于裙体12上的燃烧压力在裙体12停止后退产生硬性阻尼效应时，会瞬间产生反射动能，在裙体12面反射振荡波的作用下，以气相活塞的形式推动发动机燃烧腔300内的高温、高压燃气，向发动机喷管运动。

实施例4

如图1～2所示，本发明提供了一种航空发动机。该航空发动机具有航空发动机进气结构，所述航空发动机进气结构为实施例3中所述的航空发动机进气结构。

在上文中，仅简单地描述了某些示例性实施例。正如本领域技术人员可认识到的那样，在不脱离本发明的精神或范围的情况下，可通过各种不同方式修改所描述的实施例。因此，附图和描述被认为本质上是示例性的而非限制性的。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”、“端”、“侧”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，或者是本发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，或者是本领域技术人员惯常理解的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，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发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明申请实施例的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

Claims

1.航空发动机的进气门，包括进气座（1）和进气杆（2），其特征在于：

该进气门还包括节套（3）、弹性件（4）及限位封堵堵头（5）；

所述进气座（1）具有一个自该进气座（1）的右端面贯通延伸到左端面的腔体结构；所述腔体结构包括远离所述进气杆（2）的大腔体（1a）及靠近所述进气杆（2）的小腔体（1b），所述大腔体（1a）与所述小腔体（1b）连接处形成有台阶（1c）；

所述节套（3）、弹性件（4）及限位封堵堵头（5）依序且相互接触装入在所述大腔体（1a）内；

所述进气杆（2）包括大杆体（20）和小杆体（21），所述大杆体（20）与所述小杆体（21）连接处形成有台阶（2c）；

所述小杆体（21）穿过所述小腔体（1b）与所述节套（3）相连接；

其中，所述进气座（1）在弹性件（4）的作用下，能够沿着所述进气杆（2）往复运动，其往复运动的行程被限制在台阶（2c）与节套（3）左端面之间；当所述进气座（1）往复运动时，进气座（1）可开启或关闭油气混合腔体至发动机燃烧腔之间的通道。

2.如权利要求1所述的航空发动机的进气门，其特征在于：

所述节套（3）具有螺纹孔（30）；

所述进气杆（2）具有自所述小杆体（21）的一端向外延伸的螺纹杆（22）；

所述螺纹杆（22）螺纹连接在所述螺纹孔（30）中。

3.如权利要求1或2所述的航空发动机的进气门，其特征在于，所述进气座（1）包括：

座体（10）；和

一体形成于所述座体（10）一端的裙体（12）；

所述裙体（12）自座体（10）的一端向外呈扩张趋势；

所述腔体结构自所述裙体（12）的一端向所述座体（10）内部延伸，并贯穿该座体（10）。

4.如权利要求3所述的航空发动机的进气门，其特征在于，所述裙体（12）形成有一个自所述裙体（12）一端面向内凹陷的凹腔（13）。

5.航空发动机进气结构，其特征在于，包括：

由油气混合腔体管壁（200）形成的油气混合腔体；及

设置于所述油气混合腔体内的进气门（100）；

所述进气门（100）为权利要求1-4中任意一项所述的航空发动机的进气门。

6.如权利要求5所述的航空发动机进气结构，其特征在于：

所述油气混合腔体管壁（200）具有连通所述油气混合腔体的混合压缩气体输入口（201）；

所述进气杆（2）具有设置于其内部的燃油通道（23），所述燃油通道（23）经燃油喷口（24）与所述油气混合腔体相连通；

所述燃油喷口（24）开设于小杆体（21）上。

7.如权利要求6所述的航空发动机进气结构，其特征在于，所述燃油喷口（24）数量为2个，二者围绕所述小杆体（21）对称设置。

8.如权利要求5或6所述的航空发动机进气结构，其特征在于：

所述航空发动机的进气门的裙体（12）具有第一斜面结构（120）；

所述油气混合腔体管壁（200）在位于裙体（12）处具有第二斜面结构（202）；

所述第一斜面结构（120）与第二斜面结构（202）相适配，二者之间形成一个供油气混合料进入发动机燃烧腔的通道（203），所述通道（203）可随着发动机燃烧腔（300）的爆震自适应地关闭或者开启。

9.如权利要求8所述的航空发动机进气结构，其特征在于：

所述航空发动机的进气门的座体（10）的外侧还设置有多个滑动支撑翼板（11）；

每一个所述滑动支撑翼板（11）的一端均延伸至所述裙体（12）的表面。

10.航空发动机，其特征在于，具有权利要求5~9任意一项所述的航空发动机进气结构。