防尘装置及航空发动机的制作方法

本发明涉及航空发动机领域，更具体地涉及一种防尘装置及航空发动机。

背景技术：

叶尖间隙是影响涡扇发动机效率的关键因素之一，涡轮间隙每减小0.25mm，sfc(耗油率)可减小0.8％-1％。影响叶尖间隙的一个主要原因为转子和机匣受温度变化产生的热变形和转子高速旋转时离心力引起的转子径向伸长。而转子叶尖与相应机匣之间的径向间隙增大失会造成效率降低。根据涡扇发动机性能、结构和使用特点常需采取适当的叶尖控制措施，使叶尖径向间隙在一些典型工作状态下尽可能小，以改善涡扇发动机性能，降低耗油率。

叶尖间隙控制是一种较为通用的技术，常见的一种方法是在涡扇发动机的不同工况点，对机匣进行不同强度的冲击冷却(或加热)，通过控制机匣的热变形，使得叶尖间隙在不同工况得到最佳的匹配。一般从风扇外涵引冷却气，对机匣进行冲击冷却(或加热)。在涡扇发动机不同状态下，可以通过一个控制阀门对冲击管路中的气流流量进行调节，获得最佳的变形匹配。

当空气中来源于工业排放、燃烧烟尘、土壤扬尘等的灰尘含量高时，需要对叶尖间隙控制系统进行防尘设计，否则引气中的污染物含量会过高。现有的叶尖间隙控制系统缺乏防尘设计，长期工作后，污染物(灰尘或颗粒物)容易堵塞用于上述冲击冷却(或加热)的管路，使间隙控制系统的功能退化，而且排入核心舱中的灰尘和颗粒物对发动机也会产生不利影响。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种防尘装置，用于简单地、低成本地分离航空发动机引气中的污染物。

本发明的目的还在于提供一种航空发动机，能够简单地、低成本且高效地分离引气中的污染物，向叶尖间隙控制系统提供干净的引气。

为实现所述目的的防尘装置，用于分离航空发动机引气中的污染物，包括引气管路，所述引气管路在所述引气的流动方向上具有主流路管路，所述主流路管路分叉为第一流路管路和第二流路管路，所述第一流路管路上设置有用于阻挡所述引气的盲端；至少一部分所述引气能够流入所述第一流路管路并被所述盲端阻挡，使得至少一部分所述污染物滞留在所述第一流路管路中，并且还使得至少一部分所述引气沿所述第一流路管路回流，并且流入所述第二流路管路。

所述的防尘装置，其进一步的特点是，所述第一流路管路包括可拆卸体和第一开口，所述可拆卸体包括开口端和所述盲端，所述开口端与所述第一开口连接；所述引气能够依次经由所述第一开口和所述开口端进入所述可拆卸体中。

所述的防尘装置，其进一步的特点是，所述可拆卸体还包括用于储存所述污染物的凹槽，所述盲端上安装有用于抽吸所述污染物的抽气泵，所述盲端上开设有抽气孔，所述抽气泵能够经由所述抽气孔抽吸所述污染物。

为实现所述目的航空发动机，包括风扇外涵，还包括防尘装置，所述防尘装置从所述风扇外涵获取引气并且分离所述引气中的污染物，所述防尘装置包括引气管路，所述引气管路在所述引气的流动方向上具有主流路管路，所述主流路管路分叉为第一流路管路和第二流路管路，所述第一流路管路上设置有用于阻挡所述引气的盲端；至少一部分所述引气能够流入所述第一流路管路并被所述盲端阻挡，使得至少一部分所述污染物滞留在所述第一流路管路中，并且还使得至少一部分所述引气沿所述第一流路管路回流，并且流入所述第二流路管路。

所述的航空发动机，其进一步的特点是，所述第一流路管路沿所述航空发动机的轴向设置，并且位于所述航空发动机的轴心线所位于的水平面的下侧，所述第二流路管路沿所述航空发动机的径向设置，并且所述第二流路管路内的引气的流动方向指向所述航空发动机的轴心线。

所述的航空发动机，其进一步的特点是，所述第一流路管路包括可拆卸体和第一开口，所述可拆卸体包括开口端和所述盲端，所述开口端与所述第一开口连接；所述引气能够依次经由所述第一开口和所述开口端进入所述可拆卸体中。

所述的航空发动机，其进一步的特点是，所述可拆卸体还包括用于储存所述污染物的凹槽，所述盲端上安装有用于抽吸所述污染物的抽气泵，所述盲端上开设有抽气孔，所述抽气泵能够经由所述抽气孔抽吸所述污染物；所述凹槽设置在所述可拆卸体的下侧，所述抽气孔开设在所述盲端的下侧。

所述的航空发动机，其进一步的特点是，所述主流路管路和所述第一流路管路的内壁上设置有光滑涂层，所述光滑涂层用于减少所述引气的流动阻力。

本发明的积极进步效果在于：本发明公开的防尘装置、航空发动机及防尘方法，其引气管路采用了从一处分叉的两条流动管路，且其中一条流动管路具有盲端，引气被盲端阻挡后，引气中所含的污染物(灰尘或颗粒物)在惯性力和重力的影响下无法像引气一样轻易地沿原路返回，从而滞留在具有盲端的流动管路中，实现污染物和引气的分离。本发明公开的防尘装置、航空发动机及防尘方法具有简单、高效、易于维护和修理的特点。

附图说明

本发明的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

图1为比较例中叶尖间隙控制系统的示意图；

图2为比较例中叶尖间隙控制系统引气输送末端的示意图；

图3为本发明实施例中航空发动机的示意图；

图4为本发明实施例中可拆卸体的示意图；

图5为本发明实施例中可拆卸体的截面图。

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。

需要注意的是，图1至图5均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本发明实际要求的保护范围构成限制。

在本发明中，轴向是指航空发动机轴心线a-a的方向，径向是指空间内垂直于轴心线a-a并且经过轴心线a-a的方向，水平面是指将航空发动机水平放置轴心线a-a所在的水平面，水平面的上方为上侧，水平面的下方为下侧。

如图1至图2所示，在一个比较例中，航空发动机在气流方向上具有低压压气机(包括风扇100和增压级101)，高压压气机102、燃烧室103、高压涡轮104和低压涡轮105等。其中，低压压气机与低压涡轮105连接于低压轴(未示出)，高压压气机102与高压涡轮104连接于高压轴(未示出)。在周向和轴向上，上述发动机元件均被分段机匣所包围。航空发动机工作时，空气从上游侧流经低压压气机，经低压压气机压缩的空气流到高压压气机102，然后经高压压气机102压缩的空气再流入到燃烧室103中与燃油混合燃烧，燃烧气体驱动高压涡轮104和低压涡轮105，高压涡轮104驱动高压压气机102转动，低压涡轮105再驱动风扇100转动。

叶尖间隙控制系统需要收集风扇100外涵的引气1’，引气经过一段弯转的引气管路2’，进入需要进行间隙控制的机匣上方的周向分配管4，再通过分配管4和集气腔5进入歧管6，最后从冲击孔7中排出，对机匣8进行冲击，通过改变机匣8的变形调节机匣8与转子9的叶尖间隙10。此外，可以通过一个控制阀门3对引气1’的流量进行调节，获得最佳的变形匹配。需要指出的是，图1冲击位置仅为示意，不特别针对高压涡轮间隙控制，机匣8和转子叶片9可以是高压涡轮、低压涡轮或者是高压压气机。

可以看出，含有大量灰尘和颗粒的引气1’，经由叶尖间隙控制系统来到冲击孔7处，并排出到机匣所在的核心舱中。在长期工作下，冲击孔7容易被灰尘或其他颗粒污染物堵塞，使间隙控制系统性能减弱。

针对上述问题，本发明采用以下实施方式加以解决：

如图3至图5所示，本发明提供一种防尘装置，用于分离航空发动机引气1中的污染物12，包括引气管路2，引气管路2在引气1的流动方向上具有主流路管路2a，主流路管路2a分叉为第一流路管路2b和第二流路管路2c，第一流路管路2b上设置有用于阻挡引气1的盲端11b；至少一部分引气1能够流入第一流路管路2b并被盲端11b阻挡，使得至少一部分污染物12滞留在第一流路管路2b中，并且还使得至少一部分引气1沿第一流路管路2b回流，并且流入第二流路管路2c。引气1被盲端11b阻挡后，引气1中所含的污染物12灰尘或颗粒物在惯性力的作用下下无法像引气1一样轻易地沿原路返回，从而滞留在具有盲端11b的第一流路管路2b中，实现污染物12和引气1的分离。

“主流路管路2a分叉为第一流路管路2b和第二流路管路2c”这一过程可通过在引气管路2的某一根管道上的某处形成分支管来实现。如图4所示，“主流路管路2a分叉为第一流路管路2b和第二流路管路2c”可以通过使引气管路2形成“t”形管路来实现。“t”形管路可以通过一体成型的方式铸造而成。主流路管路2a与第一流路管路2b位于“t”形的水平侧，第二流路管路2c位于“t”形的竖直侧。第一流路管路2b的流体流动方向与主流路管路2a的流体流动方向之间最好具有较小的夹角，这样可以使引气1能够方便地流入到第一流路管路2b中，该夹角优选为零度(如图4所示)。

此外，为使引气1更容易进入第一流路管路2b，主流路管路2a和第一流路管路2b的内壁上设置有光滑涂层16，光滑涂层16用于减少引气1的流动阻力，同时使得引气1更容易从沿第一流路管路2b回流。光滑涂层16可采用耐磨陶瓷材料。

继续参考图4，第一流路管路2b包括可拆卸体11和第一开口201，可拆卸体11包括开口端11a和盲端11b，开口端11a与第一开口201连接；引气1能够依次经由第一开口201和开口端11a进入可拆卸体11中。开口端11a与第一开口201的连接优选为可拆卸连接，比如法兰连接、螺纹连接等等，这样的设计方便对可拆卸体11进行更换和清理。开口端11a与第一开口201的连接也可以是焊接、粘接等连接方式。

可拆卸体11还包括用于储存污染物12的凹槽15，盲端11b上安装有用于抽吸污染物12的抽气泵13，盲端11b上开设有抽气孔14，抽气泵13能够经由抽气孔14抽吸污染物12。凹槽15优选地设置在污染物12容易聚集的地方，比如，当第一流路管路2b处于水平状态，第二流路管路2c处于竖直向上的状态时，由于重力的作用，污染物12容易积聚在可拆卸体11的下侧，所以凹槽15也设置在可拆卸体11的下侧，抽气孔14靠近凹槽15设置。

如图3至图5所示，本发明提供一种航空发动机，包括风扇外涵，还包括防尘装置，防尘装置从风扇外涵获取引气1并且分离引气1中的污染物12，防尘装置包括引气管路2，引气管路2在引气1的流动方向上具有主流路管路2a，主流路管路2a分叉为第一流路管路2b和第二流路管路2c，第一流路管路2b上设置有用于阻挡引气1的盲端11b；至少一部分引气1能够流入第一流路管路2b并被盲端11b阻挡，使得至少一部分污染物12滞留在第一流路管路2b中，并且还使得至少一部分引气1沿第一流路管路2b回流，并且流入第二流路管路2c。引气1被盲端11b阻挡后，引气1中所含的污染物12(灰尘或颗粒物)在惯性力的作用下下无法像引气1一样轻易地沿原路返回，从而滞留在具有盲端11b的第一流路管路2b中，实现污染物12和引气1的分离。

“主流路管路2a分叉为第一流路管路2b和第二流路管路2c”这一过程可通过在引气管路2的某一根管道上的某处形成分支管来实现。如图4所示，“主流路管路2a分叉为第一流路管路2b和第二流路管路2c”通过使引气管路2形成“t”形管路来实现。“t”形管路可以通过一体成型的方式铸造而成。主流路管路2a与第一流路管路2b位于“t”形的水平侧，第二流路管路2c位于“t”形的竖直侧。第一流路管路2b的流体流动方向与主流路管路2a的流体流动方向之间应该具有较小的夹角，这样可以使引气1能够方便地流入到第一流路管路2b中，该夹角优选为零度(如图4所示)。

此外，为使引气1更容易进入第一流路管路2b，主流路管路2a和第一流路管路2b的内壁上设置有光滑涂层16，光滑涂层16用于减少引气1的流动阻力，同时使得引气1更容易从沿第一流路管路2b回流。光滑涂层16可采用耐磨陶瓷材料。

继续参考图3，第一流路管路2b沿航空发动机的轴向设置，并且位于航空发动机的轴心线a-a所位于的水平面的下侧，第二流路管路2c沿航空发动机的径向设置，并且第二流路管路2c内的引气1的流动方向指向航空发动机的轴心线a-a。这样的设置方式是为了使引气1从第一流路管路2b回流至第二流路管路2c时是一个从下到上的运动过程，在重力的作用下，污染物12更加不容易随引气1回流到第二流路管路2c中，使得航空发动机可以获得更好的除尘效果。

继续参考图4，第一流路管路2b包括可拆卸体11和第一开口201，可拆卸体11包括开口端11a和盲端11b，开口端11a与第一开口201连接；引气1能够依次经由第一开口201和开口端11a进入可拆卸体11中。开口端11a与第一开口201的连接优选为可拆卸连接，比如法兰连接、螺纹连接等等，这样的设计方便对可拆卸体11进行更换和清理。开口端11a与第一开口201的连接也可以是焊接、粘接等连接方式。

可拆卸体11还包括用于储存污染物12的凹槽15，盲端11b上安装有用于抽吸污染物12的抽气泵13，盲端11b上开设有抽气孔14，抽气泵13能够经由抽气孔14抽吸污染物12。凹槽15优选地设置在污染物12容易聚集的地方，比如，当第一流路管路2b处于水平状态，第二流路管路2c处于竖直向上的状态时，由于重力的作用，污染物12容易积聚在可拆卸体11的下侧，所以凹槽15也设置在可拆卸体11的下侧，抽气孔14靠近凹槽15设置。

为提高防尘效果，航空发动机的叶尖间隙控制系统可采用多个本发明提供的防尘装置(包括在引气管路2上多处设置可拆卸体11)，以最大限度地对引气1进行除尘。

本发明的积极进步效果在于：本发明公开的防尘装置、航空发动机及防尘方法，其引气管路采用了从一处分叉的两条流动管路，且其中一条流动管路具有盲端，引气被盲端阻挡后，引气中所含的污染物(灰尘或颗粒物)在惯性力和重力的影响下无法像引气一样轻易地沿原路返回，从而滞留在具有盲端的流动管路中，实现污染物和引气的分离。本发明公开的防尘装置、航空发动机及防尘方法具有简单、高效、易于维护和修理的特点。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。