一种航空发动机工作叶片供气流路的除尘装置的制作方法

本申请属于航空发动机的除尘技术领域，特别涉及一种航空发动机工作叶片供气流路的除尘装置。

背景技术：

现代发动机及所装配的飞机一般要求全天候以及恶劣环境条件下正常工作的能力，比如在沙尘气象条件下或者起飞跑到尘土较多的情况下，发动机势必会吸入较多混有的杂质和沙尘的气体。

随着航空发动机涡轮入口温度的不断提高，高压涡轮工作叶片的冷却结构愈来愈复杂，不仅有较多冷却通孔，而且前缘处有许多小的气膜冷却孔，后缘有很窄的出气缝，如果冷却空气中含有细小沙尘，则会造成冷却孔的堵塞，冷却空气流动受阻，造成叶片超温甚至烧毁。因此，冷却空气的清洁程度关系着高压涡轮工作叶片的安全和寿命，进而关系着整个发动机的安全和经济性。

目前对于高压涡轮工作叶片的冷却空气来自发动机主流道未燃烧的压缩空气，通过在主流道内外壁上开通气孔或引气管实现，冷却空气通过预旋喷嘴后进入高压涡轮工作叶片，这种引气方案并没有对所引的冷却空气采取专门的除尘措施，也就是说目前常规的高压涡轮工作叶片引气方案中并没有设计专门的用于除尘的装置。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

技术实现要素：

本申请的目的是提供一种航空发动机工作叶片供气流路的除尘装置，以解决

本申请的技术方案是：

一种航空发动机工作叶片供气流路的除尘装置，包括：依次同轴连接的第一管体、第二管体、第三管体以及第四管体；

所述第一管体与所述第四管体的直径相同；

所述第二管体的一端与所述第一管体的一端连接，且直径相同，所述第二管体的另一端与所述第三管体的一端连接，且直径相同，所述第二管体的另一端的直径大于所述第二管体的一端的直径；

所述第三管体的另一端与所述第四管体的一端连接，且直径相同；

所述第三管体上开设有垂直于第三管体外壁的通孔；

其中，所述航空发动机工作叶片供气流路的除尘装置套设在发动机主流道内环的分流口上。

根据本申请的至少一个实施方式，所述航空发动机工作叶片供气流路的除尘装置是一个整体件。

根据本申请的至少一个实施方式，所述航空发动机工作叶片供气流路的除尘装置采用高温合金材质制成。

根据本申请的至少一个实施方式，所述第一管体与所述发动机主流道内环壁面采用焊接连接在一起。

根据本申请的至少一个实施方式，所述第二管体与所述发动机主流道内环壁面采用焊接连接在一起。

根据本申请的至少一个实施方式，所述第三管体上的所述通孔沿周向均匀设置有12个。

根据本申请的至少一个实施方式，所述第一管体与所述第二管体之间形成一个背向轴心方向的第一角度，所述第一角度是钝角。

根据本申请的至少一个实施方式，所述第三管体与所述第四管体之间形成一个背向轴心方向的第二角度，所述第二角度是钝角。

根据本申请的至少一个实施方式，所述第一角度大于第二角度。

根据本申请的至少一个实施方式，所述航空发动机工作叶片供气流路的除尘装置由冲压工艺制成。

本申请至少存在以下有益技术效果：

本申请提供的航空发动机工作叶片供气流路的除尘装置的结构简单，成本投入低，能够有效的防止细小沙尘进入高压涡轮工作叶片，避免冷却空气受阻，为高压涡轮工作叶片提供充分的冷却，保障高压涡轮工作叶片及发动机的安全运行。

附图说明

图1是本申请提供的除尘装置的主视图；

图2是本申请提供的除尘装置的右视图；

图3是本申请提供的除尘装置的左视图；

图4是本申请提供的除尘装置在实际安装后局部效果图。

其中：

1-第一管体，2-第二管体，3-第三管体，4-第四管体，5-主流道。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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，仅是为了便于描述本申请和简化描述，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申请保护范围的限制。

下面结合附图1至图4对本申请做进一步详细说明。

本申请的技术方案是：

如图1至图3所示是本申请提供的一种航空发动机工作叶片供气流路的除尘装置(简称除尘装置)，包括：依次同轴连接的第一管体1、第二管体2、第三管体3以及第四管体4；

所述第一管体1与所述第四管体4的直径相同；

所述第二管体2的一端与所述第一管体1的一端连接，且直径相同，所述第二管体2的轴另一端与所述第三管体3的一端连接，且直径相同，所述第二管体2的另一端的直径大于所述第二管体2的一端的直径；

所述第三管体3的另一端与所述第四管体4的一端连接，且直径相同；

所述第三管体3上开设有垂直于第三管体3外壁的通孔；

其中，所述航空发动机工作叶片供气流路的除尘装置套设在发动机主流道内环的分流口上。

在本实施例中，将本申请的除尘装置安装在主流道5的内环的分流口上，如图4所示，该主流道5是一种环状的管道，来自发动机的主流道5的未燃烧的压缩空气，经过除尘装置上的通孔时，气流方向会发生180°左右的转变，已知的，沙尘的密度明显大于该流通空气的密度，在惯性力的作用下，多数的沙尘会在被甩到图4中的b位置，之后气流在经过90°的转弯后，同理，在惯性力的作用下，沙尘会被甩至如图4中a位置，气体经过主流道5内环壁面上的分流口去往高压涡轮工作叶片，继而即进入高压涡轮工作叶片，气体进行了两次对沙尘的分离，有效的减少了沙尘，来自燃烧室冷却空气中的沙尘就不会随气流流向高压涡轮工作叶片。

可以理解的是，随着发动机的使用，a与b位置处的沙尘会主减增多，因此在飞机检修或者维护的时候，需要专门对着两处的沙尘进行清理，以确保在发动机全生命周期内，该除尘装置能够有效的进行工作。

在一些可选的实施方式中，所述航空发动机工作叶片供气流路的除尘装置是一个整体件，可以由冲压工艺制成，可以理解的是，尽量保证该除尘装置的表面粗糙度的值小，这样会减少气体流动过程中的摩擦，同样减少了振动。

在一些可选的实施方式中，所述航空发动机工作叶片供气流路的除尘装置采用高温合金材质制成，能够保证该除尘装置有一个好的材质面对该处的高温环境。

在一些可选的实施方式中，所述第一管体1与所述发动机主流道内环壁面采用焊接连接在一起。

在一些可选的实施方式中，所述第二管体2与所述发动机主流道内环壁面采用焊接连接在一起，在该实施例中，因为安装位置的空间以及主流道5运输气体的作用，采用焊接会更加稳固。

在一些可选的实施方式中，所述第三管体3上的所述通孔沿周向均匀设置有12个，可以理解的是，所述通孔的数量可以根据飞机所处的环境，沙尘的密集度来设定，比如，可以是8个、10个或者20个，同理，通孔的形状、大小都可以调节。

在一些可选的实施方式中，如图4所示，所述第一管体1与所述第二管体2之间形成一个背向轴心方向的第一角度r1，所述第一角度是钝角。和/或所述第三管体3与所述第四管体4之间形成一个背向轴心方向的第二角度，所述第二角度r2是钝角。这样可以使得气体的流通更加顺畅，同样减少振动。在该实施例中，优选的是所述第一角度r1大于第二角度r2。

本申请提供的航空发动机工作叶片供气流路的除尘装置的结构简单，成本投入低，能够有效的防止细小沙尘进入高压涡轮工作叶片，避免冷却空气受阻，为高压涡轮工作叶片提供充分的冷却，保障高压涡轮工作叶片及发动机的安全运行。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。