一种航空发动机高导及高涡外环气流路的除尘装置的制作方法

本申请属于航空发动机防尘技术设计领域，特别涉及一种航空发动机高导及高涡外环气流路的除尘装置。

背景技术：

现代发动机及所装配飞机一般都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道尘土较多的情况下，发动机会吸入带有较多杂质和沙尘的气体。随着航空发动机涡轮入口温度的不断提高，高压涡轮导向叶片及高涡外环的冷却结构越来越复杂，不仅有冲击冷却、多冷却通道，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，则会造成冲击孔、冷却孔的堵塞，冷却空气流动受阻，换热降低，造成叶片超温甚至烧毁。

然而目前对于高压涡轮导向叶片及高涡外环的冷却空气来自发动机主流道未燃烧的压缩空气，直接将冷却空气引入高压涡轮导向叶片及高涡外环，这种引气方案并没有对所引的冷却气采取专门的除尘措施。

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了一种航空发动机高导及高涡外环气流路的除尘装置，以解决直接将冷却空气引入高压涡轮导向叶片及高涡外环中存在大量尘沙的问题。

本申请的技术方案是：

一种航空发动机高导及高涡外环供气流路的除尘装置，包括：

第一环部，轴向一端向轴心方向延伸，轴向另一端设有第一外沿，所述第一环部中部开设有沿径向方向的第一通孔；

第二环部，轴向一端背向轴心方向延伸，轴向另一端设有第二外沿，所述第二换部中部开设有沿径向方向的第二通孔；

所述第一环部轴向一端端部与所述第二环部轴向一端端部连接在一起，且所述第一环部轴向另一端端面与所述第二环部轴向另一端端面位于同一个平面。

根据本申请的至少一个实施方式，所述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，所述除尘装置是由一个整体件制成。

根据本申请的至少一个实施方式，在所述第一通孔与所述第一外沿之间的所述第一环部的外壁上设有周向的第一挡板。

根据本申请的至少一个实施方式，在所述第二通孔与所述第二外沿之间的所述第二环部的内壁上设有周向的第二挡板。

根据本申请的至少一个实施方式，所述航空发动机高导及高涡外环供气流路的除尘装置直接卡套在主流道上。

根据本申请的至少一个实施方式，所述第一通孔设置有12个。

根据本申请的至少一个实施方式，所述第二通孔设置有12个。

根据本申请的至少一个实施方式，所述第一通孔与所述第二通孔的尺寸相同。

根据本申请的至少一个实施方式，所述第一环部与所述第二环部之间形成的角是锐角。

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高导及高涡外环供气流路的除尘装置能够有效的防止细小的沙尘进入高压涡轮导向叶片及高涡外环，避免冷却气体受阻，为高压涡轮导向叶片及高涡外环提供充足的冷却，保障高压涡轮导向叶片及高涡外环的安全运行，且该除尘装置结构简单，成本投入低。

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左视图；

图3是本申请提供的除尘装置的左视图的局部剖图；

图4是本申请提供的除尘装置在流道上的安装及其工作原理图。

其中：

1-第一环部，2-第二环部，3-沙尘，4-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高导及高涡外环供气流路的除尘装置，包括：

第一环部1，如图1与图3所示，轴向一端向轴心方向延伸，轴向另一端设有第一外沿，在所述第一环部1中部开设有沿径向方向的第一通孔；

第二环部2，如图1与图3所示，轴向一端背向轴心方向延伸，轴向另一端设有第二外沿，在所述第二换部2中部开设有沿径向方向的第二通孔；

所述第一环部1轴向一端端部与所述第二环部2轴向一端端部连接在一起，且所述第一环部1轴向另一端端面与所述第二环部2轴向另一端端面位于同一个平面，如图2与图3所示。

在本实施例中，该除尘装置是安装在航空发动机的高压涡轮导向叶片及高涡外环(简称高导及高涡外环)的供气的主流道4中，该主流道是一种环状的通道，且所述的环境是高温状态，所以该除尘装置是采用高温合金材质制成。

可以理解的是，该除尘装置结构简单，可以是一整个整体件制成，比如冲压，或者该除尘装置是焊接而成。

该除尘装置的表面要求光滑，即该除尘装置的粗糙度的值较小，保证主流道4内的气体流通顺畅。

在一些可选的实施方式中，在所述第一通孔与所述第一外沿之间的所述第一环部1的外壁上设有周向的第一挡板。在所述第二通孔与所述第二外沿之间的所述第二环部2的内壁上设有周向的第二挡板。设置第一环板与第二环板的主要是对进入主流道4内的沙尘等起到一个阻碍的作用，如图4所示，箭头所指向的是主流道4内的气体的流动方向，气体在经过第一通孔与及第二通孔时会发生一个转向，首先可知，沙尘的密度是明显大于气体的密度的，当气体发生转向，沙尘会在惯性作用下，冲积到如图4中所示的沙尘3的位置处，设置有第一挡板或第二挡板会减少沙尘3在气体的冲击下进入下游，起到一定的阻碍作用。可以理解的是，在如图4中所示的沙尘3的位置处还可以设置有海绵状的网状结构，可以有效地贮存沙尘，在后期维护时可以直接清洗或更换。

在一些可选的实施方式中，所述第一通孔设置有12个，所述第二通孔设置有12个。可以理解的是，第一通孔或第二通孔的数量可以所处环境以及需求进行确定，比如8个、10个、20个等。同时还可以改变通孔的形状等。以及所述第一通孔与所述第二通孔的尺寸相同，保证气体的通过量。

在一些可选的实施方式中，所述第一环部1与所述第二环部2之间形成的角是锐角。在该实施例中，第一环部1与第二环部2之间的夹角是锐角时，气体经过第一通孔或第二通孔时的转弯的角度较大，容易分离出沙尘3，但是当夹角较大时，气体转弯时的角度较小，气体会直接通过第一通孔或第二通孔，将达不到理想的除尘效果。

本申请提供的航空发动机高导及高涡外环供气流路的除尘装置能够有效的防止细小的沙尘进入高压涡轮导向叶片及高涡外环，避免冷却气体受阻，为高压涡轮导向叶片及高涡外环提供充足的冷却，保障高压涡轮导向叶片及高涡外环的安全运行，且该除尘装置结构简单，成本投入低

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。