航空发动机用离心分离装置制造方法
【专利摘要】本发明提供了一种航空发动机用离心分离装置，包括转动轴和套设于转动轴外壁上的离心分离器，离心分离器包括套设于转动轴上的壳体和多孔金属，多孔金属填充于壳体内；壳体的一端面上沿其周向设置多个回油孔。本发明提供的航空发动机用离心分离装置较幅板叶片式离心分离装置结构简单紧凑、装拆方便、重量轻、加工维护成本低、油气分离效率高。
【专利说明】航空发动机用离心分离装置
【技术领域】
[0001]本发明涉及航空发动机领域，特别地，涉及一种航空发动机用离心分离装置。
【背景技术】
[0002]航空发动机滑油系统是航空涡桨发动机机械系统的重要组成部分，负责供给航空涡桨发动机各个零件所需滑油，决定着发动机能否安全、可靠地工作。随着现代航空发动机向着高温、高速、高功重比发展，对航空发动机润滑系统的设计提出了更高的要求。
[0003]离心分离装置是滑油系统的重要组成部分，它装配于附件机匣中，主要利用离心力场将传动系统中的润滑油和热气分离。将分离后的润滑油回收循环再利用，从而保障传动系统能够长时间在正常润滑状态下运转。而一旦离心分离装置效率低下或发生故障，将导致滑油系统不能正常工作，直至整个发动机失效，后果极其严重。目前，常用的是幅板叶片式离心分离装置。
[0004]幅板叶片式离心分离装置气油分离效率低，发动机运行稳定性低，滑油消耗量大，相同续航时间发动机所需携带的滑油量较大，油箱的容积也需相应的增加。势必增加发动机的重量，从而降低发动机的功重比。
【发明内容】
[0005]本发明目的在于提供一种航空发动机用离心分离装置，以解决现有技术中幅板叶片式离心分离装置滑油消耗量大，不适于航空发动机使用的技术问题。
[0006]为实现上述目的，根据本发明提供了一种航空发动机用离心分离装置，包括转动轴和套设于转动轴外壁上的离心分离器，离心分离器包括套设于转动轴上的壳体和多孔金属，多孔金属填充于壳体内；壳体的一端面上沿其周向设置多个回油孔。
[0007]进一步地，离心分离器还包括出气槽，出气槽设置于壳体的内壁上；转动轴内部设置通气腔，通气腔一端封闭一端与大气连通，壳体通过出气槽与通气腔相连通。
[0008]进一步地,壳体包括第一壳体、第二壳体，第一壳体的一端为敞口，另一相对端为封闭，第二壳体的一端为敞口，另一相对端为封闭；第一壳体的敞口的外壁与第二壳体的敞口的外壁对齐固接，第一壳体与第二壳体拼接形成壳体；回油孔设置于第二壳体的封闭端面上。
[0009]进一步地，第一壳体的中心处沿其轴向形成第一安装孔；第二壳体的中心处沿其轴向形成第二安装孔；第一安装孔的延伸端与第二安装孔的延伸端形围成出气槽。
[0010]进一步地，还包括:第一密封圈和第二密封圈，第一壳体的封闭端面的侧壁紧贴转动轴沿其轴向延伸形成密封环，第一密封圈安装于密封环内壁上；第二密封圈安装于第二壳体的侧壁上并紧贴转动轴；第一密封圈和第二密封圈密封第一壳体、第二壳体与转动轴。
[0011]进一步地,还包括:传动齿轮，传动齿轮一体成型于转动轴的一端，传动齿轮靠近离心分离器的一端沿其轴向延伸形成安装台，离心分离器套设安装于安装台上。
[0012]进一步地，多孔金属厚度为42.4?22.4mm。[0013]进一步地，多孔金属厚度为36.4?28.4mm。
[0014]进一步地，多孔金属厚度为32.4mm。
[0015]进一步地，多孔金属的外径为87?87.5mm,内径为46.5?47mm。
[0016]进一步地，回油孔个数为20个,每个回油孔直径为93.55mm。
[0017]进一步地,多孔金属包括第一多孔金属和第二多孔金属；壳体包括第一壳体、第二壳体，第一壳体的一端为敞口，另一相对端为封闭，第二壳体的一端为敞口，另一相对端为封闭；第一壳体的敞口的外壁与第二壳体的敞口的外壁对齐固接，第一壳体与第二壳体拼接形成壳体；第一多孔金属放置于第一壳体内，第二多孔金属放置于第二壳体内，第一多孔金属和第二多孔金属通过销钉分别固定于第一壳体和第二壳体内。
[0018]进一步地,第一多孔金属和第二多孔金属厚度相等。
[0019]本发明具有以下有益效果:
[0020]本发明提供的航空发动机用离心分离装置通过采用形成于转动轴上的离心分离器，使得进入离心分离器的油气混合物在离心力的作用下，经多孔金属分离，使得油气混合物在多孔金属内分离，从而提高了滑油再利用率，降低了发动机所需携带滑油量，从而降低了发动机的总重。本发明提供的离心分离装置较幅板叶片式离心分离装置结构简单紧凑、装拆方便、重量轻、加工维护成本低、油气分离效率高。
[0021]除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
【专利附图】
【附图说明】
[0022]构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中:
[0023]图1是本发明优选实施例的主视剖视示意图；
[0024]图2是本发明优选实施例的侧视示意图；
[0025]图3是本发明优选实施例的金相示意图。
[0026]图例说明:
[0027]100、转动轴；110、传动齿轮；120、通气腔；200、离心分离器；210、第一壳体；211、第一安装孔；222、第二安装孔；215、密封环；220、第二壳体；221、回油孔；230、销钉；240、
第一多孔金属；250、第二多孔金属；260、出气槽；300、第一密封圈；310、第二密封圈。
【具体实施方式】
[0028]以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。
[0029]本发明通过使用多孔金属作用油气混合物分离材料，从而将发动机内部产生的油气混合物中的滑油分离，使得滑油能再次进入发动机内部，发挥滑油作用。
[0030]实施例1
[0031]参见图1，本发明提供了一种航空发动机用离心分离装置，该装置包括转动轴100、套装于转动轴100外壁上的离心分离器200。转动轴100的第二端紧靠壳体设置传动齿轮110。通过传动齿轮110使得转动轴100转动。转动轴100转动带动离心分离器200转动，离心分离器200内部形成离心力场。
[0032]参见图1和图2，离心分离器200包括第一壳体210、第二壳体220、油气分离材料和销钉230。第一壳体210的一端封闭。第一壳体210的一端为敞口。第一壳体210的内部形成空腔。第一壳体210的中心处沿其轴向设有第一安装孔211。第二壳体220的一端为敞口。第二壳体220的相对端为封闭端。第二壳体220的内部形成空腔。第二壳体220的中心处沿其轴向设有第二安装孔222。
[0033]第一壳体210的敞口端与第二壳体220的敞口端相接。第一壳体210和第二壳体220的敞口端外壁对齐相固接。第二安装孔222与第一安装孔211对齐。第一安装孔211的第一侧壁靠近第一壳体210的敞口端并与之间隔设置。第二安装孔222的第二侧壁靠近第二壳体220的敞口端并与之间隔设置。第一侧壁与第二侧壁在第一安装孔221与第二安装孔222围成的安装通道的中部作为出气槽260的槽壁，围成出气槽260。
[0034]第二壳体220的封闭端面上设有多个回油孔221。回油孔221为沿第二壳体220周向均布于第二壳体220上。回油孔221为阶梯孔。能有效防止分离后的滑油再次回到离心分离器200内。
[0035]第一壳体210和第二壳体220拼接后形成圆环状壳体。第一壳体210与第二壳体220通过焊接将第一壳体210和第二壳体220的外壁拼接端固接形成整体，作为壳体。出气槽260形成于壳体的内壁上。壳体通过第一安装孔211与第二安装孔222套设安装于传动齿轮110后端沿其轴向延伸形成的安装台上。转动轴100的第一端内设置通气腔120。通气腔120 —端封闭另一端与大气相连通。壳体套设于通气腔120外的转动轴100上。通气腔120的侧壁上设置通孔。传动齿轮110后端的安装台上对应位置处设置第二通孔。第二通孔连通转动轴100内的通气腔120和壳体内壁上的出气槽260。使得壳体内部与大气环境通过出气槽260相连通。
[0036]第一壳体210第一端面的内壁紧贴转动轴100沿轴向延伸形成密封环215。密封环215的内壁紧贴设置第一密封圈300。第二壳体220的内壁沿其周向安装第二密封圈310。第一密封圈300和第二密封圈310将壳体的内壁面与滑油系统封闭，使得从出气槽260进入通气腔120的空气不会再次进入滑油系统内。防止未经分离的油气混合物从壳体与转动轴100连接处透出滑油系统，导致滑油泄露和损失降低滑油回收使用率。
[0037]壳体内部依次填充油气分离材料。油气分离材料为多孔金属。多孔金属可以为常用多孔金属优选为镍铬合金制成的多孔金属，该材料的金相显微镜结果图如图3所示。参见图3，由于多孔金属中存在大量的孔径大于500 μ m的孔。而且这些孔彼此交错、叠置，孔洞后均可出现其他孔洞的边缘。使得进入该多孔金属的油气混合物在离心力的作用下从离心分离器200的中心向外运动。运动过度中油滴撞击多孔金属内交错的金属丝,运动速度下降，而气体则继续保持高速运动。从而使得油滴与气体分离。多孔金属具有比表面积大、孔结构可控和透气性好等性能。能将滑油储存在多孔金属的海绵状孔隙中，在离心力的作用下提升油气分离效率。该多孔金属可按常规方法制得，例如刘培生，黄林国发表于《功能材料》2002，33(1)的《多孔金属材料制备方法》中公开的“3.3.纤维冶金法制备”中提到的纤维业绩法制备得到。具体也可以为如CN200810232586.9中公开的制备方法制得。采用镍镉合金制成的多孔金属在满足强度要求的前提下，可以最大程度的将进入离心分离器200的油气混合物分离。[0038]多孔金属包括第一多孔金属240和第二多孔金属250。第一多孔金属240和第二多孔金属250结构相同。均为圆环块状实心体。第一多孔金属240和第二多孔金属250通过贯通第一多孔金属240和第二多孔金属250的销钉230固定于壳体内。第一多孔金属240和第二多孔金属250组合后与壳体形成间隙配合。
[0039]由于壳体仅通过设置于第二壳体220封闭端面上的回油孔221与滑油系统相连通，使得进入壳体的油气混合物能在壳体内与多孔金属充分作用，直至滑油在多孔金属内聚集足够后才再次从回油孔221流回壳体。使得油气混合物充分分离。回油孔221设置20个，每个回油孔221的孔径为9.55_。采用该尺寸的回油孔221能使得油气混合物进入壳体内部充分分离，又能防止油气混合物未经充分分离就离开壳体。提高了油气混合物的分尚效果。
[0040]分离后的滑油聚集后从回油孔221流回滑油系统内再次得到利用。同时分离后的气体可以从第一壳体210和第二壳体220内壁之间形成的出气槽260进入转动轴100内的通气腔120内。从而排出滑油系统。再配合第一密封圈300和第二密封圈310能进一步的防止携带少量滑油的油气混合物再次进入滑油系统内。通过通气腔120与离心分离器200的配合使得航空发动机用离心分离装置起到通气的作用。
[0041]多孔金属对油气混合物的分离效率与油气混合物在其内的流阻有关系。当所用第一多孔金属240和第二多孔金属250的厚度为16.2mm时，流阻小且分离效率达到最优。所用第一多孔金属240和第二多孔金属250的外径为87.2mm,内径为46.8mm。米用该尺寸的第一多孔金属240和第二多孔金属250能在降低发动机尺寸和重量的前提下，进一步加强进入离心分离器200内的油气混合物的分离效率。经试验验证，采用本发明提供的油气离心分离装置能相对常用的幅板式离心通风器滑油的消耗量下降59%。说明采用本发明提供的离心分离装置能有效提高油气分离效率，从而减少滑油消耗量，降低发动机重量，提高发动机使用稳定性和安全性。
[0042]另一方面，该多孔金属的重量仅为相同尺寸的铝材的1/5。从而降低了发动机的重量。能充分满足航空发动机对低重量的情况下。同时在满足低重量的要求的情况下还能最大程度的分离发动机内的油气混合物，从而降低了发动机所需携带滑油的重量，从而进一步的降低了发动机的重量。使其尤其是与航空发动机的需要。
[0043]本发明提供的航空发动机用离心分离装置在试验室进行了性能考核试验300小时，已使用在5000kW级航空涡桨发动机上，整机试车累计150小时，平均滑油消耗量低于
0.2L/小时。本发明提供的航空发动机用离心分离装置与传筒的幅板叶片式离心通风器相t匕，结构简单紧凑、装拆方便、重量轻、加工维护成本低、分离效率高。
[0044]实施例2
[0045]与实施例1的区别在于壳体安装于传动齿轮110的外壁上。通过沿转动轴100周向均布的三个螺钉固定。壳体与转动轴100 —体化。相对幅板式离心通风器滑油的消耗量下降量与实施例1相同。
[0046]实施例3
[0047]与实施例1的区别在于:仅设置一整块多孔金属，该多孔金属的厚度为32.4_。所用孔金属的外径为87_，内径为47_。相对幅板式离心通风器滑油的消耗量下降量与实施例I相同。[0048]实施例4
[0049]与实施例1的区别在于:第一多孔金属240的厚度为IOmm和第二多孔金属250的厚度为12.4mmο所用孔金属的外径为87.5mm,内径为46.5mm?相对幅板式离心通风器滑油的消耗量下降39%。
[0050]实施例5
[0051]与实施例1的区别在于:第一多孔金属240和第二多孔金属250的厚度为21.2mm。相对幅板式离心通风器滑油的消耗量下降49%。
[0052]实施例6
[0053]与实施例1的区别在于:第一多孔金属240和第二多孔金属250的厚度为18.2mm。相对幅板式离心通风器滑油的消耗量下降55%。
[0054]实施例7
[0055]与实施例1的区别在于:第一多孔金属240和第二多孔金属250的厚度为14.2mm。相对幅板式离心通风器滑油的消耗量下降54%。
[0056]实施例8
[0057]与实施例1的区别在于:第一多孔金属240和第二多孔金属250的厚度为15.2mm。相对幅板式离心通风器滑油的消耗量下降57%。
[0058]实施例9
[0059]与实施例1的区别在于:未设置传动齿轮110。相对幅板式离心通风器滑油的消耗量下降59 %。
[0060]实施例10
[0061]与实施例1的区别在于:未设置出气槽260。相对幅板式离心通风器滑油的消耗量下降40%。
[0062]由实施例1~10可知，通过采用本发明提供的离心分离装置后，能有效的提高航空发动机内部，滑油系统中，油气混合物的分离效率，从而降低滑油系统内的滑油消耗量，起到降低成本，减轻发动机重量的作用。
[0063] 以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
【权利要求】
1.一种航空发动机用离心分离装置，其特征在于，包括转动轴(100)和套设于所述转动轴(100)外壁上的离心分离器(200)， 所述离心分离器(200)包括套设于所述转动轴(100)上的壳体和多孔金属，所述多孔金属填充于所述壳体内； 所述壳体的一端面上沿其周向设置多个回油孔(221)。
2.根据权利要求1所述的离心分离装置，其特征在于，所述离心分离器(200)还包括出气槽(260)，所述出气槽(260)设置于所述壳体的内壁上； 所述转动轴(100)内部设置通气腔(120)，所述通气腔(120) —端封闭一端与大气连通，所述壳体通过所述出气槽(260)与所述通气腔(120)相连通。
3.根据权利要求1所述的离心分离装置，其特征在于，所述壳体包括第一壳体(210)、第二壳体(220)， 所述第一壳体(210)的一端为敞口，另一相对端为封闭,所述第二壳体(220)的一端为敞口，另一相对端为封闭； 所述第一壳体(210)的敞口的外壁与所述第二壳体(220)的敞口的外壁对齐固接，所述第一壳体(210)与所述第二壳体(220)拼接形成所述壳体； 所述回油孔(221)设置于所述第二壳体(220)的封闭端面上。
4.根据权利要求 3所述的离心分离装置，其特征在于， 所述第一壳体(210)的中心处沿其轴向形成第一安装孔(211)； 所述第二壳体(220)的中心处沿其轴向形成第二安装孔(222)； 所述第一安装孔(211)的延伸端与所述第二安装孔(222)的延伸端围成所述出气槽(260)。
5.根据权利要求3所述的离心分离装置，其特征在于，还包括:第一密封圈(300)和第二密封圈(310)，所述第一壳体(210)的封闭端面的侧壁紧贴所述转动轴(100)沿其轴向延伸形成密封环(215)，所述第一密封圈(300)安装于所述密封环(215)的内壁上； 所述第二密封圈(310)安装于所述第二壳体(220)的侧壁上并紧贴所述转动轴(100)； 所述第一密封圈(300)和第二密封圈(310)密封所述第一壳体(210)、第二壳体(220)与所述转动轴(100)。
6.根据权利要求1~5中任一项所述的离心分离装置，其特征在于，还包括:传动齿轮(110),所述传动齿轮(110) —体成型于所述转动轴(100)的一端,所述传动齿轮(110)靠近所述离心分离器(200)的一端沿其轴向延伸形成安装台，所述离心分离器(200)套设安装于所述安装台上。
7.根据权利要求6所述的离心分离装置，其特征在于，所述多孔金属厚度为42.4~。22.4mm η
8.根据权利要求7所述的离心分离装置，其特征在于，所述多孔金属厚度为36.4~。28.4mmη
9.根据权利要求8所述的离心分离装置，其特征在于，所述多孔金属厚度为32.4mm。
10.根据权利要求7所述的离心分离装置，其特征在于，所述多孔金属的外径为87~。87.5mm,内径为 46.5 ~47mm。
11.根据权利要求10所述的离心分离装置，其特征在于，所述回油孔(221)个数为20个，每个所述回油孔(221)直径为93.55mm。
12.根据权利要求7所述的离心分离装置，其特征在于，所述多孔金属包括第一多孔金属(240)和第二多孔金属(250)； 所述壳体包括第一壳体(210)、第二壳体(220), 所述第一壳体(210)的一端为敞口，另一相对端为封闭,所述第二壳体(220)的一端为敞口，另一相对端为封闭； 所述第一壳体(210)的敞口的外壁与所述第二壳体(220)的敞口的外壁对齐固接，所述第一壳体(210)与所述第二壳体(220)拼接形成所述壳体； 所述第一多孔金属(240)放置于所述第一壳体(210)内，所述第二多孔金属(250)放置于所述第二壳体(220)内，所述第一多孔金属(240)和所述第二多孔金属(250)通过销钉(230)分别固定于所述第一壳体(210)和所述第二壳体(220)内。
13.根据权利要求12所述的离心分离装置，其特征在于，所述第一多孔金属(240)和所述第二多孔金属(250)厚度相等。
【文档编号】F02C7/06GK103982300SQ201410225151
【公开日】2014年8月13日 申请日期:2014年5月26日 优先权日:2014年5月26日
【发明者】曹鹏, 郭晖, 郑鹏, 薛筱萌 申请人:中国航空动力机械研究所