一种带双层引射结构的油气分离器

1.本发明涉及航空发动机滑油系统技术领域，具体涉及一种带双层引射结构的油气分离器。


背景技术：

2.航空发动机内含多种高速旋转部件，其中轴承、齿轮等高速旋转摩擦部件承受着巨大的载荷。航空发动机滑油系统持续向这些高速旋转部件供给滑油，以实现摩擦接触区域的润滑和冷却，维持这些部件高效、持续地工作。航空发动机滑油系统主要由油箱、供油泵、油滤、回油泵、通风器、油气分离器、散热器等部件组成。由于润滑轴承腔及附件机匣的滑油不可避免地会与空气混合，因此回油泵抽吸回来的流体介质为油气混合物。油气混合物进入供油泵会降低滑油的供给量，同时也会大大减弱对轴承及附件齿轮的润滑与冷却效果，影响航空发动机的正常工作。因此在回油泵与油箱之间的油气分离器是一个必不可少的装置，该装置用于分离回油流路油气混合物中的空气，保证轴承和齿轮的工作安全。
3.另一方面，由于现代战机高机动多姿态飞行需求，在一定飞行姿态下，传统的滑油系统油箱内滑油液面可能会低于供油口，导致供油泵无法抽吸油箱内的滑油，极大的影响了飞机的机动性。同时，随着航空发动机本身推重比要求逐渐提高，降低自身重量也同样是其中重要一环，回油泵作为运动机械，其稳定性同样影响着整体发动机的工作性能。因此学者将引射器应用于油气分离器上，保证飞机多姿态飞行时能通过引射管吸取油箱内的滑油，相比于回油泵结构，引射器本身没有运动部件的同时，可以降低故障概率，并能节省发动机的重量。综上所述，针对目前航空发动机滑油系统发展现状，还有以下两个技术问题尚待解决:
4.1.引射器的卷吸作用不强，引射效率有待提高；
5.2.引射器在滑油系统中的应用还不够成熟，尤其是双层引射结构的研究较少，其结构没有完整设计。


技术实现要素：

6.针对现有技术存在的不足，本发明的目的在于，提供一种带双层引射结构的油气分离器，解决现有技术中动压式油气分离器分离效率较低以及滑油损耗较大的问题。
7.为了解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案予以实现：一种带双层引射结构的油气分离器，包括分离腔筒体和连接在分离腔筒体两端的油气混合物进口段和储油腔，油气混合物进口段上还连接有排气管，所述的排气管与分离腔筒体连通，油气混合物进口段与分离腔筒体和储油腔连通；
8.所述的油气混合物进口段包括预旋流道和与预旋流道连通的入口流道，所述的预旋流道总体呈圆柱体形，沿切线方向设置有入口流道，所述的预旋流道的外侧壁为阿基米德螺旋线型；
9.所述的油气混合物进口段内布置有引射装置，所述的引射装置为圆柱体形双层式
结构，包括同轴连接的上层引射装置和下层引射装置，所述的上层引射装置和下层引射装置沿自身轴线方向开有上层引射腔和下层引射腔，所述的上层引射腔和下层引射腔与分离腔筒体连通；
10.所述的上层引射装置和下层引射装置上均开设有引射通道，所述的引射通道连通预旋流道和上层引射腔以及连通预旋流道和下层引射腔；
11.所述的分离腔筒体包括同轴套接的外筒体和内筒体，上层引射腔与内筒体连通，下层引射腔与外筒体和内筒体之间的环状间隙连通；
12.所述的油气混合物进口段上还连接有引射管，所述的引射管与引射通道连通。
13.本发明还具有如下技术特征：
14.所述的上层引射装置上的引射通道的一侧开设有上层引射管连接孔，下层引射装置上的引射通道的一侧开设有下层引射管连接孔；
15.所述的上层引射管连接孔贯穿上层引射装置和下层引射装置与外部连通，下层引射管连接孔贯穿下层引射装置与外部连通；
16.引射管安装在上层引射管连接孔和下层引射管连接孔上。
17.所述的入口流道的入口为矩形，入口流道呈矩形收缩状。
18.所述的上层引射通道和下层引射通道为沿分离腔筒体周向间隔相同角度分布并且引射通道的出口与分离腔筒体相切。
19.所述的上层引射装置上开设的引射通道的数量与下层引射装置上开设的引射通道的数量不同。
20.所述的上层引射装置上开设的引射通道的数量为4个，下层引射装置上开设的引射通道的数量为8个。
21.所述的预旋流道的截面呈矩形。
22.所述的储油腔的截面呈倒梯形且储油腔的直径大于分离腔筒体的直径，所述的储油腔上连接有出油管；
23.所述的储油腔的底部布置有圆柱凸台；
24.所述的圆柱凸台为空心并与储油腔连通，圆柱凸台顶端开设有连通孔。
25.所述的排气管、分离腔筒体和储油腔同轴连接，所述的排气管伸入分离腔筒体中，分离腔筒体伸入储油腔中。
26.所述的排气管伸出油气混合物进口段的一端外侧套接有环状缓冲腔，所述的环状缓冲腔与油气混合物进口段连通。
27.所述的排气管内安装有挡油环。
28.本发明与现有技术相比，具有如下技术效果：
29.(ⅰ)本发明将引射结构引入航空发动机滑油系统的动压式油气分离器中，同时实现引射滑油功能以及油气分离功能，设置了双层引射结构，提高系统的引射效率的同时，使滑油系统结构更加紧密，提高了滑油系统的空间利用率；引射结构的引入使得滑油系统在不增加运动部件的前提下能实现飞机的多姿态飞行，同时保证了发动机的推重比要求，保障了发动机整体的工作性能。
30.(ⅱ)本发明的分离器的预旋段设计为阿基米德螺旋线型，使得油气混合物进入各引射通道的流量大致相同，保证了分离器分离段内部流场的稳定性，有利于得到更稳定的
中心回流区，增强了油气分离器的分离效率。
31.(ⅲ)本发明同时在分离器底部设置了环形储油腔结构，使得滑油量过多时分离器内部能存储部分滑油，同时在分离器顶部的排气管内设置有挡油环，减小了随着空气从顶部排气管道排出到大气之中的滑油液滴的量，减少了特殊工况下滑油的损耗，保障了航空发动机整体的工作性能以及工作寿命。
32.(ⅳ)本发明的结构简单，使用方便，可以极大的节约人力物力。
附图说明
33.图1为本发明三维结构示意图；
34.图2为本发明正视图；
35.图3为上层引射结构示意图；
36.图4为下层引射结构示意图；
37.图5为本发明a-a剖面示意图；
38.图6为传统动压式油气分离器的滑油系统示意图；
39.图7为带引射结构油气分离器的滑油系统示意图。
40.附图中各个标号含义：
41.1-分离腔筒体；2-油气混合物进口段：3-储油腔；4-排气管；5-引射管；6
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环状缓冲腔；7-引射装置；
42.1-1外筒体，1-2内筒体；
43.2-1预旋流道，2-2入口流道，
44.3-1出油管，3-2圆柱凸台，3-3连通孔；
45.4-1挡油环；
46.7-1上层引射装置，7-2下层引射装置，7-3上层引射腔，7-4下层引射腔，7-5 引射通道，7-6上层引射管连接孔，7-7下层引射管连接孔；
47.以下结合实施例对本发明的具体内容作进一步详细解释说明。
具体实施方式
48.以下给出本发明的具体实施例，需要说明的是本发明并不局限于以下具体实施例，凡在本技术技术方案基础上做的等同变换均落入本发明的保护范围。
49.本发明所用的术语“上”、“下”、“前”、“后”、“顶”、“底”等指示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，“内”、“外”是指相应部件轮廓的内和外，不能将上述术语理解为对本发明的限制。
50.在本发明中，在未作相反说明的情况下，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；可以是机械连接，也可以是电连接；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。
51.本发明中的所有部件，如无特殊说明，全部采用现有技术中已知的部件。
52.实施例1：
53.遵从上述技术方案，如图1～图7所示，一种带双层引射结构的油气分离器，包括分离腔筒体1和连接在分离腔筒体1两端的油气混合物进口段2和储油腔3，油气混合物进口段2上还连接有排气管4，所述的排气管4与分离腔筒体1连通，油气混合物进口段3与分离腔筒体1和储油腔3连通，
54.所述的油气混合物进口段2包括预旋流道2-1和与预旋流道2-1连通的入口流道2-2，所述的预旋流道2-1总体呈圆柱体形，沿切线方向设置有入口流道2-2，所述的预旋流道2-1的外侧壁为阿基米德螺旋线型；通过设置螺旋线型进口流道，螺旋线每经过相同的角度时半径减少相同大小，当油气混合物流经螺旋线型主流道时，每经过相同角度时，进入支路的流量大小也大致相同，由支路进入分离腔筒体的油气混合物呈中心对称分布，使得分离腔内的中心回流区更加稳定，研究表明更稳定的中心回流区有利于提高油气分离器的分离效率。
55.油气混合物通过混合物进口进入螺旋线型进口流道，主流流经相同半径时，大致相同流量的油气混合物被挤入支路内，油气混合物以与分离腔筒体相切的方向进入分离腔，油气混合物在分离腔内形成旋流，密度较大的滑油顺着壁面留下，密度较小的空气会由中心回流区向上流进排气管，分离后的空气与大气连通，分离后的滑油进入储液腔，通过出口管道回油到油箱之中，完成滑油的分离。
56.所述的油气混合物进口段2内布置有引射装置7，所述的引射装置7为圆柱体形双层式结构，包括同轴连接的上层引射装置7-1和下层引射装置7-2，所述的上层引射装置7-1和下层引射装置7-2沿自身轴线方向开有上层引射腔7-3和下层引射腔7-4，所述的上层引射腔7-3和下层引射腔7-4与分离腔筒体1连通；
57.所述的上层引射装置7-1和下层引射装置7-2上均开设有引射通道7-5，所述的引射通道7-5连通预旋流道2-1和上层引射腔7-3以及连通预旋流道2-1和下层引射腔7-4；
58.设置了双层引射结构，提高系统的引射效率的同时，使滑油系统结构更加紧密，提高了滑油系统的空间利用率；
59.所述的分离腔筒体1包括同轴套接的外筒体1-1和内筒体1-2，上层引射腔 7-3与内筒体1-2连通，下层引射腔7-4与外筒体1-1和内筒体1-2之间的环状间隙连通；
60.所述的油气混合物进口段2上还连接有引射管5，所述的引射管5与引射通道7-5连通。
61.引射管5通过需要可以将引射管设置在油箱内部不同位置，保证在各姿态时都有引射管口位于油箱内滑油液面以下；
62.保证飞机多姿态飞行时能通过引射管吸取油箱内的滑油，相比于回油泵结构，引射器本身没有运动部件的同时，可以降低故障概率，并能节省发动机的重量。
63.在不减弱每只引射器引射能力的前提下，通过增加引射器数量的方式来提高整体结构的引射能力。通过前期研究，单只引射器的引射能力相对较高，为了提升整体分离器的引射效率，采取了增加引射管数量的方式，即保证单只引射器的引射效率不减弱的情况下，增加分离器内引射管以及引射器的数量达到强化分离器的引射效率的目的。
64.作为本实施例的一种优选：
65.所述的上层引射装置7-1上的引射通道7-5的一侧开设有上层引射管连接孔 7-6，
下层引射装置7-2上的引射通道7-5的一侧开设有下层引射管连接孔7-7；
66.所述的上层引射管连接孔7-6贯穿上层引射装置7-1和下层引射装置7-2与外部连通，下层引射管连接孔7-7贯穿下层引射装置7-2与外部连通；
67.引射管5安装在上层引射管连接孔7-6和下层引射管连接孔7-7上。
68.作为本实施例的一种优选：
69.所述的入口流道2-2的入口为矩形，入口流道2-2呈矩形收缩状。使得进口油气混合物获得较大初速度。
70.作为本实施例的一种优选：
71.所述的引射通道7-5为沿分离腔筒体1周向间隔相同角度分布并且引射通道 7-5的出口与分离腔筒体1相切。
72.引射通道7-5入口以周向间隔相同角度分布，保证了引射通道7-5入口处混合物压力相同，且进入引射通道7-5的油气混合物流量大致相同，保证了分离器分离段的流场的稳定性，有效的提高了分离器的油气分离效率。
73.作为本实施例的一种优选：
74.所述的上层引射装置7-1上开设的引射通道7-5的数量与下层引射装置7-2 上开设的引射通道7-5的数量不同。
75.作为本实施例的一种优选：
76.所述的上层引射装置7-1上开设的引射通道7-5的数量为4个，下层引射装置7-2上开设的引射通道7-5的数量为8个。
77.作为本实施例的一种优选：
78.所述的预旋流道2-1的截面呈矩形。保证分离器的预旋段的高度保持不变。
79.作为本实施例的一种优选：
80.所述的储油腔3的截面呈倒梯形且储油腔3的直径大于分离腔筒体1的直径，所述的储油腔3上连接有出油管3-1。增大油气分离器的容积，使得在滑油过多的情况下，分离器可以暂时储存一些滑油以减少滑油的损耗，通过在分离器分离腔筒体下部设置有向外扩张的环形储油腔结构，该结构的设置可以在回油泵来不及回油的情况下暂时的将分离完的纯度较高的滑油储存，避免了滑油的过多损耗。出油管3-1直接连接在储油腔侧面，保证了回油管抽吸的滑油均为完成油气分离的高纯度滑油。
81.作为本实施例的一种优选：
82.所述的储油腔3的底部布置有圆柱凸台3-2；
83.所述的圆柱凸台3-2为空心并与储油腔3连通，圆柱凸台3-2顶端开设有连通孔3-3。使得分离器底部的滑油不会过多的堆积与分离器内部，而是直接进入储油腔。连通孔3-3以便滑油过多时将滑油排出到油箱内。
84.作为本实施例的一种优选：
85.所述的排气管4、分离腔筒体1和储油腔3同轴连接，所述的排气管4伸入分离腔筒体1中，分离腔筒体1伸入储油腔3中。
86.作为本实施例的一种优选：
87.所述的排气管4伸出油气混合物进口段2的一端外侧套接有环状缓冲腔6，所述的环状缓冲腔6与油气混合物进口段2连通。该缓冲腔能容纳更多的工质，避免了工质在引射
通道出口位置堆积造成的出口压力过大，从而保证了引射功能的正常进行。通过试验研究表明，当滑油流量达到50l/min时，旋流能向上冲击至5cm的位置，本发明中，环状缓冲腔6高度5cm。
88.作为本实施例的一种优选：
89.所述的排气管4内安装有挡油环4-1。挡油环4-1减小了滑油通过排气管排出到大气中而造成的损失。
90.矩形收缩的混合物入口流道2-2，其保证了油气混合物进入油气分离器后能有较大初速度；
91.预旋流道2-1，其与入口流道2-2相切连接，螺旋线设计是为了主流油气混合物每流经相同角度时减少的半径相同，使得进入各支路的油气混合物流量大致相同；
92.优选地，下层引射通2-3-2道整体向下倾斜，该设计主要目的是给予工质一定周向速度的同时增加其向下的分速度，从而保证了旋流能迅速进入分离腔壁面，而不是过多的在引射出口位置堆积，减小引射通道出口位置旋流产生的动压。为了保证工质能在分离腔壁面彻底分离，因此下层引射通道的倾斜角度不适宜过大，即不适宜超过5
°
，当倾斜角度过大时会减少工质在分离腔壁面的旋流时间，使得工质无法完全分离。在本发明中选择的倾斜角度是3
°
。
93.优选地，设计了12根引射管5，引射管5将根据需求延伸分布于油箱内部不同位置，保证了分离器在任意工作姿态下都能从油箱内部引射滑油。
94.优选地，在排气管4内设计了一圈挡油环4-1，保证分离器正常通风的同时能有效的减少滑油从排气管4排出而造成的损耗。
95.优选地，分离器底部设计了储油段，储油段沿中心轴方向的截面大致呈倒梯形。
96.优选地，将供油管直接设置在储油段的侧壁上，将储油腔内高纯度的滑油向轴承腔、附件机匣等部件直接供给。
97.优选地，通过环带将分离器与储油腔3相连通，使得分离后的高纯度滑油能进入储油腔内，保证了分离器滑油的存储。
98.优选地，储油腔3底部中心设计圆台，保证分离器内部不过多积蓄滑油，将滑油挤入储油腔3内。
99.优选地，在圆台上端面开了四个扇环形的连通孔3-3，将分离器内部与油箱内部相连，保证了分离器内部滑油过多时能将多余的滑油排入油箱内部。
100.如图1所示，本发明为了提高系统的紧凑型以及空间利用率，将引射功能与油气分离功能相结合，进行一体化设计，即将十二支引射通道7-5整体设置于预旋流道2-1内作为整体旋流室，气液混合物流经引射通道7-5后获得周向速度，产生的离心力使得密度相差较大的滑油和空气分离，此处利用了离心动压式油气分离的方法来完成油气分离，提高了分离效率。油气分离器的入口设置为矩形收缩入口，保证了油气混合物进入分离器后具有较大初速度，保证了分离器的油气分离能力。在上层引射装置7-1上的引射通道7-5的出口位置，设置环状缓冲腔6，此目的为减小引射通道扩压段外旋流产生的动压，提高引射结构引射滑油的能力。在分离腔筒体1完成油气分离的滑油进入储油腔3，直接通过出油管3-1向轴承腔以及附件机匣供油；分离后的空气则会沿顶端的排气管4排出，完成油气分离。
101.如图2、图3和图4所示，预旋流道2-1设计为阿基米德螺旋线型，这样，混合物每转
过单位角度，旋转半径呈线性减小，即流入各引射通道7-5油气混合物的流量大致相同，使得油气混合物能在较小的压力损失下在分离腔筒体1内获得较大的周向速度，同时12支引射通道7-5呈周向均匀分布，保证了分离段流场的稳定性，提高了分离器的分离效率。下层引射装置7-2上的引射通道7-5 整体向下倾斜了3
°
，该设计是保证了下层引射装置7-2上的引射通道7-5出口位置的旋流动压不会过高，有效提高了引射器的引射效率。完成油气分离的滑油进入储油腔3内，被连接在储油腔3侧面的出油管3-1直接抽吸并直接供油到轴承腔以及附件机匣等部件完成润滑、冷却。当分离器内部滑油量较多时，能通过圆柱凸台3-2上端的4个扇环连通孔3-3漏出分离器到储油腔3内。完成油气分离的空气会向上流动并通过排气管4直接排出到大气之中，油气分离器内部的滑油液滴难以避免的会随着空气排出到大气内，造成了滑油的过多损耗，因此排气管4内设置有挡油环4-1，该设计能将部分滑油液滴回收会油气分离器内，减少了滑油的损耗。
102.图6所示为传统动压式油气分离器滑油系统示意图，油气分离器位于油箱外的油箱入口处，当飞机以多姿态飞行时，当飞行仰角或俯角或倾角过大时，会使得供油泵抽吸不到滑油，容易造成传动部件的损坏，其滑油系统能否实现多姿态飞行条件下持续供油，直接影响了发动机的性能。
103.图7所示为带有引射结构的油气分离器滑油系统示意图，油气分离器位于油箱内部，当油气混合物通过流经油气分离器的引射支路时，高速流体通过散布在油箱内部的引射管抽吸滑油进入分离器，在油气分离器内部完成油气分离并将分离后的滑油直接从分离器向外界供油，该结构同时具备油气分离和引射滑油功能是为了保证飞机在多工况飞行时持续供应滑油。将引射结构引入油气分离器中有效的保证了飞机在多姿态情况下的正场供油。对于本发明的双层引射结构，有效的提升了分离器的引射能力，保障了分离器的分离效率，提高了分离器内部空间利用率，减少了滑油的消耗。
104.以上所述，仅是本发明的较优具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本领域的技术人员在本发明所揭露的技术范围内，不经创造性劳动想到的变化或替换，都涵盖在本发明的保护范围之内。