一种轴心供油的轴承油雾润滑冷却结构的制作方法

1.本发明涉及航空发动机技术领域，具体地说是一种轴心供油的轴承油雾润滑冷却结构。


背景技术：

2.对于小型航空发动机，通常应用于小型无人机、训练靶机、小型弹用装备。综合考虑整机重量，使用场景，使用寿命等因素，通常将发动机的燃油和滑油供油系统进行整合，在燃油中添加适当比例的润滑剂，通过可调节的油泵和分配器对燃滑油混合体(以下简称燃滑油)升压和等比分配，部分燃滑油分配给轴承进行润滑、冷却后不再回收，通过尾喷口排出。
3.由于分配给轴承用于润滑的燃滑油不再回收，属于一次消耗性润滑，其燃滑油分配比例和润滑效率直接影响到整机的耗油量以及轴承的使用寿命。
4.在航空发动机的整机结构设计中，会用到多个轴承，轴承的安装位置不同，其运行环境也存在较大差异，因而对轴承的润滑与冷却要求也大不相同，从性能设计与实际考核中大量实验都印证了热端支点处的轴承是使用环境要求最苛刻的轴承。因为，为了保证轴承的可靠运行，往往需要消耗一定量的的燃滑油，来应对热端高温环境对轴承的考验。
5.航空发动机包括转子轴、蜗轮转子、燃烧器、热端轴承和封严环，燃烧器环绕转子轴设置，转子轴相对于燃烧器转动设置，热端轴承靠近燃烧器设置，热端轴承用于转动连接转子轴。封严环套设在转子轴上。
6.航空发动机，沿气流的方向，整体结构依次为压气机、燃烧器和蜗轮，压气机用于将空气加压并送入至燃烧器。燃烧器包括燃烧室，燃烧室将混合的空气和燃料点燃，进而使气体膨胀产生推力，膨胀后的热空气朝向蜗轮喷去，驱动蜗轮转动。热端轴承，指的是位于压气机以后的轴承——热端轴承，容易受燃烧及热空气影响。
7.轴心供油，其指的是油通过设置在轴上的孔道进行供油的方案。
8.目前，针对热端轴承，常见的润滑与冷却手段主要是柱状喷射和雾化喷射，都是在利用燃油自身的比热容来吸收轴承自身摩擦与周边热传导而来的热量，冷却效果有限、润滑也容易出现不均匀的问题，耗油率高，且管路结构复杂，多布置于发动机燃烧器的周边，燃烧器包括燃烧室，这些复杂的管路会影响进入燃烧室内的气流均匀性，造成燃烧的不稳定性风险，引起偏烧问题。此外轴承润滑用燃滑油的比例通常通过喷嘴数量、喷口直径来限定。


技术实现要素：

9.本发明的目的在于提供一种轴心供油的轴承油雾润滑冷却结构，用于提高对航空发动机的热端轴承的润滑和冷却效率。
10.本发明解决其技术问题所采取的技术方案是：
11.一种轴心供油的轴承油雾润滑冷却结构，设置在航空发动机中，所述航空发动机
包括转子轴、蜗轮转子、燃烧器、热端轴承和封严环，所述燃烧器环绕所述转子轴设置，所述转子轴相对于所述燃烧器转动设置，所述热端轴承的内圈抵在所述封严环的端部，所述热端轴承用于转动连接所述转子轴，所述封严环套设在所述转子轴上；
12.所述转子轴上设有油腔，所述封严环和所述转子轴之间设有环形通道，所述环形通道环绕所述转子轴设置，环形通道中设有旋流槽，所述旋流槽呈螺旋状，所述油腔和所述环形通道之间设有第一孔道，所述封严环上设有第二孔道，第二孔道的一端连通所述环形通道，第二孔道的另一端靠近热端轴承的端部设置。
13.有益效果是：本发明的工作原理是：通过轴心供油的技术方案向油腔中供给燃滑油,由于轴心供油是一项成熟的技术，所以在此不再赘述。润滑过程中，燃滑油的流动方向为：油腔
→
第一孔道
→
环形通道
→
旋流槽
→
第二孔道，燃滑油的上述流动是依靠供油系统提供的油压进行的，航空发动机在工作过程中，转子轴高速旋转，这个高速旋转加速了从第二孔道流出的燃滑油被高效的雾化，进而将燃滑油雾化喷洒向热端轴承，进而实现对热端轴承的润滑工作。航空发动机在工作过程中，外界冷空气部分会按照如下路径流动：内壁和内机匣之间的区域
→
风道
→
篦齿与静子结构之间的气流通道
→
热端轴承
→
穿过热端轴承后排出，该气流方向是通过航空发动机的现有结构所实现的。本发明的技术方案，旋流槽利于为燃油提供一个切向速度，该切向速度利于燃滑油充分地喷洒至热端轴承上；与此同时，配合转子轴1的高速转动带来的离心甩油工作，利于在热端轴承上形成均匀、高效的润滑冷却效果；同时，配合航空发动机的上述冷气流的流动方向，利于提高润滑冷却的效率和均线效果。
14.进一步地，所述油腔呈圆柱形，所述油腔和所述转子轴同轴心设置。
15.有益效果是：便于加工，利于保持转子轴转动的平衡性。
16.进一步地，所述旋流槽开设在所述转子轴上。
17.有益效果是：便于在转子轴上通过切削的工作加工旋流槽。
18.进一步地，所述第一孔道相切于所述旋流槽的螺旋方向。
19.有益效果是：利于通过离心力来促进燃滑油的流动。
20.进一步地，所述第二孔道相切于所述旋流槽的螺旋方向。
21.有益效果是：利于燃滑油在轴承的周向上均匀喷洒。
22.进一步地，所述转子轴上螺旋缠绕有钢丝，钢丝、所述转子轴和所述封严环之间形成所述旋流槽。
23.有益效果是：在加工的过程中利于控制螺距，以及旋流槽的长度。
24.进一步地，在冷端至热端的方向上，所述旋流槽的螺距减小。
25.有益效果是：利于节油。
附图说明
26.图1为本发明实施方式的示意图；
27.图2为图1中的a部分的放大图；
28.图3为图1中的b部分的放大图；
29.图4为本发明在工作的时候冷风流向示意图；
30.图中：1转子轴，11蜗轮转子，12油腔，13第一孔道，14第二孔道，2燃烧室，21内壁，
22内机匣，23风道，3热端轴承，4封严环，41篦齿，5环形通道，51旋流槽，6冷风流向。
具体实施方式
31.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
32.如图1至图3所示，一种轴心供油的轴承油雾润滑冷却结构，设置在航空发动机中，航空发动机包括转子轴1、蜗轮转子11、燃烧器、热端轴承3和封严环4，燃烧器环绕转子轴1设置，转子轴1相对于燃烧器转动设置，热端轴承3的内圈抵在封严环4的端部，热端轴承3用于转动连接转子轴1，封严环4套设在转子轴1上。燃烧器包括燃烧室2，燃烧室用于燃烧混合的油和空气，进而为航空发动机的工作提供动力。燃烧器包括内壁21、内机匣22，燃烧室23位于内壁21外(以转子轴1为参照)侧区域，内机匣22位于内壁21的内侧，内壁的外侧会设有保温隔热材料。转子轴1上设有油腔12，油腔12设置成为与转子轴1同轴设置的圆柱形。封严环4和转子轴1之间设有环形通道5，环形通道5环绕转子轴1设置。环形通道5中设有旋流槽51，旋流槽51呈螺旋状，油腔12和环形通道5之间设有第一孔道13，封严环4上设有第二孔道14，第二孔道14的一端连通环形通道5，第二孔道14的另一端靠近热端轴承3的端部设置。旋流槽51的加工方案包括：一、通过切削的方式，在转子轴1的圆周上开设；二、在转子轴1上呈螺旋状的缠绕钢丝，进而形成旋流槽51。在转子轴1的圆周方向上，由于封严环4是由至少两个单元拼接成的(现有技术)，所以，其可方便的套设在转子轴1设有旋流槽的部分的。第一孔道13相切于旋流槽51的螺旋方向；第二孔道14相切于旋流槽51的螺旋方向。
33.如图1至图4所示，本发明的工作原理是：通过轴心供油的技术方案向油腔12中供给燃滑油,比如：油腔12贯穿转子轴的端部，通过管路和连接件在转子轴的端部为油腔供油。由于轴心供油是一项成熟的技术，所以在此不再赘述。润滑过程中，燃滑油的流动方向为：油腔12
→
第一孔道13
→
环形通道5
→
旋流槽51
→
第二孔道14，燃滑油的上述流动是依靠供油系统提供的油压进行的，航空发动机在工作过程中，转子轴1高速旋转，这个高速旋转加速了从第二孔道14流出的燃滑油被高效的雾化，进而将燃滑油雾化喷洒向热端轴承3，进而实现对热端轴承3的润滑工作。航空发动机在工作过程中，外界冷空气部分会按照如下路径流动：内壁21和内机匣22之间的区域
→
风道23
→
篦齿41与静子结构之间的气流通道
→
热端轴承3
→
穿过热端轴承后排出，该气流方向是通过航空发动机的现有结构所实现的。本发明的技术方案，旋流槽51利于为燃油提供一个切向速度，该切向速度利于燃滑油充分地喷洒至热端轴承上；与此同时，配合转子轴1的高速转动带来的离心甩油工作，利于在热端轴承上形成均匀、高效的润滑冷却效果；同时，配合航空发动机的上述冷气流的流动方向，利于提高润滑冷却的效率和均线效果。该冷气流在对热端轴承的燃滑油进行引流，保障了燃滑油都能有效的进入轴承腔，实现有效润滑。本发明通过通过转子轴的离心力设计可实现离心增压，减少油泵负荷。同时离心作用使燃滑油产生旋流，在燃滑油进入螺旋状的旋流槽时可减小流动阻力，同时在燃滑油经封严环进入热端轴承时甩油雾化，提高润滑与冷却效率。本发明的技术方案，在实际使用中，可通过通过削减旋流槽的长度，实现不同流阻需求，从而控制燃滑油的供油量。
34.如图1至图3所示，作为本发明的优化，在冷端至热端的方向上，旋流槽51的螺距减小，螺距小相对螺距大可提高流阻，进而利于节油。其中，从冷端至热端的方向，指的是航空发动机中从压气机指向喷气的方向，可简单理解成为与航空发动机喷气方向平行的方向。