航空燃气涡轮发动机用空气—燃油换热器的制作方法

航空燃气涡轮发动机用空气
—
燃油换热器
技术领域
1.本发明属于换热器结构设计技术领域，具体涉及一种航空燃气涡轮发动机用空气—燃油换热器。


背景技术：

2.随着航空燃气涡轮发动机的发展，航空燃气涡轮发动机配套换热器对性能的要求越来越高，主要表现为：高集成化需求；新型热力循环需求，即超高温、高压工况的需求；高振动量级需求。目前传统的发动机配套换热器已无法适应新型发动机的要求。


技术实现要素：

3.(一)要解决的技术问题
4.本发明要解决的技术问题是：如何提供一种新型航空燃气涡轮发动机用空气—燃油环形换热器，用于解决新型发动机对其配套换热器的高集成化，高温、高压工况，高振动量级的需求问题。
5.(二)技术方案
6.为解决上述技术问题，本发明提供一种航空燃气涡轮发动机用空气—燃油换热器，所述换热器包括：套筒11、多套换热芯体12、多套上减振片13、多套上堵锥14、多套下堵锥15；
7.所述换热芯体12包括：进油集管201、蛇形换热管202、管排支撑片203、出油集管204；所述进油集管201连接的蛇形换热管202的进口，所述蛇形换热管202的出口连接出油集管204，所述管排支撑片203用于支撑蛇形换热管202；
8.所述进油集管201和出油集管204上分别设有封气膨胀节205、燃油管接头206以及固定用的螺栓孔207；所述多套换热芯体12周向均布在套筒11外围，通过进油集管201和出油集管204上的螺栓孔207，将换热芯体12固定在套筒11上；安装状态下，所述燃油管接头206穿过套筒11，封气膨胀节205通过其侧面的小法兰固定在套筒11上；
9.所述多套上减振片13与多套换热芯体12一一对应设置，所述上减振片13为环形片，覆盖对应的换热芯体12，换热芯体12置于上减振片13环形内壁面内，上减振片13环形外壁面上一体式冲压设置减振筋，所述减振筋用于在存在振动冲击时减缓发动机燃烧室内机匣对换热芯体12的刚性影响；
10.所述多套换热芯体12周向均布，所述进油集管201的直管段占据了相邻换热芯体之间的周向位置，并形成了空腔，若此空腔存在，将使得高温引气103更多的从此空腔中流向空气出口，影响流经换热芯体12的空气流量，因此，在相邻换热芯体之间设有成对配合的上堵锥14和下堵锥15，用于阻挡空气，使空气沿换热芯体12所在的空间流动。
11.其中，换热器安装时，通过多处上堵锥14和下堵锥15之间的间隙配合定位，将换热器整体插入发动机燃烧室内机匣内。
12.其中，所述蛇形换热管202为并列布放的多排蛇形管排。
13.其中，所述蛇形换热管202中蛇形管排的数量为16排。
14.其中，工作时，发动机空气系统高温空气103从与发动机燃烧室内机匣上开的进气孔中，沿着套筒11的径向方向进入换热器，在套筒11及发动机燃烧室内机匣之间的环形空间沿轴向向后流动，与所述换热芯体12内的蛇形换热管202内部的低温燃油101进行换热，降温后的低温空气104进入发动机高温部件，为高温壁面进行冷却。
15.其中，工作时，低温燃油101自发动机燃油系统泵出后，进入所述进油集管201，在蛇形换热管202中与换热芯体12外侧的高温空气103进行换热，吸热后的高温燃油102由出油集管204排出换热器。
16.其中，所述换热器还包括测量组件16；
17.所述测量组件16为一个埋有测温偶线的金属管，金属管穿过下堵锥15，出口位于低温空气104所在位置，用于测量低温空气104的温度和压力，获取参数以判断换热器的工作情况。
18.其中，所述进油集管201、蛇形换热管202、管排支撑片203、出油集管204通过组合焊接成一个组件。
19.其中，所述换热芯体12、上减振片13、上堵锥14、下堵锥15均为6套。
20.其中，所述上堵锥14和上减振片13安装在与换热器有配合关系的发动机燃烧室内机匣的机匣内壁上；
21.在周向方向上，一个上堵锥14与一个下堵锥15一一对应，全周共6套；
22.径向方向上，一个上减振片13与一个换热芯体12一一对应，全周共6套；
23.在相邻换热芯体之间的空间中，径向方向上，外侧为上堵锥14，其上表面为与发动机主燃烧室内机匣接触的接触面，其下部向下突出形成长方体结构，两侧设有支耳部用于与发动机主燃烧室内机匣连接；径向方向上，内侧为下堵锥15，所述下堵锥15设有开口槽，开口槽中部空间用于容纳进油集管201的直管段和上堵锥14向下突出形成的长方体结构；且，进油集管201的直管段位于上堵锥14下方；
24.由此，所述下堵锥15通过进油集管201压在套筒11上，上堵锥14与上减振片13通过螺栓安装在发动机燃烧室内机匣上；换热器安装时，通过6处上堵锥14和下堵锥15之间的间隙配合定位，将换热器整体插入发动机燃烧室内机匣内，从而实现换热芯体与换热芯体之间无空气流动的效果。
25.(三)有益效果
26.与现有技术相比较，本发明具备如下有益效果：
27.(1)本换热器采用内置结构布局，空气流程无折弯，空气侧流阻较低，能够满足航空燃气涡轮发动机空气系统对空气沿程压力损失的苛刻要求；
28.(2)本换热器采用集管为蛇形换热管供油，高压区域被限制在很小区域，没有大尺寸集油腔，有效控制了结构重量，能够适应航空燃气涡轮发动机对附件质量的苛刻要求；
29.(3)本换热器采用减振片与支撑片相结合、且减振片上设置减振筋的减振技术，整体能够适应发动机内部强振动环境；
30.(4)本换热器芯体采用封气膨胀节，能够有效吸收换热芯体沿轴向的热变形，热应力对结构的潜在影响较小；
31.(5)本换热器燃油侧主要结构为圆管结构，耐压性能好，能够适应高压燃油系统对
燃油附件耐压能力的要求。
附图说明
32.图1为本发明的外形示意图；
33.图2为本发明的轴向剖视图；
34.图3为换热芯体的结构示意图；
35.图4为套筒的结构示意图；
36.图5为上堵锥的结构示意图；
37.图6为下堵锥的结构示意图本。
具体实施方式
38.为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。
39.为解决上述技术问题，本发明提供一种航空燃气涡轮发动机用空气—燃油换热器，如图1至图6所示，所述换热器包括：套筒11、多套换热芯体12、多套上减振片13、多套上堵锥14、多套下堵锥15；
40.所述换热芯体12包括：进油集管201、蛇形换热管202、管排支撑片203、出油集管204；所述进油集管201连接的蛇形换热管202的进口，所述蛇形换热管202的出口连接出油集管204，所述管排支撑片203用于支撑蛇形换热管202；
41.所述进油集管201和出油集管204上分别设有封气膨胀节205、燃油管接头206以及固定用的螺栓孔207；所述多套换热芯体12周向均布在套筒11外围，通过进油集管201和出油集管204上的螺栓孔207，将换热芯体12固定在套筒11上；安装状态下，所述燃油管接头206穿过套筒11，封气膨胀节205通过其侧面的小法兰固定在套筒11上；
42.所述多套上减振片13与多套换热芯体12一一对应设置，所述上减振片13为环形片，覆盖对应的换热芯体12，换热芯体12置于上减振片13环形内壁面内，上减振片13环形外壁面上一体式冲压设置减振筋，所述减振筋用于在存在振动冲击时减缓发动机燃烧室内机匣对换热芯体12的刚性影响；
43.所述多套换热芯体12周向均布，所述进油集管201的直管段占据了相邻换热芯体之间的周向位置，并形成了空腔，若此空腔存在，将使得高温引气103更多的从此空腔中流向空气出口，影响流经换热芯体12的空气流量，因此，在相邻换热芯体之间设有成对配合的上堵锥14和下堵锥15，用于阻挡空气，使空气沿换热芯体12所在的空间流动。
44.其中，换热器安装时，通过多处上堵锥14和下堵锥15之间的间隙配合定位，将换热器整体插入发动机燃烧室内机匣内。
45.其中，所述蛇形换热管202为并列布放的多排蛇形管排。
46.其中，所述蛇形换热管202中蛇形管排的数量为16排。
47.其中，工作时，发动机空气系统高温空气103从与发动机燃烧室内机匣上开的进气孔中，沿着套筒11的径向方向进入换热器，在套筒11及发动机燃烧室内机匣之间的环形空间沿轴向向后流动，与所述换热芯体12内的蛇形换热管202内部的低温燃油101进行换热，降温后的低温空气104进入发动机高温部件，为高温壁面进行冷却。
48.其中，工作时，低温燃油101自发动机燃油系统泵出后，进入所述进油集管201，在蛇形换热管202中与换热芯体12外侧的高温空气103进行换热，吸热后的高温燃油102由出油集管204排出换热器。
49.其中，所述换热器还包括测量组件16；
50.所述测量组件16为一个埋有测温偶线的金属管，金属管穿过下堵锥15，出口位于低温空气104所在位置，用于测量低温空气104的温度和压力，获取参数以判断换热器的工作情况。
51.其中，所述进油集管201、蛇形换热管202、管排支撑片203、出油集管204通过组合焊接成一个组件。
52.其中，所述换热芯体12、上减振片13、上堵锥14、下堵锥15均为6套。
53.其中，所述上堵锥14和上减振片13安装在与换热器有配合关系的发动机燃烧室内机匣的机匣内壁上；
54.在周向方向上，一个上堵锥14与一个下堵锥15一一对应，全周共6套；
55.径向方向上，一个上减振片13与一个换热芯体12一一对应，全周共6套；
56.在相邻换热芯体之间的空间中，径向方向上，外侧为上堵锥14，其上表面为与发动机主燃烧室内机匣接触的接触面，其下部向下突出形成长方体结构，两侧设有支耳部用于与发动机主燃烧室内机匣连接；径向方向上，内侧为下堵锥15，所述下堵锥15设有开口槽，开口槽中部空间用于容纳进油集管201的直管段和上堵锥14向下突出形成的长方体结构；且，进油集管201的直管段位于上堵锥14下方；
57.由此，所述下堵锥15通过进油集管201压在套筒11上，上堵锥14与上减振片13通过螺栓安装在发动机燃烧室内机匣上；换热器安装时，通过6处上堵锥14和下堵锥15之间的间隙配合定位，将换热器整体插入发动机燃烧室内机匣内，从而实现换热芯体与换热芯体之间无空气流动的效果。
58.以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。

技术特征：
1.一种航空燃气涡轮发动机用空气—燃油换热器，其特征在于，所述换热器包括：套筒(11)、多套换热芯体(12)、多套上减振片(13)、多套上堵锥(14)、多套下堵锥(15)；所述换热芯体(12)包括：进油集管(201)、蛇形换热管(202)、管排支撑片(203)、出油集管(204)；所述进油集管(201)连接的蛇形换热管(202)的进口，所述蛇形换热管(202)的出口连接出油集管(204)，所述管排支撑片(203)用于支撑蛇形换热管(202)；所述进油集管(201)和出油集管(204)上分别设有封气膨胀节(205)、燃油管接头(206)以及固定用的螺栓孔(207)；所述多套换热芯体(12)周向均布在套筒(11)外围，通过进油集管(201)和出油集管(204)上的螺栓孔(207)，将换热芯体(12)固定在套筒(11)上；安装状态下，所述燃油管接头(206)穿过套筒(11)，封气膨胀节(205)通过其侧面的小法兰固定在套筒(11)上；所述多套上减振片(13)与多套换热芯体(12)一一对应设置，所述上减振片(13)为环形片，覆盖对应的换热芯体(12)，换热芯体(12)置于上减振片(13)环形内壁面内，上减振片(13)环形外壁面上一体式冲压设置减振筋，所述减振筋用于在存在振动冲击时减缓发动机燃烧室内机匣对换热芯体(12)的刚性影响；所述多套换热芯体(12)周向均布，所述进油集管(201)的直管段占据了相邻换热芯体之间的周向位置，并形成了空腔，若此空腔存在，将使得高温引气(103)更多的从此空腔中流向空气出口，影响流经换热芯体(12)的空气流量，因此，在相邻换热芯体之间设有成对配合的上堵锥(14)和下堵锥(15)，用于阻挡空气，使空气沿换热芯体(12)所在的空间流动。2.如权利要求1所述航空燃气涡轮发动机用空气—燃油换热器，其特征在于，换热器安装时，通过多处上堵锥(14)和下堵锥(15)之间的间隙配合定位，将换热器整体插入发动机燃烧室内机匣内。3.如权利要求1所述航空燃气涡轮发动机用空气—燃油换热器，其特征在于，所述蛇形换热管(202)为并列布放的多排蛇形管排。4.如权利要求3所述航空燃气涡轮发动机用空气—燃油换热器，其特征在于，所述蛇形换热管(202)中蛇形管排的数量为16排。5.如权利要求1所述航空燃气涡轮发动机用空气—燃油换热器，其特征在于，工作时，发动机空气系统高温空气(103)从与发动机燃烧室内机匣上开的进气孔中，沿着套筒(11)的径向方向进入换热器，在套筒(11)及发动机燃烧室内机匣之间的环形空间沿轴向向后流动，与所述换热芯体(12)内的蛇形换热管(202)内部的低温燃油(101)进行换热，降温后的低温空气(104)进入发动机高温部件，为高温壁面进行冷却。6.如权利要求1所述航空燃气涡轮发动机用空气—燃油换热器，其特征在于，工作时，低温燃油(101)自发动机燃油系统泵出后，进入所述进油集管(201)，在蛇形换热管(202)中与换热芯体(12)外侧的高温空气(103)进行换热，吸热后的高温燃油(102)由出油集管(204)排出换热器。7.如权利要求1所述航空燃气涡轮发动机用空气—燃油换热器，其特征在于，所述换热器还包括测量组件(16)；所述测量组件(16)为一个埋有测温偶线的金属管，金属管穿过下堵锥(15)，出口位于低温空气(104)所在位置，用于测量低温空气(104)的温度和压力，获取参数以判断换热器的工作情况。
8.如权利要求1所述航空燃气涡轮发动机用空气—燃油换热器，其特征在于，所述进油集管(201)、蛇形换热管(202)、管排支撑片(203)、出油集管(204)通过组合焊接成一个组件。9.如权利要求1所述航空燃气涡轮发动机用空气—燃油换热器，其特征在于，所述换热芯体(12)、上减振片(13)、上堵锥(14)、下堵锥(15)均为6套。10.如权利要求1所述航空燃气涡轮发动机用空气—燃油换热器，其特征在于，所述上堵锥(14)和上减振片(13)安装在与换热器有配合关系的发动机燃烧室内机匣的机匣内壁上；在周向方向上，一个上堵锥(14)与一个下堵锥(15)一一对应，全周共6套；径向方向上，一个上减振片(13)与一个换热芯体(12)一一对应，全周共6套；在相邻换热芯体之间的空间中，径向方向上，外侧为上堵锥(14)，其上表面为与发动机主燃烧室内机匣接触的接触面，其下部向下突出形成长方体结构，两侧设有支耳部用于与发动机主燃烧室内机匣连接；径向方向上，内侧为下堵锥(15)，所述下堵锥(15)设有开口槽，开口槽中部空间用于容纳进油集管(201)的直管段和上堵锥(14)向下突出形成的长方体结构；且，进油集管(201)的直管段位于上堵锥(14)下方；由此，所述下堵锥(15)通过进油集管(201)压在套筒(11)上，上堵锥(14)与上减振片(13)通过螺栓安装在发动机燃烧室内机匣上；换热器安装时，通过6处上堵锥(14)和下堵锥(15)之间的间隙配合定位，将换热器整体插入发动机燃烧室内机匣内，从而实现换热芯体与换热芯体之间无空气流动的效果。

技术总结
本发明属于换热器结构设计技术领域，具体涉及一种航空燃气涡轮发动机用空气—燃油换热器。所述换热器包括：套筒、多套换热芯体、多套上减振片、多套上堵锥、多套下堵锥；与现有技术相比较，本发明具备如下有益效果：本换热器采用内置结构布局，空气流程无折弯，空气侧流阻较低，能够满足航空燃气涡轮发动机空气系统对空气沿程压力损失的苛刻要求；本换热器采用集管为蛇形换热管供油，高压区域被限制在很小区域，没有大尺寸集油腔，有效控制了结构重量，能够适应航空燃气涡轮发动机对附件质量的苛刻要求。刻要求。刻要求。


技术研发人员：凌文辉 雷鸣 张添翼 薛永广 徐思远 李默雯 李宛蓉 闻洁
受保护的技术使用者：北京动力机械研究所
技术研发日：2021.12.01
技术公布日：2022/3/8