热膨胀油集油装置包括筒壳和第一弹簧活塞系统，筒壳包括出第一腔室，第一腔室包括分别与值班油路和与伺服燃油连通的值班油路连通口和伺服燃油连通口，第一弹簧活塞系统包括第一活塞和第一弹簧，第一活塞将第一腔室分割成第一集油腔与伺服燃油进出腔，伺服燃油进出腔与伺服燃油连通口连通，第一活塞上还包括内孔，内孔包括入口和出口，出口与第一集油腔连通；第一弹簧和伺服燃油的油压设置成分别向第一活塞施加方向相反的力，并设置成在发动机停车过程中使第一活塞移动至入口与值班油路连通口连通的位置。还提供热膨胀油集油系统。上述热膨胀油集油装置及系统能够实现热膨胀燃油的回收与释放。油的回收与释放。油的回收与释放。
【技术实现步骤摘要】
热膨胀油集油装置及系统
[0001]本技术涉及航空发动机领域，具体涉及燃油系统领域。
技术介绍
[0002]燃油系统是航空发动机的关键系统之一。在发动机运行时，来自飞机的燃油会首先依次通过由发动机驱动的燃油泵进行增压，然后分为两部分：一部分通过燃油计量活门、值班油路和燃油喷嘴进入燃烧室燃烧，另一部分由伺服油路进入液压作动机构以实现对发动机部分活门、部件的控制。
[0003]为了保证发停车后在值班油路中始终充满燃油，现代商用涡轮风扇航空发动机的燃油喷嘴内部普遍会设置单向阀。这种单向阀可以理解为一个弹簧活塞系统，当发动机运转时，值班油路中的燃油压力大于单向阀的打开压力，阀门打开，燃油能够正常流入燃油喷嘴；当发动机停车时，燃油计量活门关闭，燃油泵失去动力，值班油路中的燃油失去压力，单向阀关闭，切断燃油进入燃烧室，使燃油驻留在值班油路中。
[0004]尽管从原理上看，上述方案可以保证发动机停车后燃油不会从燃油喷嘴流出，但是实际运营过程中技术人员发现这种结构的效果不甚理想，主要原因在于停车后发动机内部的高温部件产生的热量无法在短时间内耗散，从而热会通过燃油系统附件和燃油管路壁面向驻留在值班油路中燃油进行传递，在热的作用下值班油路中的燃油发生膨胀并导致燃油油路憋压，最终顶开燃油喷嘴内的单向阀并从燃油喷嘴流出。
[0005]有鉴于此，需要提出一种集油装置，以避免上述问题的出现。
技术实现思路
[0006]本技术的一个目的是提供一种集油装置，能够实现热膨胀燃油的回收和释放。
[0007]为实现上述目的的热膨胀油集油装置，包括筒壳和第一弹簧活塞系统，筒壳包括出第一腔室，所述第一腔室包括值班油路连通口和伺服燃油连通口，分别与值班油路和与伺服燃油连通；第一弹簧活塞系统设置在所述第一腔室内，包括第一活塞和第一弹簧，所述第一活塞将所述第一腔室分割成第一集油腔与伺服燃油进出腔，所述伺服燃油进出腔与伺服燃油连通口连通，所述第一活塞上还包括内孔，所述内孔包括入口和出口，所述出口与所述第一集油腔连通；
[0008]其中，所述第一弹簧和伺服燃油的油压设置成分别向所述第一活塞施加方向相反的力，并设置成在发动机停车过程中使所述第一活塞移动至所述入口与所述值班油路连通口连通的位置。
[0009]在一个或多个实施例中，所述第一弹簧和所述伺服燃油的油压还设置成在发动机运行过程使所述第一活塞移动至所述入口与所述值班油路连通口不连通的位置。
[0010]在一个或多个实施例中，所述入口沿所述第一活塞轴向分布，所述出口沿所述活塞径向分布。
[0011]在一个或多个实施例中，所述筒壳还包括第二腔室，所述第一集油腔与所述第二腔室连通，该装置还包括设置在所述第二腔室内的第二弹簧活塞系统，所述第二弹簧活塞系统包括第二活塞和第二弹簧，所述第二活塞将所述第二腔室分割成彼此不连通的第二集油腔与气腔，所述第二弹簧和所述第二集油腔内收集的热膨胀油分别向所述第二活塞施加方向相反的力。
[0012]在一个或多个实施例中，所述第二弹簧设置成在所述第二集油腔内收集的热膨胀油冷却后推动所述第二活塞移动，以减小所述第二集油腔体积。
[0013]在一个或多个实施例中，所述第二腔室还包括与所述气腔连通的通风孔。
[0014]在一个或多个实施例中，所述筒壳包括第一壳体和第二壳体，所述第一壳体限定出所述第一腔室，所述第二壳体限定出第二腔室，所述第一活塞与所述第一壳体间设置密封圈，所述第二活塞与所述第二壳体间设置密封圈。
[0015]在一个或多个实施例中，所述第二腔室的容积为热膨胀燃油体积的数倍至数十倍。
[0016]本技术的另一个目的是提供一种热膨胀油集油系统，包括值班油路、伺服燃油油路、燃油喷嘴、燃油喷嘴内置单向阀以及上述热膨胀油集油装置，所述热膨胀油集油装置与值班油路、伺服燃油油路连接，所述燃油喷嘴、燃油喷嘴内置单向阀与所述值班油路连通。
[0017]在一个或多个实施例中，该系统的热膨胀油集油装置还包括第二腔室以及设置在第二腔室内的第二弹簧活塞系统，所述第二弹簧活塞系统包括第二活塞和第二弹簧，所述第二弹簧的最大弹力设置成小于能够开启燃油喷嘴内置单向阀的力。
[0018]上述热膨胀油集油装置通过弹簧活塞系统形成带有机械复位机构的控制阀，该阀门通过伺服燃油连通口和伺服燃油进出腔由燃油系统伺服油路驱动，阀由弹簧和伺服燃油的油压确定移动位置，并确定内孔与值班油路连通口的通断，实现热膨胀燃油的自动回收和释放。
附图说明
[0019]本技术的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：
[0020]图1是热膨胀油集油装置的一个实施例的示意图。
[0021]符号标记说明
[0022]1 第一腔室
[0023]2 第二腔室
[0024]3 筒壳
[0025]4 通孔
[0026]5 通风孔
[0027]6 密封圈
[0028]10 第一弹簧活塞系统
[0029]11 第一活塞
[0030]12 第一弹簧
[0031]20 第二弹簧活塞系统
[0032]21 第二活塞
[0033]22 第二弹簧
[0034]18 伺服燃油连通口
[0035]19 值班油路连通口
[0036]101 第一集油腔
[0037]102 伺服燃油进出腔
[0038]120 内孔
[0039]121 入口
[0040]122 出口
[0041]201 第二集油腔
[0042]202 气腔
具体实施方式
[0043]下面结合具体实施例和附图对本技术作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本技术，但是本技术显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本技术内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本技术的保护范围。
[0044]需要注意的是，这些以及后续其他的附图均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本技术实际要求的保护范围构成限制。
[0045]涡扇航空发动机(turbo fan aero
‑
engine)是一种用于为飞行器提供动力的燃气轮机装置，其特点为发动机推力的产生一部分来自于经风扇增压的外涵空气，另一部分来自于经发动机热力循环产生的内涵燃气。燃油系统(fuel system)是航空发动机或燃气轮机中，向燃烧室、伺服作动系统以及滑油冷却装置等供应和分配燃油的系统。其中，一部分燃油经由值班油路流向燃油喷嘴，另一部分燃油形成伺服燃油。
[0046]为了减少发动机起动时间并满足排放要求，保证发停车后在值班油路中始终充满燃油，现代商用涡轮风扇航空发动机的燃油喷嘴内部普遍会设置单向阀。当发动机运转时，值班油本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.热膨胀油集油装置，其特征在于，包括：筒壳(3)，包括第一腔室(1)，所述第一腔室(1)包括值班油路连通口(19)和伺服燃油连通口(18)，分别与值班油路和与伺服燃油连通；第一弹簧活塞系统(10)，设置在所述第一腔室(1)内，包括第一活塞(11)和第一弹簧(12)，所述第一活塞(11)将所述第一腔室(1)分割成第一集油腔(101)与伺服燃油进出腔(102)，所述伺服燃油进出腔(102)与伺服燃油连通口(18)连通，所述第一活塞(11)上还包括内孔(120)，所述内孔(120)包括入口(121)和出口(122)，所述出口(122)与所述第一集油腔(101)连通；其中，所述第一弹簧(12)和伺服燃油的油压设置成分别向所述第一活塞(11)施加方向相反的力，并设置成在发动机停车过程中使所述第一活塞(11)移动至所述入口(121)与所述值班油路连通口(19)连通的位置。2.如权利要求1所述的热膨胀油集油装置，其特征在于，所述第一弹簧和所述伺服燃油的油压还设置成在发动机运行过程使所述第一活塞(11)移动至所述入口(121)与所述值班油路连通口(19)不连通的位置。3.如权利要求1所述的热膨胀油集油装置，其特征在于，所述入口(121)沿所述第一活塞轴向分布，所述出口(122)沿所述活塞径向分布。4.如权利要求1所述的热膨胀油集油装置，其特征在于，所述筒壳(3)还包括第二腔室(2)，所述第一集油腔(101)与所述第二腔室(2)连通，该装置还包括设置在所述第二腔室(2)内的第二弹簧活塞系统(20)，所述第二弹簧活塞系统包括第二活塞(21)和第二弹簧(22)，所述第二活塞(21)将所述第二腔室(2)分割成彼此不连通的第二集油...
【专利技术属性】
技术研发人员：曹阳，朱剑鋆，姜松，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：新型
国别省市：
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