[发明专利]阻尼减振装置以及航空发动机

说明书

本发明公开了一种阻尼减振装置以及航空发动机，涉及航空发动机领域，用以优化阻尼减振装置的性能。阻尼减振装置包括减涡管以及阻尼管。减涡管被构造为管状的；阻尼管套设于减涡管内部或者套设于减涡管外部；减涡管和阻尼管通过锥形面配合。上述技术方案提供的阻尼减振装置，减涡管和阻尼管各自的锥形结构相配合时，可以通过改变两者之间的轴向相对位移从而获得不同的接触压力。不同的接触压力即会获得不同的阻尼特性。接触压力是指两种或以上结构接触后产生的接触力。

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，具体涉及一种阻尼减振装置以及航空发动机。

背景技术

为增强对高温部件的冷却效果，现代航空发动机结构通过增加减涡器来降低冷却气流的压力损失，进而提高高温部件的冷却效果，避免不必要的压气机性能损失。

发明人发现，现有技术中至少存在下述问题：由于减涡器结构往往主要为悬臂支撑的多管结构，易受到盘腔内冷却气流的激振而发生强迫响应。

发明内容

本发明提出一种阻尼减振装置以及航空发动机，用以优化阻尼减振装置的性能。

本发明实施例提供了一种阻尼减振装置，包括：

减涡管，被构造为管状的；以及

阻尼管，套设于所述减涡管内部或者套设于所述减涡管外部；所述减涡管和所述阻尼管通过锥形面配合。

在一些实施例中，所述减涡管包括第一连接部和第一锥形段，所述第一连接部设置有贯穿自身轴向的第一通孔，所述第一锥形段具有贯穿自身轴向的第二通孔；所述第二通孔的内壁面被构造为锥形的；所述阻尼管包括第二连接部和第二锥形段；所述第二锥形段的外壁面被构造为锥形的；所述第一连接部和所述第二连接部连接，且所述第二锥形段至少部分位于所述第二通孔内部且两者贴合。

在一些实施例中，沿着从所述第一连接部到所述第一锥形段的方向，所述第一锥形段的直径越来越小。

在一些实施例中，沿着从所述第二连接部到所述第二锥形段的方向，所述第二锥形段的直径越来越小。

在一些实施例中，所述阻尼管还包括第三通孔，所述第三通孔贯穿所述第二连接部和所述第二锥形段。

在一些实施例中，所述第一连接部和所述第二连接部通过螺纹可拆卸连接。

在一些实施例中，所述第一连接部和所述第二连接部的螺纹旋合长度被构造为可调节的，以改变所述第一锥形段和所述第二锥形段之间压紧力的大小。

在一些实施例中，所述第一连接部的长度短于所述第一锥形段的长度；和/或，所述第二连接部的长度短于所述第二锥形段的长度。

在一些实施例中，所述减涡管还包括朝内凸出的第一定位台阶，所述阻尼管还包括朝外凸出的第二定位台阶，所述第一定位台阶和所述第二定位台阶配合。

本发明实施例还提供一种航空发动机，包括本发明任一技术方案所提供的阻尼减振装置。

上述技术方案提供的阻尼减振装置，第二锥形段的外壁面与第一锥形段的内壁面贴合在一起，在阻尼减振装置使用过程中，如果因为受力导致减涡管和阻尼管之间存在相对运动，那么减涡管和阻尼管在相对运动过程中，会因为壁面接触摩擦而消耗一定的能量，从而实现减振。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，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：

图1为本发明实施例提供的阻尼减振装置的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的阻尼减振装置的减涡管结构示意图；

图3为本发明实施例提供的阻尼减振装置的阻尼管结构示意图。