本实用新型专利技术属于航空发动机结构设计领域，涉及一种通风管，以解决现有通风管阻火能力较低、安全性较差的问题。通风管包括通风管本体，通风管本体的一端通过螺栓与后机匣连接，另一端插入发动机尾锥出口，还包括固定设置在通风管本体靠近后机匣一端内侧的阻火元件，阻火元件呈孔形为正多边形的蜂窝状结构，能够实现高效的阻火功能，有效防止尾喷口处发生爆燃时火焰通过通风管倒灌至后轴承腔内引发后腔着火，安全性高。
【技术实现步骤摘要】
本技术涉及航空发动机结构设计领域，尤其涉及一种通风管。
技术介绍
通风管安装在航空发动机后机匣和尾锥之间，低压涡轮轴内的滑油空气混合气体通过通风管排出机外。在通风管中安装阻火元件，防止尾喷口处发生爆燃时火焰通过通风管倒灌至后轴承腔内引发后腔着火。目前航空发动机通风管内阻火元件均采用金属丝编织的阻火网结构。根据传热作用分析:火焰通过该结构阻火网时，火焰切割程度不够，不足以将温度降到燃点以下，使火焰熄灭。根据器壁效应解释，火焰通过该结构阻火网时，阻火通道较宽，自由基与管壁的碰撞不够，自由基减小量不足，燃烧反应还能继续进行。因此，航空发动机上普遍使用的通风管阻火能力较低，安全性较差，不能有效防止尾喷口处发生爆燃时火焰通过通风管倒灌至后轴承腔内引发后腔着火。
技术实现思路
本技术的目的在于提供一种通风管，以解决现有通风管阻火能力较低、安全性较差的问题。本技术的技术方案是:一种通风管，包括通风管本体，所述通风管本体的一端通过螺栓与后机匣连接，另一端插入发动机尾锥出口，所述通风管还包括固定设置在所述通风管本体靠近所述后机匣一端内侧的阻火元件，所述阻火元件呈蜂窝状结构，其蜂窝孔为正多边形。可选地，蜂窝状的所述阻火元件由多个蜂窝单片焊接而成。可选地，所述阻火元件为一体成型结构。可选地，所述阻火元件的蜂窝孔呈正六边形。可选地，所述阻火元件通过分别布置在其轴向端部的第一固定片和第二固定片与所述通风管本体连接。可选地，所述通风管本体包括依次连接的壳体、锥管、直管和管口。本技术的优点是:通风管本体内采用蜂窝结构的阻火元件，蜂窝孔为正多边形，蜂窝孔径相对较小，长径比较大；当火焰进入阻火元件后，由于传热的作用，被有规则的蜂窝孔切割成许多细小的火焰流，进入的燃气被足够冷却，冷却气体达不到着火温度不能形成燃烧；由于器壁效应，阻火通道较窄，自由基与管壁的碰撞占主导地位，自由基大量减少，燃烧反应不能继续进行，使得阻火能力强，安全性高。【附图说明】图1是本技术的通风管的主视图；图2是图1中A-A剖视图；图3是本技术阻火元件的结构示意图；图4是图3中B向局部放大示意图。【具体实施方式】下面结合附图对本技术的进行详细描述。如图1至图4所示，本技术的一种通风管，包括通风管本体，通风管本体的一端通过螺栓与后机匣连接，另一端插入发动机尾锥出口。通风管本体包括壳体7、阻火元件6、锥管5、直管4、管口 3、第一固定片I和第二固定片2。阻火元件6呈孔形为正多边形的蜂窝状结构，本实施例中，优选为正六边形。通风管本体内采用蜂窝结构的阻火元件，蜂窝孔为正多边形，孔径相对较小，长径比较大；当火焰进入阻火元件后，由于传热的作用，被有规则的蜂窝孔切割成许多细小的火焰流，进入的燃气被足够冷却，冷却气体达不到着火温度不能形成燃烧；由于器壁效应，阻火通道较窄，自由基与管壁的碰撞占主导地位，自由基大量减少，燃烧反应不能继续进行，使得阻火能力强，安全性高。进一步，阻火元件6可以为多种适合的结构形式，例如可以由多个蜂窝单片8相互焊接而成；也可以是一体成型。阻火元件6插入在壳体7内，两端各采用一个S形的第一固定片I和第二固定片2通过焊接方式将阻火元件6固定在壳体7内。直管4插入管口 3内，通过焊接方式与管口3固定，直管4与锥管5通过焊接方式连接，锥管5与壳体7通过焊接方式连接。通风管壳体7通过螺栓安装方式与后机匣连接，管口 3插入发动机尾锥出口。低压涡轮轴内的滑油空气混合气体通过通风管排出机外。如果尾喷口处发生爆燃时火焰通过通风管倒灌，通风管内蜂窝式的阻火元件6能有效防止火焰进入后轴承腔内引发后腔着火，从而实现尚效的阻火功能，提尚安全性。以上所述，仅为本技术的【具体实施方式】，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本
的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。【主权项】1.一种通风管，包括通风管本体，所述通风管本体的一端通过螺栓与后机匣连接，另一端插入发动机尾锥出口，所述通风管还包括固定设置在所述通风管本体靠近所述后机匣一端内侧的阻火元件(6)，其特征在于，所述阻火元件(6)呈蜂窝状结构，其蜂窝孔为正多边形。2.按照权利要求1所述的通风管，其特征在于，蜂窝状的所述阻火元件(6)由多个蜂窝单片(8)焊接而成。3.按照权利要求1所述的通风管，其特征在于，所述阻火元件(6)为一体成型结构。4.按照权利要求2或3所述的通风管，其特征在于，所述阻火元件(6)的蜂窝孔呈正六边形。5.按照权利要求1所述的通风管，其特征在于，所述阻火元件(6)通过分别布置在其轴向端部的第一固定片(I)和第二固定片(2)与所述通风管本体连接。6.按照权利要求1所述的通风管，其特征在于，所述通风管本体包括依次连接的壳体(7)、锥管(5)、直管(4)和管口(3)。【专利摘要】本技术属于航空发动机结构设计领域，涉及一种通风管，以解决现有通风管阻火能力较低、安全性较差的问题。通风管包括通风管本体，通风管本体的一端通过螺栓与后机匣连接，另一端插入发动机尾锥出口，还包括固定设置在通风管本体靠近后机匣一端内侧的阻火元件，阻火元件呈孔形为正多边形的蜂窝状结构，能够实现高效的阻火功能，有效防止尾喷口处发生爆燃时火焰通过通风管倒灌至后轴承腔内引发后腔着火，安全性高。【IPC分类】F02C7-00【公开号】CN204532550【申请号】CN201520211644【专利技术人】苏媛媛, 郁丽, 焦自涛 【申请人】中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所【公开日】2015年8月5日【申请日】2015年4月2日本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种通风管，包括通风管本体，所述通风管本体的一端通过螺栓与后机匣连接，另一端插入发动机尾锥出口，所述通风管还包括固定设置在所述通风管本体靠近所述后机匣一端内侧的阻火元件(6)，其特征在于，所述阻火元件(6)呈蜂窝状结构，其蜂窝孔为正多边形。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：苏媛媛，郁丽，焦自涛，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所，
类型：新型
国别省市：辽宁;21
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