一种夹层结构尾喷管制造技术

本发明专利技术提供一种夹层结构尾喷管，包括：内管、外管和支撑结构，内管和外管为同轴且相互套接的管状结构，支撑结构固定设置在内管外壁与外管内壁之间的环形空腔中，支撑结构能够将内管和外管连接为一个整体。通过夹层结构，可以有效提高尾喷管结构刚度，同时减轻结构重量。内管和外管之间采用顺气流方向的支撑结构，有流畅的气流通道。在尾喷管末端燃气高速喷出时，附近压强减小，可以使发动机舱内的气流通过内外管之间的气流通道流向尾喷管末端，形成引射气流。利用引射气流可以对尾喷管持续散热，降低尾喷管外管温度，有利于实现长时间的降温隔热。的降温隔热。的降温隔热。

【技术实现步骤摘要】
一种夹层结构尾喷管


[0001]本说明书涉及飞行器尾喷管
，具体涉及一种夹层结构尾喷管。

技术介绍

[0002]现代隐身飞行器出于隐身设计考虑，通常在发动机前后分别设置内埋式的S型进气道和圆转方型尾喷管。其中尾喷管由于需要承受发动机高温燃气的冲刷，通常温度比较高，但尾喷管内埋在机身内部，需要考虑隔热散热的设计要求，以免高温影响周围的结构与机载设备。除此之外，圆转方型尾喷管对比传统圆截面尾喷管，局部截面刚度较差，特别容易产生变形，因此需要对尾喷管进行刚度加强，以免影响尾喷管性能。
[0003]传统的尾喷管通常不进行散热处理，而是使用隔热材料将尾喷管和周围的设备间隔开。这种隔热方式通常只适用于短时间使用，对于长航时飞行器，尾喷管会在很长一段时间均处于高温状态，产生热量经过长时间堆积，仍然容易影响附近设备。除此之外，为了提高圆转方尾喷管的刚度，通常需要增加大量结构重量，不利于飞行器的重量控制。

技术实现思路

[0004]有鉴于此，本说明书实施例提供一种夹层结构尾喷管，以达到尾喷管的减重和持续散热的目的。
[0005]本说明书实施例提供以下技术方案：
[0006]一种夹层结构尾喷管，包括：
[0007]内管、外管和支撑结构，内管和外管为同轴且相互套接的管状结构，支撑结构固定设置在内管外壁与外管内壁之间的环形空腔中，支撑结构能够将内管和外管连接为一个整体。
[0008]进一步地，支撑结构的延伸方向与夹层结构尾喷管的气流方向平行，支撑结构的径向截面为波浪型、L型、I型和Z型中的一种或几种组合。
[0009]进一步地，支撑结构至少为4个。
[0010]进一步地，夹层结构尾喷管还包括对接结构，内管通过对接结构和发动机的出气端连接。
[0011]进一步地，对接结构为设置在内管一端的径向外凸缘，对接结构与发动机的出气端的连接方式为螺纹连接、螺栓连接、卡箍连接、法兰连接中的一种或者几种组合。
[0012]进一步地，外管为沿内管轴向方向延伸的且连续分布的管状结构。
[0013]进一步地，外管为沿内管轴向方向延伸的且间隔断开分布的多段管状结构。
[0014]进一步地，内管、外管和支撑结构的材料均为耐高温合金，且内管、外管和支撑结构的连接工艺为氩弧焊。
[0015]进一步地，内管、外管和支撑结构的材料均为耐高温碳纤维复合材料，且内管、外管和支撑结构的连接工艺为共固化或共胶接。
[0016]进一步地，夹层结构尾喷管设置在发动机出气端和飞行器蒙皮之间，夹层结构尾
喷管的出气端插入到飞行器蒙皮的对应开口中且与飞行器蒙皮的对应开口平齐。
[0017]与现有技术相比，本说明书实施例采用的上述至少一个技术方案能够达到的有益效果至少包括：
[0018]尾喷管采用夹层结构，可以有效提高尾喷管结构刚度，同时减轻结构重量。内管和外管之间采用顺气流方向的支撑结构，有流畅的气流通道。在尾喷管末端燃气高速喷出时，附近压强减小，可以使发动机舱内的气流通过内外管之间的气流通道流向尾喷管末端，形成引射气流。利用引射气流可以对尾喷管持续散热，降低尾喷管外管温度，有利于实现长时间的降温隔热。
附图说明
[0019]为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
[0020]图1是本专利技术实施例夹层结构尾喷管整体结构示意图；
[0021]图2是本专利技术实施例夹层结构尾喷管垂直于气流方向的剖面图；
[0022]图3是本专利技术实施例夹层结构尾喷管平行于气流方向的剖面图；
[0023]图4是本专利技术实施例图3的夹层结构尾喷管尾部的局部示意图。
[0024]附图标记说明：1、内管；2、支撑结构；3、外管；4、对接结构；5、飞行器蒙皮。
具体实施方式
[0025]下面结合附图对本申请实施例进行详细描述。
[0026]以下通过特定的具体实例说明本申请的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本申请的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。本申请还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本申请的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
[0027]要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本申请，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目和方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。
[0028]还需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本申请的基本构想，图式中仅显示与本申请中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。
[0029]另外，在以下描述中，提供具体细节是为了便于透彻理解实例。然而，所属领域的技术人员将理解，可在没有这些特定细节的情况下实践所述方面。
[0030]参考图1，夹层结构尾喷管位于发动机的尾部和飞行器蒙皮5之间。夹层结构尾喷管由内管1、外管3和支撑结构2组成。顺气流方向平行设置的支撑结构2，固定于内管1的外侧。外管3，固定于支撑结构2的外侧。内管1的前端设置有可拆卸的对接结构4，用于内管1与发动机尾部的连接，对接结构4可以采用螺纹连接、螺栓连接、卡箍连接、法兰连接等方式。
[0031]支撑结构2延伸方向与夹层结构尾喷管的气流方向平行，并将内管1和外管3之间的空心气流通道分割为若干部分。支撑结构2的径向截面形状可以根据实际强度、重量的需要设置。支撑结构2的径向截面形状可为波浪型、L型、I型或Z型等。参考图2，本实施例采用了波浪型截面的支撑结构2。因尾喷管的尾部径向截面大致为方型，为了保证内管1和外管3的截面的四个边均能定位连接，支撑结构2的数量通常不少于4条。如图2所示，本实施例采用了6条筋条，如夹层结构尾喷管需要更大的刚度，可以增加支撑结构2的数量。需要说明的是，增加支撑结构2的数量会相应的增加整个夹层结构尾喷管的重量，所以需要根据实际应用场景进行设置。
[0032]夹层结构尾喷管的出气端的插入到飞行器蒙皮5的对应开口中，飞行器蒙皮本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种夹层结构尾喷管，其特征在于，包括：内管(1)、外管(3)和支撑结构(2)，内管(1)和外管(3)为同轴且相互套接的管状结构，支撑结构(2)固定设置在内管(1)外壁与外管(3)内壁之间的环形空腔中，支撑结构(2)能够将内管(1)和外管(3)连接为一个整体。2.根据权利要求1所述的夹层结构尾喷管，其特征在于，支撑结构(2)的延伸方向与所述夹层结构尾喷管的气流方向平行，支撑结构(2)的径向截面为波浪型、L型、I型和Z型中的一种或几种组合。3.根据权利要求2所述的夹层结构尾喷管，其特征在于，支撑结构(2)至少为4个。4.根据权利要求1所述的夹层结构尾喷管，其特征在于，所述夹层结构尾喷管还包括对接结构(4)，内管(1)通过对接结构(4)和所述发动机的出气端连接。5.根据权利要求4所述的夹层结构尾喷管，其特征在于，对接结构(4)为设置在内管(1)一端的径向外凸缘，对接结构(4)与所述发动机的出气端的连接方式为螺纹连接、螺栓连接、卡箍连接、法...

【专利技术属性】
技术研发人员：吕光全，应培，范景峰，赵大林，沈思颖，
申请(专利权)人：中国科学院工程热物理研究所，
类型：发明
国别省市：