【技术实现步骤摘要】
本申请属于航空发动机冷却设计,具体涉及一种航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构。
技术介绍
1、航空发动机涡轮后燃烧室是航空发动机主要的后向辐射来源。
2、当前,主要是采用外涵气对航空发动机涡轮后燃烧室进行冷却,抑制航空发动机的后向辐射特征,然而,该种技术方案,受外涵气流量的限制,对航空发动机涡轮后燃烧室的冷却能力有限,且不具备短时间内大幅降低航空发动机后向辐射特征的能力,限制了飞机在某些需要高效抑制后向辐射特征情形下的使用。
3、鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
技术实现思路
1、本申请的目的是提供一种航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构,以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
2、本申请的技术方案是:
3、一种航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构,包括总管、喷杆组件;
4、总管两端弯曲,环绕在外机匣外周,分为多段;
5、总管两端以及各段之间设置管接头,其中,处在总管两端的管接头为直角管接头,两段总管之间的一个管接头为四通管接头,其余管接头为三通管接头;
6、直角管接头的进口端连接在总管上;
7、四通管接头处在总管中间位置处,四通管接头的两个流通端连接在相应的两段总管之间,进口端连接有进口管接嘴,进口管接嘴通过管路连接冷却气源;
8、三通管接头的两个流通端连接在相应的两段总管之间;
9、各个管接头出口端外套设有压帽,压帽与管接头出口端之间设置有环形销,环形销能够限制压帽相
10、喷杆组件对应于管接头的数量有多个,包括转接头、转接管、喷杆;
11、转接头连接在转接管进口端,转接头与压帽之间通过螺纹连接,压帽拧紧后,转接头与管接头出口端对接;
12、喷杆顶端与转接管出口端连接,末端穿过燃烧室的外机匣、合流环,伸入到内锥中;喷杆处在燃烧室内涵道以及内锥中的部位设置多个喷口或喷嘴,内锥侧壁上设置多个冷却排气孔。
13、可选的,上述的航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构中,总管为金属软管。
14、可选的,上述的航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构中,转接头与管接头出口端通过球头锥面配合。
15、可选的,上述的航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构中,喷杆的横截面为椭圆形。
16、可选的,上述的航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构中,喷杆贯穿支板设置,支板侧壁上设置多个冷却排气孔。
17、可选的,上述的航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构中,喷杆呈曲线形。
18、可选的,上述的航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构中,喷杆组件还包括安装板;
19、安装板套接在转接管上,连接在燃烧室的外机匣上。
20、可选的,上述的航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构中,喷杆组件还包括定位块;
21、定位块套在喷杆末端,设置在内锥壁面开设的定位孔中,与定位孔之间间隙配合。
22、本申请至少存在以下有益技术效果:
23、提供一种航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构,可通过进口管接嘴通过管路自冷却气源由四通管接头向总管引入冷却气,冷却气经各个管接头流向各段总管,进而由各个管接头的出口端流出,经转接头、转接管,进入各个喷杆,由喷口或喷嘴喷入到燃烧室支板以及内锥中,经支板及内锥侧壁上设置的冷却排气孔排出,对燃烧室的支板、内锥以及内涵道高温燃气进行高效的降温,且可通过控制冷却气的流量,在短时间内大幅降低航空发动机后向辐射特征,拓展飞机的使用场景。
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1.一种航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构,其特征在于,包括总管(5)、喷杆组件(6);
2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构,其特征在于,
3.根据权利要求2所述的航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构,其特征在于,
4.根据权利要求3所述的航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构,其特征在于,
5.根据权利要求4所述的航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构,其特征在于,
6.根据权利要求5所述的航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构,其特征在于,
7.根据权利要求6所述的航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构,其特征在于,
8.根据权利要求7所述的航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构,其特征在于,
【技术特征摘要】
1.一种航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构,其特征在于,包括总管(5)、喷杆组件(6);
2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构,其特征在于,
3.根据权利要求2所述的航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构,其特征在于,
4.根据权利要求3所述的航空发动机涡轮后燃烧室冷却结构,其特征在于,...
【专利技术属性】
技术研发人员:程荣辉,张鑫,张晓宇,徐兴平,郭洪涛,陈翔宇,王瑞祥,肖永鑫,孙佳伟,孙旭,鲍占洋,姜雨,
申请(专利权)人:中国航发沈阳发动机研究所,
类型:发明
国别省市:
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