[發明專利]一種航空發動機噴管擴張段冷卻結構

有效

• 申請號: 202110491756.0
• 申請日: 2021-05-06
• 公開（公告）號: CN113250856B
• 公開（公告）日: 2022-07-15
• 發明（設計）人: 李季;李泳凡;高為民;許羚;葉留增;石巖
• 申請（專利權）人: 中國航發沈陽發動機研究所
• 主分類號: F02K1/82
• 分類號: F02K1/82
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 郭鵬鵬

本申請屬于航空發動機噴管擴張段冷卻設計技術領域，具體涉及一種航空發動機噴管擴張段冷卻結構，包括：航空發動機噴管擴張段；隔熱板，在航空發動機噴管擴張段內側設置，與航空發動機噴管擴張段之間形成冷卻通道；波紋降壓板，在冷卻通道內設置，連接在航空發動機噴管擴張段上，與隔熱板存在間隙，其上波峰?波谷自冷卻通道的進口端向出口端方向伸展。

技術領域

本申請屬于航空發動機噴管擴張段冷卻設計技術領域，具體涉及一種航空發動機噴管擴張段冷卻結構。

背景技術

航空發動機噴管用以排出發動機尾氣，航空發動機噴管包括進口端連接在航空發動機排氣口的噴管連接筒、鉸接在噴管連接筒出口端的收斂段、鉸接在收斂段出口端的擴張段，其中，收斂段自進口端向出口端方向徑向尺寸逐漸收縮；擴張段自其進口端向出口端方向徑向尺寸逐漸擴張。

某些類型的航空發動機噴管中擴張段承受較高的熱負荷，為降低紅外輻射，保證隱身性能，當前多是在擴張段內側設置隔熱板，向擴張段、隔熱板間形成的冷卻通道通入冷卻氣對擴張段進行冷卻，該種方案對擴張段具有較好的冷卻效果，但存在以下缺陷：

在航空發動機噴管擴張段內尾氣達到超音速時，尾氣在隔熱板內側流動，尾氣的靜壓力沿流動方向急劇降低，而在隔熱板外側的流動的冷卻氣的靜壓力沿流動方向不會出現明顯的降低，以此在隔熱板兩側產生巨大的不平衡壓力，隔熱板承受巨大的不平衡力，易發生嚴重變形，以至于被損壞。

鑒于上述技術缺陷的存在提出本申請。

需注意的是，以上背景技術內容的公開僅用于輔助理解本發明的發明構思及技術方案，其并不必然屬于本專利申請的現有技術，在沒有明確的證據表明上述內容在本申請的申請日已經公開的情況下，上述背景技術不應當用于評價本申請的新穎性和創造性。

發明內容

本申請的目的是提供一種航空發動機噴管擴張段冷卻結構，以克服或減輕已知存在的至少一方面的技術缺陷。

本申請的技術方案是：

一種航空發動機噴管擴張段冷卻結構，包括：

航空發動機噴管擴張段；

隔熱板，在航空發動機噴管擴張段內側設置，與航空發動機噴管擴張段之間形成冷卻通道；

波紋降壓板，在冷卻通道內設置，連接在航空發動機噴管擴張段上，與隔熱板存在間隙，其上波峰-波谷自冷卻通道的進口端向出口端方向伸展。

根據本申請的至少一個實施例，上述的航空發動機噴管擴張段冷卻結構中，波紋降壓板的各個波谷部位與隔熱板間的間隙，自冷卻通道的進口端向出口端方向逐漸減小。

根據本申請的至少一個實施例，上述的航空發動機噴管擴張段冷卻結構中，L2＝a·L1；

其中，

L1為波紋降壓板中線與隔熱板在冷卻通道的進口端的距離；

L2為波紋降壓板中線與隔熱板在冷卻通道的出口端的距離；

a為縮減系數，位于0.3～0.7以內。

根據本申請的至少一個實施例，上述的航空發動機噴管擴張段冷卻結構中，隔熱板上具有多個隔熱冷卻孔；各個隔熱冷卻孔自冷卻通道進口端向出口端方向排列分布。

根據本申請的至少一個實施例，上述的航空發動機噴管擴張段冷卻結構中，還包括：

沖擊板，在隔熱板內側設置，與隔熱板之間形成有隔熱間隙，其上具有多個沖擊冷卻孔；各個沖擊冷卻孔自冷卻通道進口端向出口端方向排列分布。

根據本申請的至少一個實施例，上述的航空發動機噴管擴張段冷卻結構中，各個隔熱冷卻孔、沖擊冷卻孔間叉排排布。

附圖說明