一种强化气冷中心锥制造技术

本申请涉及航空或航天发动机喷管领域，为一种强化气冷中心锥，包括锥形外筒体、锥形内筒体、安装边，在锥形外筒体和锥形内筒体之间多组均匀排布的连接板，相邻连接板之间具有一定的间隔并且间隔处形成气冷格栅，在锥形内筒体上设置进气管，在进气管内侧设置环形集气腔，进入到进气管内的冷却气先进入到环形集气腔内进行均匀混合，而后再通过第四透气孔均匀进入到各个气冷格栅内，实现对中心锥各个位置的均匀冷却，提高了冷却的质量，同时连接板的设置保证了中心锥的整体强度较高，使得锥形外筒体变形量较小。筒体变形量较小。筒体变形量较小。

【技术实现步骤摘要】
一种强化气冷中心锥


[0001]本申请属于航空或航天发动机喷管领域，特别涉及一种强化气冷中心锥。

技术介绍

[0002]喷管是航空发动机的排气装置，高温燃气在喷管内膨胀做功，产生推力。
[0003]喷管根据排气性能分为亚音速喷管和超音速喷管；按照不同的结构形式分为收敛喷管和收扩喷管；按照机构形式分为固定喷管和可调喷管；也可以根据使用需求增加矢量功能和隐身功能。
[0004]航空发动机的核心机包括压气机、主燃烧室、涡轮三部分，为进行核心机试车，需要为核心机配装喷管。
[0005]核心机喷管一般采用收敛喷管，由喷管外壁和中心锥两部分构成，如图1所示，发动机产生的高温燃气在喷管外壁和中心锥之间的环形空腔中排出。
[0006]现有的方案中，对中心锥采用对流冷却的方式，其有以下缺点：
[0007]1、冷却壁分内外双层，上下层之间一端连接、另一端放开，目的是协调热变形，让上下层分别自由膨胀，互不影响。这样带来的缺点是上层为悬臂结构，在较大外部压力载荷下，容易出现强度失效现象。
[0008]2、上下双层之间是空腔，在加工过程中由于支撑不足，导致上层变形较大，成品率低。
[0009]并且以往核心机排气温度在金属长时间许用工作温度以下，所以核心机喷管不需要进行冷却。近年来，随着核心机性能的提升，排气温度已经超过了现有金属材料长时间工作的许用温度，需要对喷管进行冷却。
[0010]因此，如何更有效地对中心锥进行气冷是一个需要解决的问题。

技术实现思路

[0011]本申请的目的是提供了一种强化气冷中心锥，以解决现有技术中采用气冷对中心锥进行冷却时冷却效率低、中心锥强度不足的问题。
[0012]本申请的技术方案是：一种强化气冷中心锥，包括锥形外筒体、锥形内筒体、设于锥形外筒体和锥形内筒体前端的安装边；所述锥形外筒体与锥形内筒体之间沿轴向均匀设置有多组连接板，任意相邻两组连接板之间均具有间隔并且间隔处形成气冷格栅，所述气冷格栅内的冷却气从锥形外筒体和锥形内筒体的后端流出；所述锥形内筒体上设有进气管，所述锥形内筒体对应进气管内侧的位置处设有与进气管连通的环形集气腔，所述环形集气腔与每个气冷格栅之间均设有第四透气孔，所述环形集气腔与气冷格栅之间通过第四透气孔相互连通。
[0013]优选地，所述锥形外筒体和锥形内筒体之间的气冷格栅从前至后依次包括进气段、中冷段和出气段；所述进气管和环形集气腔均与进气段处的气冷格栅相连通。
[0014]优选地，所述进气段处的任意相邻两组气冷格栅之间的连接板上开设有多组第一
透气孔，所述第一透气孔与进气段内相邻的两组气冷格栅连通。
[0015]优选地，所述第一透气孔和第四透气孔均呈水滴形。
[0016]优选地，所述进气段处的任意相邻两组气冷格栅之间的连接板上开设有第二透气孔，所述第二透气孔的横截面积远大于第一透气孔，所述第二透气孔位于第一透气孔的后侧，所述第二透气孔与进气段内相邻的两组气冷格栅连通。
[0017]优选地，位于所述中冷段处的任意相邻两组气冷格栅之间的连接板上开设有多组第三透气孔，所述第三透气孔与中冷段内相邻的两组气冷格栅连通，所述第三透气孔的横截面积大于第一透气孔的横截面积。
[0018]优选地，所述第三透气孔呈菱形结构。
[0019]优选地，所述锥形内筒体对应环形集气腔后侧的位置处设有三角形加强环，所述三角形加强环的厚度大于锥形内筒体其它位置筒体结构的厚度。
[0020]本申请的一种强化气冷中心锥，包括锥形外筒体、锥形内筒体、安装边，在锥形外筒体和锥形内筒体之间多组均匀排布的连接板，相邻连接板之间具有一定的间隔并且间隔处形成气冷格栅，在锥形内筒体上设置进气管，在进气管内侧设置环形集气腔，进入到进气管内的冷却气先进入到环形集气腔内进行均匀混合，而后再通过第四透气孔均匀进入到各个气冷格栅内，实现对中心锥各个位置的均匀冷却，提高了冷却的质量，同时连接板的设置保证了中心锥的整体强度较高，使得锥形外筒体变形量较小。
附图说明
[0021]为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
[0022]图1为
技术介绍
中中心锥与喷管的连接结构示意图；
[0023]图2为本申请局部结构的轴测示意图；
[0024]图3为本申请轴线方向剖视结构示意图；
[0025]图4为本申请垂直于轴线方向的剖视结构示意图；
[0026]图5为本申请凸显第四透气孔的局部剖视结构示意图；
[0027]图6为本申请凸显第三透气孔的局部剖视结构示意图。
[0028]1、锥形外筒体；2、锥形内筒体；3、连接板；4、气冷格栅；5、进气管；6、环形集气腔；7、第一透气孔；8、第二透气孔；9、第三透气孔；10、第四透气孔；11、环形板；12、三角形加强环；13、安装边。
具体实施方式
[0029]为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
[0030]一种强化气冷中心锥，如图2
‑
4所示，包括锥形外筒体1、锥形内筒体2和安装边13，锥形外筒体1和锥形内筒体2同轴设置并且两者之间具有一定的间隔，安装边13呈环形结构并与锥形外筒体1和锥形内筒体2的前端相连，锥形外筒体1的外表面与发动机喷出的高温尾气接触。
[0031]其中本专利技术所说的前端为中心锥的高温尾气入口端、前侧为靠近高温尾气入口端
的一侧，本专利技术所说的后端为中心锥的高温尾气出口端、后侧为靠近高温尾气出口端的一侧。
[0032]锥形外筒体1与锥形内筒体2之间沿轴向均匀设置有多组连接板3，任意相邻两组连接板3之间均具有间隔并且间隔处形成气冷格栅4，气冷格栅4内的冷却气从锥形外筒体1和锥形内筒体2的后端流出；
[0033]锥形内筒体2上设有进气管5，锥形内筒体2对应进气管5内侧的位置处设有与进气管5连通的环形集气腔6，环形集气腔6与每个气冷格栅4之间均设有第四透气孔10，环形集气腔6与气冷格栅4之间通过第四透气孔10相互连通。
[0034]冷却气从进气管5进入到环形集气腔6内，而后冷却气通过环形集气腔6与气冷格栅4之间的第四透气孔10均匀地进入到各气冷格栅4内，最后由锥形外筒体1的后端排出，实现对中心锥的循环冷却。气冷格栅4与锥形外筒体1相连，通过多个均匀排布的气冷格栅4能够对锥形外筒体1的各个位置进行均匀冷却，提高了冷却质量。
[0035]相邻气冷格栅4之间均设置有连接板3进行支撑，使得锥形外筒体1和锥形内筒体2之间连接紧密，支撑稳定，这样中心锥整体的强度较高，锥形外筒体1的变形较小。
[0036]优选地，气冷格栅4的数量为24。
[0037]优选地，锥形外筒体1和锥形内筒体2之间的气冷格栅4从前至后依次包括进气段、中冷段和出气段；所述进气管5和环形集气腔6本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种强化气冷中心锥，其特征在于：包括锥形外筒体(1)、锥形内筒体(2)、设于锥形外筒体(1)和锥形内筒体(2)前端的安装边(13)；所述锥形外筒体(1)与锥形内筒体(2)之间沿轴向均匀设置有多组连接板(3)，任意相邻两组连接板(3)之间均具有间隔并且间隔处形成气冷格栅(4)，所述气冷格栅(4)内的冷却气从锥形外筒体(1)和锥形内筒体(2)的后端流出；所述锥形内筒体(2)上设有进气管(5)，所述锥形内筒体(2)对应进气管(5)内侧的位置处设有与进气管(5)连通的环形集气腔(6)，所述环形集气腔(6)与每个气冷格栅(4)之间均设有第四透气孔(10)，所述环形集气腔(6)与气冷格栅(4)之间通过第四透气孔(10)相互连通。2.如权利要求1所述的强化气冷中心锥，其特征在于：所述锥形外筒体(1)和锥形内筒体(2)之间的气冷格栅(4)从前至后依次包括进气段、中冷段和出气段；所述进气管(5)和环形集气腔(6)均与进气段处的气冷格栅(4)相连通。3.如权利要求2所述的强化气冷中心锥，其特征在于：所述进气段处的任意相邻两组气冷格栅(4)之间的连接板(3)上开设有多组第一透气孔(7)，所述第一透气孔(7...

【专利技术属性】
技术研发人员：宋经远，孙轶，包光辉，丛明辉，朱健，
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：