一种航空发动机水冷中心锥制造技术

本申请涉及航空发动机喷管领域，为一种航空发动机水冷中心锥，包括锥形外筒体、锥形内筒体、法兰和密封环，通过在锥形外筒体和锥形内筒体之间开设冷却通道，在锥形内筒体的前端连接与冷却通道连通的进水管，在锥形内筒体的后端连接与冷却通道连通的出水管，冷却水从进水管进入，在冷却通道内对中心锥进行冷却后，由出水管排出，排出的水经过冷却后再次进入到进水管内，实现对中心锥的循环冷却，由于采用水冷，冷却效率较高，并且进水管和出水管的设置使得冷却水不会排出到主流道内，主流道排气流量和喷管气动喉道面积能够准确计算，冷却通道在锥形外筒体和锥形内筒体之间的周向位置均匀分布来保证对水冷中心锥的不同筒体位置能够均匀冷却。能够均匀冷却。能够均匀冷却。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机水冷中心锥


[0001]本申请属于航空发动机喷管领域，特别涉及一种航空发动机水冷中心锥。

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。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，需要对喷管进行进一步冷却。
[0006]现有的中心锥冷却主要采用气膜冷却的方式，气膜冷却是在中心锥表面开通密集气膜孔，通冷气后，在中心锥表面形成一层冷气膜，起到隔绝高温燃气，冷却壁面的作用。气膜冷却可以实现中心锥的有效冷却，但会造成冷气进入主流道，导致主流道排气流量及喷管气动喉道面积无法准确计算的问题，影响总体性能评估，同时其冷却效果不如水冷。
[0007]因此如何更有效地对主流道尾气进行冷却是一个需要解决的问题。

技术实现思路

[0008]本申请的目的是提供了一种航空发动机水冷中心锥，以解决现有技术中喷管的冷却性能难以跟上核心机性能的提升导致冷却效果较差的问题。
[0009]本申请的技术方案是：一种航空发动机水冷中心锥，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法兰、设于锥形外筒体和锥形内筒体后端的密封环；所述锥形外筒体和锥形内筒体同轴设置并且两者之间开设有冷却通道，所述锥形内筒体前端的内壁上设有与冷却通道连通的进水管，所述锥形内筒体后端的内壁上设有与冷却通道连通的出水管；所述冷却通道在锥形外筒体和锥形内筒体之间的周向位置均匀分布。
[0010]优选地，所述锥形外筒体与锥形内筒体之间设有多组连接板，多组连接板沿着锥形内筒体的轴向均匀布设，任意相邻两组连接板之间均形成一冷却通道。
[0011]优选地，所述冷却通道从前端至后端依次包括入水段冷却通道、扩冷段冷却通道、高冷段冷却通道和出水段冷却通道，所述入水段冷却通道与进水管相连通，所述出水段冷却通道与出水管相连通，任意相邻的不同阶段的冷却通道相互连通；所述扩冷段冷却通道的数量大于入水段冷却通道、出水段冷却通道的数量，所述高冷段冷却通道的数量大于扩冷段冷却通道的数量；所述入水段冷却通道和出水段冷却通道内一个冷却通道的横截面积大于扩冷段冷却通道内一个冷却通道的横截面积，所述扩冷段冷却通道内一个冷却通道的
横截面积大于高冷段冷却通道中一个冷却通道的横截面积。
[0012]优选地，所述入水段冷却通道和出水段冷却通道的数量均为3组，所述扩冷段冷却通道的数量为6组，所述高冷段冷却通道的数量为18组，所述进水管共有三组并且三组进水管分别与三组入水段冷却通道相连，所述出水管共有三组并且三组出水管分别与三组出水段冷却通道相连。
[0013]优选地，所述高冷段冷却通道、入水段冷却通道、高冷段冷却通道和出水段冷却通道的长度相同。
[0014]优选地，任意相邻不同阶段之间的所述锥形外筒体上均设有向内凸起的环形设置的内凹环，所述内凹环呈U形结构并且内凹环开口朝向锥形外筒体外侧，所述冷却通道对应内凹环端部的位置处开设有环绕内凹环外壁面设置的弧形通道，所述弧形通道的两端均与相邻的冷却通道连通。
[0015]优选地，所述锥形内筒体对应弧形通道的内侧设有弧形支撑板，所述弧形支撑板的两端均与锥体内筒体的其它筒体结构相连，所述弧形支撑板的厚度大于锥形内筒体其它位置筒体结构的厚度。
[0016]本申请的一种航空发动机水冷中心锥，包括锥形外筒体、锥形内筒体、法兰和密封环，通过在锥形外筒体和锥形内筒体之间开设冷却通道，在锥形内筒体的前端连接与冷却通道连通的进水管，在锥形内筒体的后端连接与冷却通道连通的出水管，冷却水从进水管进入，在冷却通道内对中心锥进行冷却后，由出水管排出，排出的水经过冷却后再次进入到进水管内，实现对中心锥的循环冷却，由于采用水冷，冷却效率较高，并且进水管和出水管的设置使得冷却水不会排出到主流道内，主流道排气流量和喷管气动喉道面积能够准确计算，冷却通道在锥形外筒体和锥形内筒体之间的周向位置均匀分布来保证对水冷中心锥的不同筒体位置能够均匀冷却。
附图说明
[0017]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。
[0018]图1为
技术介绍
中中心锥使用环境图；
[0019]图2为本申请中心锥局部结构轴测示意图；
[0020]图3为本申请中心锥剖视结构示意图；
[0021]图4为本申请凸显入水段冷却通道的剖视结构示意图；
[0022]图5为本申请凸显扩冷段冷却通道的剖视结构示意图；
[0023]图6为本申请凸显高冷段冷却通道的剖视结构示意图；
[0024]图7为本申请凸显出水段冷却通道的剖视结构示意图；
[0025]图8为本申请内凹环结构示意图。
[0026]1、锥形外筒体；2、锥形内筒体；3、法兰；4、密封环；5、连接板；6、入水段冷却通道；7、扩冷段冷却通道；8、高冷段冷却通道；9、出水段冷却通道；10、内凹环；11、弧形通道；12、弧形支撑板；13、进水管；14、出水管。
具体实施方式
[0027]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。
[0028]一种航空发动机水冷中心锥，如图2、图3所示，包括锥形外筒体1、锥形内筒体2、法兰3和密封环4。锥形外筒体1和锥形内筒体2同轴设置，锥形外筒体1的外侧与航空发动机的高温尾气接触，法兰3一体连接于锥形外筒体1和锥形内筒体2的前端部，并且法兰3与航空发动机的后端部件相连，实现中心锥的固定，密封环4与锥形外筒体1和锥形内筒体2的后端一体固定，锥形外筒体1、锥形内筒体2、法兰3和密封环4形成封闭结构。
[0029]其中本专利技术所说的前端为高温尾气的流入端，所说的后端为高温尾气的流出端。
[0030]锥形外筒体1和锥形内筒体2同轴设置并且两者之间开设有冷却通道，锥形内筒体2前端的内壁上设有与冷却通道连通的进水管13，锥形内筒体2后端的内壁上设有与冷却通道连通的出水管14；冷却通道在锥形外筒体1和锥形内筒体2之间的周向位置均匀分布。
[0031]在进行中心锥的冷却时，冷水通过进水管13进入到冷却通道内，冷却通道内的冷却水基本沿着中心锥的轴向方向前进，直至到达出水管14位置处，最后冷却水由出水管14流出，对该部分冷却水进行冷却后再次进入进水管13。通过向进水管13不本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机水冷中心锥，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)前端的法兰(3)、设于锥形外筒体(1)和锥形内筒体(2)后端的密封环(4)；所述锥形外筒体(1)和锥形内筒体(2)同轴设置并且两者之间开设有冷却通道，所述锥形内筒体(2)前端的内壁上设有与冷却通道连通的进水管(13)，所述锥形内筒体(2)后端的内壁上设有与冷却通道连通的出水管(14)；所述冷却通道在锥形外筒体(1)和锥形内筒体(2)之间的周向位置均匀分布。2.如权利要求1所述的航空发动机水冷中心锥，其特征在于：所述锥形外筒体(1)与锥形内筒体(2)之间设有多组连接板(5)，多组连接板(5)沿着锥形内筒体(2)的轴向均匀布设，任意相邻两组连接板(5)之间均形成一冷却通道。3.如权利要求2所述的航空发动机水冷中心锥，其特征在于：所述冷却通道从前端至后端依次包括入水段冷却通道(6)、扩冷段冷却通道(7)、高冷段冷却通道(8)和出水段冷却通道(9)，所述入水段冷却通道(6)与进水管(13)相连通，所述出水段冷却通道(9)与出水管(14)相连通，任意相邻的不同阶段的冷却通道相互连通；所述扩冷段冷却通道(7)的数量大于入水段冷却通道(6)、出水段冷却通道(9)的数量，所述高冷段冷却通道(8)的数量大于扩冷段冷却通道(7)的数量；所述入水段冷却通道(6)和出水段冷却通道(9)内一个冷却通道的横截面积大于扩冷段冷却通道(7)内一个冷却通道的横...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴法勇，朱健，宋经远，孙轶，丛明辉，李正，解亮，包光辉，
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：