一种航空发动机试验台排气管道冷却装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种航空发动机试验台排气管道冷却装置，包括冷却筒，冷却筒的左端设置有对接套，冷却筒内转动安装有一组旋转叶片，旋转叶片固定连接有芯座上，旋转叶片远离芯座的一端转动连接有滚轮，冷却筒的圆周内壁上固定连接有一组滚轮座，滚轮座包括一对挡圈，滚轮设置在同组的一对挡圈之间，旋转叶片的背面固定安装有分管，分管上设置有一组喷头，芯座的中心处固定安装有旋转接头，旋转接头与分管末端相连，旋转接头与供水管转动连接。本发明专利技术通过旋转结构带动喷头转动提升水雾与尾流的接触效果，在相同冷却效果下可实现冷却筒长度的大幅缩减。的大幅缩减。的大幅缩减。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机试验台排气管道冷却装置


[0001]本专利技术涉及航空制造
，具体为一种航空发动机试验台排气管道冷却装置。

技术介绍

[0002]航空发动机在进行地面测试的时候，通常需要使用排气装置，主要是为了给发动机的尾流进行降温处理，通常采用金属管道作为排气装置将发动机排出的高温气体排出，航空发动机所排出的气体为高温气体，其温度通常在350℃以上，当发动机排出的高温气体在金属管道内部流动时，会导致金属变形，长期使用，会导致金属管道严重变形甚至报废。
[0003]现有技术通常采用喷嘴向管道内喷水对管道内的高温气体进行冷却，冷却水少就无法达到冷却效果，冷却水多就会增加后续抽气负担，同时现在通常采用离心喷嘴或直流喷嘴向管道内喷射冷却水，但是离心喷嘴的喷射距离有限，直流喷嘴，但是喷射的覆盖面积低，无法即时对高温气体冷却。
[0004]专利申请号为20182130257.3的技术专利：一种航空发动机试验台排气管道冷却装置，采用内外嵌套的双层散热内腔结构，增加尾流的行程，将尾流进行降速之后进行降温处理，增加处理的效率，减少冷却水的使用量。但是增加尾流行程带来了新的弊端，即需要将排气管道冷却装置长度增加，相应的制作成本和实验场地面积也需要增大。
[0005]因此，亟需一种新型的航空发动机试验台排气管道冷却装置，针对现有技术缺陷提供良好的解决方案。

技术实现思路

[0006]本专利技术的目的在于提供一种航空发动机试验台排气管道冷却装置，以解决上述
技术介绍
中提出的问题。
[0007]为实现上述目的，本专利技术提供如下技术方案：
[0008]一种航空发动机试验台排气管道冷却装置，包括冷却筒，所述冷却筒的左端设置有对接套，所述冷却筒内转动安装有一组旋转叶片，所述旋转叶片固定连接有芯座上，所述旋转叶片远离芯座的一端转动连接有滚轮，所述冷却筒的圆周内壁上固定连接有一组滚轮座，滚轮座包括一对挡圈，所述滚轮设置在同组的一对挡圈之间，所述旋转叶片的背面固定安装有分管，所述分管上设置有一组喷头，所述芯座的中心处固定安装有旋转接头，所述旋转接头与分管末端相连，所述旋转接头与供水管转动连接。
[0009]进一步地，所述冷却筒固定安装在底座上，所述底座的底部安装有一组驱动轮，每个驱动轮由独立的驱动装置驱动。
[0010]进一步地，所述底座上方通过一组支撑杆固定连接有圆弧形板状结构的弧形板，所述弧形板固定安装在冷却筒的圆周外壁上。
[0011]进一步地，所述底座的前后两侧各固定连接有一推手，所述推手上设置有一组横杆。
[0012]进一步地，所述芯座设置为圆锥形，所述芯座的尖头朝向左端。
[0013]进一步地，所述冷却筒的圆周外壁上连接有隔热套。
[0014]进一步地，所述旋转叶片为碳纤维结构。
[0015]进一步地，所述喷头在分管上的分布密度按照与芯座的距离逐渐增加。
[0016]进一步地，以芯座中心画同心圆，每个圆上的喷头数量与其所在圆的周长之比恒定。
[0017]与现有技术相比，本专利技术的有益效果是：
[0018]1、本专利技术通过旋转结构带动喷头转动提升水雾与尾流的接触效果，在相同冷却效果下可实现冷却筒长度的大幅缩减。
[0019]2、本专利技术中，芯座设置为圆锥形，尖头朝向左端，起到分散尾流的作用。
[0020]3、本专利技术中，隔热套避免热量向外扩散，造成温度过高。
[0021]4、本专利技术中，碳纤维结构旋转叶片具有质量轻、强度高的特点，能够承受尾流冲击。
[0022]5、本专利技术通过单独控制每个驱动轮的转速，即可控制底座进行转向，灵活度更高。推手以及横杆方便用手推动底座移动。
[0023]6、本专利技术通过合理配置喷头数量，实现了喷头在空间内均匀分布，实现喷洒效果的最优化。
附图说明
[0024]图1为一种航空发动机试验台排气管道冷却装置的结构示意图；
[0025]图2为一种航空发动机试验台排气管道冷却装置中冷却筒和隔热套的结构示意图；
[0026]图3为一种航空发动机试验台排气管道冷却装置中底座的结构示意图；
[0027]图4为一种航空发动机试验台排气管道冷却装置中旋转叶片的结构示意图；
[0028]图5为图4中K处的局部放大图；
[0029]图6为图4中L处的局部放大图；
[0030]图7为一种航空发动机试验台排气管道冷却装置中旋转叶片的局部结构示意图。
[0031]图中：1、冷却筒；2、隔热套；3、对接套；4、芯座；5、旋转叶片；6、滚轮；7、挡圈；8、供水管；9、旋转接头；10、分管；11、喷头；12、底座；13、驱动轮；14、支撑杆；15、弧形板；16、推手；17、横杆。
具体实施方式
[0032]下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0033]实施例1：请参阅图1～7，一种航空发动机试验台排气管道冷却装置，包括冷却筒1，冷却筒1的左端设置有对接套3，冷却筒1内转动安装有一组旋转叶片5，旋转叶片5固定连接有芯座4上，旋转叶片5远离芯座4的一端转动连接有滚轮6，冷却筒1的圆周内壁上固定连
接有一组滚轮座，滚轮座包括一对挡圈7，滚轮6设置在同组的一对挡圈7之间，旋转叶片5的背面固定安装有分管10，分管10上设置有一组喷头11，芯座4的中心处固定安装有旋转接头9，旋转接头9与分管10末端相连，旋转接头9与供水管8转动连接。
[0034]芯座4设置为圆锥形，芯座4的尖头朝向左端。
[0035]冷却筒1的圆周外壁上连接有隔热套2。
[0036]旋转叶片5为碳纤维结构。
[0037]本实施例的工作原理：冷却筒1左端的对接套3套接在试验发动机的末端，实验进行时发动机喷出的尾流进入冷却筒1中，喷头11喷洒出的密集水珠将尾流冷却，供水管8为喷头11供水。在尾流的推力作用下旋转叶片5转动，喷头11随之转动，喷头11喷洒出水雾呈螺旋状，大幅提升尾流与水雾之间的接触效果。同时，旋转叶片5能够对尾流起到一定的降速作用，进一步提升尾流与水雾之间的接触效果。本实施例通过旋转结构带动喷头11转动提升水雾与尾流的接触效果，在相同冷却效果下可实现冷却筒1长度的大幅缩减。
[0038]旋转接头9与供水管8转动连接，分管10随旋转叶片5转动的同时保证正常供水。
[0039]芯座4设置为圆锥形，尖头朝向左端，起到分散尾流的作用。
[0040]隔热套2避免热量向外扩散，造成温度过高。
[0041]碳纤维结构旋转叶片5具有质量轻、强度高的特点，能够承受尾流冲击。
[0042]实施例2：请参阅图1～2，一种航空发动机试验台排气管道冷却装置，与实施例1的区别在于，冷却筒1本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机试验台排气管道冷却装置，包括冷却筒(1)，其特征在于：所述冷却筒(1)的左端设置有对接套(3)，所述冷却筒(1)内转动安装有一组旋转叶片(5)，所述旋转叶片(5)固定连接有芯座(4)上，所述旋转叶片(5)远离芯座(4)的一端转动连接有滚轮(6)，所述冷却筒(1)的圆周内壁上固定连接有一组滚轮座，滚轮座包括一对挡圈(7)，所述滚轮(6)设置在同组的一对挡圈(7)之间，所述旋转叶片(5)的背面固定安装有分管(10)，所述分管(10)上设置有一组喷头(11)，所述芯座(4)的中心处固定安装有旋转接头(9)，所述旋转接头(9)与分管(10)末端相连，所述旋转接头(9)与供水管(8)转动连接。2.根据权利要求1所述的一种航空发动机试验台排气管道冷却装置，其特征在于：所述冷却筒(1)固定安装在底座(12)上，所述底座(12)的底部安装有一组驱动轮(13)，每个驱动轮(13)由独立的驱动装置驱动。3.根据权利要求2所述的一种航空发动机试验台排气管道冷却装置，其特征在于：所述底座(12)上方通过一组支撑杆(14)固定连...

【专利技术属性】
技术研发人员：程稳，孙啸林，马姗，李超东，周俊，吕双祺，
申请(专利权)人：中国民用航空飞行学院，
类型：发明
国别省市：