一种航空涡喷发动机尾喷管的结构制造技术

本发明专利技术涉及一种航空涡喷发动机尾喷管的结构，包括尾喷管、火药室管、火药室、火药室接座、引信管、引气管、导气管及导气管接座；所述火药室管和导气管接座与尾喷管固定，火药室和火药室接座安装在火药室管内，火药室接座内设有连通腔，所述引气管一端与连通腔连通，另一端与火药室连通，所述引信管的一端与连通腔连通，另一端通向尾喷管外部，所述导气管接座内设有射流管，所述导气管的一端与连通腔连通，另一端与射流管连通；优势在于：在不改变涡喷发动机结构的前提下，将快速启动装置和尾喷管结合成一体，减少了涡喷发动机的零部件数量，使结构简单化，降低了整机的重量；并且可以利用加装火药药体的方式重复使用该发动机，降低了使用成本。了使用成本。了使用成本。

【技术实现步骤摘要】
一种航空涡喷发动机尾喷管的结构


[0001]本专利技术涉及航空涡喷发动机
，尤其涉及一种航空涡喷发动机尾喷管的结构。

技术介绍

[0002]航空涡喷发动机由进气道、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管组成。尾喷管又称排气喷管、喷管或推力喷管，它是涡喷发动机中经过涡轮排出的高温高压气体以高速排出的发动机组件，用以产生巨大推力。
[0003]涡喷发动机的正常运转时，排气吹动航空发动机排气涡轮叶片的旋转带动主轴的旋转从而带动进气叶片的旋转，大量的空气经过旋转的进气叶轮后，体积被压缩后进入燃烧室并和喷油器喷出的燃油混合形成可燃混合气，混合气被点然后，体积剧烈膨胀温度急剧升高，并通过的涡轮导向器排出高温高速高能量的气体，推动涡轮的旋转。
[0004]当前，小型涡喷发动机向着高推重比、低成本和结构简单可靠等方向发展。对尾喷管进行改进，减少涡喷发动机的零部件数量，使结构简单化，降低了整机的重量，对提高小型涡喷发动机整机性能具有重要意义。
[0005]基于此，本案由此提出。

技术实现思路

[0006]本专利技术的目的在于提供一种航空涡喷发动机尾喷管的结构，以简化航空涡喷发动机结构，降低整机重量。
[0007]为了实现上述目的，本专利技术的技术方案如下：一种航空涡喷发动机尾喷管的结构，包括尾喷管和快速启动装置，所述快速启动装置包括火药室管、火药室、火药室接座、引信管、引气管、导气管及导气管接座；所述火药室管和导气管接座均固定在尾喷管上，火药室和火药室接座均安装在火药室管内，火药室接座内设有连通腔，所述引气管一端与连通腔连通，另一端与火药室连通，所述引信管的一端与连通腔连通，另一端通向尾喷管外部，所述导气管接座内设有用于向涡喷发动机的涡轮叶片喷气的射流管，所述导气管的一端与连通腔连通，另一端引至导气管接座并与射流管连通。
[0008]进一步的，所述尾喷管的管径由一端向另一端逐步缩小，所述导气管接座固定在尾喷管的大口径端外壁处。
[0009]进一步的，所述尾喷管的大口径端外壁处设有一体成型的法兰。
[0010]进一步的，所述火药室管设置在尾喷管内，且火药室管的外壁与尾喷管内壁之间通过加强筋连接固定。
[0011]进一步的，所述火药室位于火药室管内且与两者间隙配合，引气管与火药室一体成型，所述引气管露出火药室的一端设有外螺纹，所述火药室接座上设有可与引气管螺纹连接的内螺纹孔，内螺纹孔与连通腔连通。
[0012]进一步的，所述火药室远离火药室接座的一端的外壁处设有旋拧螺帽。
[0013]进一步的，所述火药室接座远离火药室的一端的外壁处设有旋拧螺帽。
[0014]进一步的，所述引信管有两根且呈对称分布。
[0015]进一步的，所述导气管有两根且呈对称分布，导气管接座有两个且呈对称分布。
[0016]本专利技术的优点在于：在不改变涡喷发动机核心零部件结构前提下，将快速启动装置和尾喷管结合成一体，减少了涡喷发动机的零部件数量，使结构简单化，降低了整机的重量；并且该启动方案可以利用加装火药药体的方式重复使用该发动机，降低了使用成本。
附图说明
[0017]图1为实施例中涡喷发动机的三维示意图；图2为图1的侧视示意图；图3为实施例中尾喷管大口径侧的三维结构示意图；图4为实施例中尾喷管小口径侧的三维结构示意图；图5为图2的A
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A剖视示意图；图6为图5中的A部放大示意图；图7为图2的B
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B剖视示意图；标号说明1
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壳体，2
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主轴，3
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涡轮，4
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导气管，5
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尾喷管，6
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火药室，7
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引气管，8
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法兰，9
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火药室接座，10
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引信管，11
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导气管接座，12
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火药室管，13
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旋拧螺母，14
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加强筋，15
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螺纹孔。
具体实施方式
[0018]以下结合实施例对本专利技术作进一步详细描述，需要理解的是，文中术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本专利技术的限制。
[0019]本实施例提出一种航空涡喷发动机尾喷管的结构，如图1至7所示，包括尾喷管5和快速启动装置。其中，尾喷管5的构造与现有构造相同，为管径由一端向另一端逐步缩小的收敛结构，尾喷管5设置在发动机的后端，其大口径端靠近发动机的涡轮。本实施例中，为方便尾喷管5与发动机后端固定，本实施例在尾喷管5的大口径端外壁处设有一体成型的法兰8。
[0020]本实施例的快速启动装置包括火药室管12、火药室6、火药室接座9、引信管10、引气管7、导气管4及导气管接座11。其中，火药室管12位于尾喷管5内部中心，火药室管12的外壁与尾喷管5的内壁之间通过四根加强筋14连接固定，火药室6和火药室接座9均安装在火药室管12内。如图6所示，火药室接座9内设有一连通腔，火药室6靠火药室接座9的一侧设有一体成型的引气管7，引气管7的一端进入火药室6内，另一端进入连通腔内。火药室6与火药室管12间隙配合，引气管7露出火药室6的一端设有外螺纹，火药室接座9上设有可与引气管7螺纹连接的内螺纹孔15，内螺纹孔15与连通腔连通。安装时，将火药室6塞入火药室管12内，并采用旋拧的方式，将火药室6与火药室接座9连接固定。为方便对火药室6和火药室接
座9的旋拧或拿捏，本实施例火药室6远离火药室接座9的一端的外壁处设有旋拧螺帽13，火药室接座9远离火药室6的一端的外壁处同样设有旋拧螺帽13。
[0021]本实施例中，导气管4、引信管10、导气管接座11均设有两个且对称分布。导气管接座11固定在尾喷管5大口径侧，导气管接座11内设有一射流管，射流管用于向涡喷发动机的涡轮叶片喷气。导气管4的一端与连通腔连通，另一端引至导气管接座11并与射流管连通。引信管10的一端与连通腔连通，另一端通向尾喷管5外部。
[0022]采用本实施例的尾喷管5结构后，涡喷发动机的启动流程如下：发动机满足点火条件后，通过引信管10引爆火药室6中的火药，该火药迅速燃烧体积迅速膨胀并产生高温高压气体，高温高压气体经过引气管7、火药室接座9、导气管4后，进入导气管接座11，并流经该接座内的射流管后，向涡轮叶片高速射出，推动涡轮叶片加速旋转，进而带动进气叶片的旋转并形成稳定气流，使发动机在短时间内可以迅速建立循环平衡。发动机平稳启动后，通过迅速加油，快速达到至工作转速。
[0023]该启动方案能够适应高空条件，同时有效降低维护成本，提高安装可操作性，减少涡喷发动机的外形空间，也能降低发动机成本。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空涡喷发动机尾喷管的结构，包括尾喷管和快速启动装置，其特征在于，所述快速启动装置包括火药室管、火药室、火药室接座、引信管、引气管、导气管及导气管接座；所述火药室管和导气管接座均固定在尾喷管上，火药室和火药室接座均安装在火药室管内，火药室接座内设有连通腔，所述引气管一端与连通腔连通，另一端与火药室连通，所述引信管的一端与连通腔连通，另一端通向尾喷管外部，所述导气管接座内设有用于向涡喷发动机的涡轮叶片喷气的射流管，所述导气管的一端与连通腔连通，另一端引至导气管接座并与射流管连通。2.如权利要求1所述的一种航空涡喷发动机尾喷管的结构，其特征在于，所述尾喷管的管径由一端向另一端逐步缩小，所述导气管接座固定在尾喷管的大口径端外壁处。3.如权利要求2所述的一种航空涡喷发动机尾喷管的结构，其特征在于，所述尾喷管的大口径端外壁处设有一体成型的法兰。4.如权利要求1所述的一种航空涡喷发动机尾喷管的结构，...

【专利技术属性】
技术研发人员：张继远，
申请(专利权)人：哈工大机器人集团杭州湾国际创新研究院，
类型：发明
国别省市：