【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机核心机后机匣冷却结构
[0001]本申请属于航空发动机
,特别涉及一种航空发动机核心机后机匣冷却结构
。
技术介绍
[0002]航空发动机核心机是由压气机
、
燃烧室和涡轮组成的发动机核心部件,通过将核心机与不同风扇或排气装置等组合可形成各种类型的燃气涡轮发动机,从而缩短新机的研制周期
、
提高可靠性
。
[0003]核心机后机匣位于高压涡轮出口和排气装置之间,是核心机试验机承力系统的重要组成部分
。
在核心机试验机试车过程中,后机匣所处的环境温度与整机状态的高压涡轮出口温度相当,随着航空发动机各方面要求的不断提升,目前的高压涡轮出口温度已远超金属材料结构的使用极限,为了保证核心机试验机试车安全,需要有相应耐温或冷却措施
。
[0004]核心机后机匣的冷却气源通常为压气机中间级冷气,经引气管引至后机匣外侧,从外侧依次冷却后机匣各零部件最终至内侧,在此过程中,受主流高温气带来的热平衡影响,后机匣冷却气会产生较大的沿程温增,用于冷却后机匣内侧的冷却气温度远高于后机匣外侧冷气温度,直接影响后机匣内侧高温部件的冷却效果,也会容易造成后机匣承力件内外侧径向温差过大,引起热变形不协调问题
。
技术实现思路
[0005]本申请的目的是提供了一种航空发动机核心机后机匣冷却结构,以解决或减轻
技术介绍
中的至少一个问题
。
[0006]本申请的技术方案是:一种航空发动机核心机后机匣冷却结构,包 ...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.
一种航空发动机核心机后机匣冷却结构,其特征在于,包括:承力框架,所述承力框架包括承力框架外环
(16)、
承力框架内环
(17)
和承力框架支板
(18)
,所述承力框架外环
(16)
和承力框架内环
(17)
之间通过所述承力框架支板
(18)
进行连接;流道件,所述流道件包括测量段外机匣
(11)、
测量段内机匣
(12)、
外流道件
(13)、
内流道件
(14)、
整流罩
(15)
和内环集气机匣
(21)、
第一引气管
(191)、
第二引气管
(192)
,其中:所述外流道件
(13)
和内流道件
(14)
分别设置在承力框架外环
(16)
的内侧和承力框架内环
(17)
的外侧,从而所述外流道件
(13)
与承力框架外环
(16)
之间形成外侧流道,所述内流道件
(14)
与承力框架内环
(17)
形成内侧流道;所述整流罩
(15)
设置在外流道件
(13)
和内流道件
(14)
之间且包裹在承力框架支板
(18)
的外侧,从而所述整流罩
(15)
与承力框架支板
(18)
之间形成径向流道;所述测量段外机匣
...
【专利技术属性】
技术研发人员:麻丽春,程军,田美,王海,于明跃,
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:
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