【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机核心机排气装置冷却结构
[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排气装置冷却结构
。
技术介绍
[0002]航空发动机的核心机试验机相比整机,不包含低压涡轮,因此核心机的排气温度远高于整机排气温度,在核心机试车过程中,排气装置所处的环境温度与整机状态的高压涡轮出口温度相当
。
核心机排气装置主要作用为由喷管内外环构造核心机排气通道,确保核心机排气面积的有效性,为核心机性能指标判断提供重要依据
。
随着航空发动机各方面要求的不断提升,核心机排气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,需要对核心机排气装置有相应耐温或冷却措施
。
[0003]现有的核心机排气装置主要有两类,第一类为金属材料排气装置,其冷却方式为常规的强迫对流换热形式,但在某型核心机试验状态点,排气装置冷侧换热系数量级约为
100W/(m2.K)
,热侧的主流道换热系数量级约为
1000W/(m2.K)
,两侧换热相差一个数量级,该冷却方式下排气装置壁面温度基本与燃气主流道温度水平相当,超温风险极大;第二类为陶瓷基材料排气装置,该类排气装置冷却方式与第一类一致,但第一类排气装置超温风险大,因此在材料上进行了改进,但陶瓷基材料面临费用高
、
加工周期久等问题
。
技术实现思路
[0004]本申请的目的是提供了一种航空发动机核心机排气装置冷却结构, ...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.
一种航空发动机核心机排气装置冷却结构,其特征在于,所述核心机排气装置冷却结构包括:喷管外环
(20A)
和喷管内环
(20B)
;其中,喷管外环
(20A)
包括测量段机匣和收敛段机匣,所述测量段机匣包括测量段外机匣
(21)、
测量段内机匣
(22)
和测量段孔板
(23)
,所述测量段孔板
(23)
设置在测量段外机匣
(21)
与测量段内机匣
(22)
之间,使所述测量段外机匣
(21)
与测量段孔板
(23)
之间形成测量段集气腔
(K1)
,所述测量段孔板
(23)
沿着气流流向分布有整圈的气流孔,测量段集气腔
(K1)
内的冷却气体通过气流孔对测量段内机匣
(22)
进行冲击冷却;收敛段机匣包括收敛段外机匣
(24)
和收敛段内机匣
(25)
,所述收敛段外机匣
(24)
和收敛段内机匣
(25)
设置在测量段机匣后侧,收敛段外机匣
(24)
与收敛段内机匣
(25)
之间具有径向间距,所述间隙形成与测量段集气腔
(K1)
联通的收敛段夹层腔
(K2)
;所述喷管内环
(20B)
包括内环外机匣
(26)、
内环内机匣
(27)、
内环孔板
(28)
及隔热罩
(29)
,所述内环孔板
(28)
设置在内环外机匣
(26)
与内环内机匣
(27)
之间,从而在内环外机匣
(26)
与内环孔板
(28)
之间形成冷却通道,内环进气腔
(K3)
进入的冷却气体进入所述冷却通道从而对内环外机匣
(26)<...
【专利技术属性】
技术研发人员:麻丽春,方浩,田美,王海,程军,李毅,
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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