涡扇发动机内涵排气装置以及航空发动机的制作方法

1.本实用新型涉及航空发动机领域，具体涉及一种涡扇发动机内涵排气装置以及航空发动机。


背景技术：

2.尾锥是航空发动机的下游末端部件。在航空发动机工作过程中，尾锥是否能够得到充分的冷却，直接决定了发动机核心机无法向更高的温度发展。
3.目前航空发动机尾锥散热比较差，高温下材料力学性能的下降限制了尾锥的结构设计和强度性能，导致航空发动机核心机无法向更高的温度发展，因此业内亟需解决尾锥的冷却问题。


技术实现要素：

4.本实用新型提出一种涡扇发动机内涵排气装置以及航空发动机，用以有效实现对尾锥的冷却。
5.本实用新型实施例提供了一种涡扇发动机内涵排气装置，包括：
6.尾喷管，具有贯通自身轴线方向的第一通孔；
7.尾锥，位于所述尾喷管的所述第一通孔的下游，且部分位于所述尾喷管的外部；所述尾锥与所述尾喷管固定连接；所述尾锥的壁体被构造为双层或者多层的，且在相邻两层所述壁体之间形成空腔；以及
8.引气管，位于所述尾锥的内壁的上游，且位于所述第一通孔中；所述引气管与所述尾喷管和所述尾锥至少其中之一固定连接，所述引气管的一端与所述尾锥的壁体之间的空腔流体连通。
9.在一些实施例中，所述尾锥的壁体包括：
10.外层壁，被构造为回转体；以及
11.内层壁，被构造为回转体且位于所述外层壁的内侧，所述外层壁的内侧和所述内层壁的外侧之间形成所述空腔。
12.在一些实施例中，涡扇发动机内涵排气装置还包括：
13.尾锥支撑件，安装于所述第一通孔中；所述引气管的一端与所述尾锥支撑件固定设置，且所述尾锥支撑件设置有贯穿自身厚度方向的第二通孔，所述第二通孔与所述引气管的另一端连通；以及
14.法兰，具有回转部、第一挡边和第二挡边；所述第一挡边固定于所述回转部的轴向一端，所述第二挡边固定于所述回转部的轴向另一端；所述第一挡边端面与所述尾锥支撑件和所述外层壁均贴合且固定，所述第二挡边与所述内层壁固定连接，所述法兰的回转部设置有与所述引气管的一端连通的第三通孔；所述引气管的一端与所述法兰固定连接。
15.在一些实施例中，所述内层壁的上游端面、所述外层壁长于所述内层壁的部分和所述法兰之间形成有缓冲腔，所述引气管的一端通过所述缓冲腔与所述空腔连通。
16.在一些实施例中，沿着所述尾锥的轴线方向，所述外层壁的长度大于所述内层壁的长度，所述引气管位于所述外层壁的内侧，且位于所述内层壁的上游。
17.在一些实施例中，所述引气管被构造为弯曲的。
18.本实用新型实施例提供一种航空发动机，包括本实用新型任一技术方案所提供的涡扇发动机内涵排气装置。
19.上述技术方案提供的涡扇发动机内涵排气装置，具有引气管，且尾锥采用双层壁或者多层壁结构，引气管将涡轮后的排气引入尾锥的壁体空腔中，然后排放至航空发动机末端，从而实现有效冷却尾锥。
附图说明
20.此处所说明的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，构成本技术的一部分，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中：
21.图1为本实用新型实施例提供的涡扇发动机内涵排气装置的立体结构示意图；
22.图2为本实用新型实施例提供的涡扇发动机内涵排气装置除了尾喷管之外的其他结构的剖视示意图；
23.图3为本实用新型实施例提供的涡扇发动机内涵排气装置的冷却气体流动示意图。
具体实施方式
24.下面结合图1～图3对本实用新型提供的技术方案进行更为详细的阐述。
25.参见图1和图2，本实用新型实施例提供一种涡扇发动机内涵排气装置，包括尾喷管1、尾锥2和引气管3。
26.尾喷管1具有贯通自身轴线方向的第一通孔11。尾喷管1大致为回转体，尾喷管1的边缘设置有内凹部。尾喷管1的内径尺寸大于尾锥2的外径尺寸。沿着从尾喷管1到尾锥2的轴向方向来看，涡扇发动机内涵排气装置的内径尺寸越来越小。尾锥2并不是贴合于尾喷管1的第一通孔11的内壁，实际上，尾锥2的外壁和尾喷管1的第一通孔11的内壁之间具有比较大的环形空隙。
27.尾锥2位于发动机末端的结构，其构成涡扇航空发动机的内涵道的内边界。尾锥2位于尾喷管1的第一通孔11的下游，且部分位于尾喷管1的外部。也就是说，尾锥2的上游部分区域位于尾喷管1的第一通孔11中，尾锥2的下游部分位于第一通孔11外侧。尾锥2与尾喷管1固定连接，具体可以通过其他的连接部件实现固定连接。尾锥2的壁体被构造为双层或者多层的，且在相邻两层壁体之间形成空腔20。该空腔20作为流道，经由引气管3引入的废气可以通入到空腔20中，对尾锥2的壁体进行比较充分的冷却。具体来说，该废气可以是从压气机的四级引入气体，该气体原本用于轴承的封严，封严之后作为废气排出到引气管3处，用作尾锥2的冷却。参见图2，尾锥2本身也是回转体，尾锥2自身具有第四通孔23，该第四通孔23与空腔20是两个独立的结构，相互不串流、不影响。
28.引气管3位于尾锥2的内壁的上游，且位于第一通孔11中。引气管3与尾喷管1和尾锥2至少其中之一固定连接，引气管3的一端与尾锥2的壁体之间的空腔20流体连通。引气管
3的形状和长度根据安装空间来确定。引气管3的材质可以为压气机上常用的管道材质。在一些实施例中，引气管3被构造为弯曲的。
29.参见图2，在一些实施例中，尾锥2的壁体包括外层壁21和内层壁22。外层壁21被构造为回转体。内层壁22被构造为回转体且位于外层壁21的内侧，外层壁21的内侧和内层壁22的外侧之间形成空腔20。尾锥2采用这种结构方式，可以很方便地形成空腔20，这也冷却气体能够进入到空腔20中，所以能对尾锥2的壁体进行充分的冷却。
30.在一些实施例中，在一些实施例中，沿着尾锥2的轴线方向，外层壁21的长度大于内层壁22的长度，引气管3位于外层壁21的内侧，且位于内层壁22的上游。
31.沿着尾锥2的轴向长度方向，外层壁21沿着轴向方向的长度比较长。外层壁21比内层壁22长的这一段位于尾喷管1的第一通孔11中，外层壁21的其他部分以及内层壁22都位于尾喷管1的下游且是尾喷管1的外侧。冷却气流的流向为：进入到引气管3中、流向内层壁22和外层壁21形成的空腔20，然后经由尾锥2的空腔20的下游排出。
32.参见图2，在一些实施例中，涡扇发动机内涵排气装置还包括尾锥支撑件4和法兰5。尾锥支撑件4安装于第一通孔11中。引气管3的一端与尾锥支撑件4固定设置，且尾锥支撑件4设置有贯穿自身厚度方向的第二通孔41，第二通孔41与引气管3的另一端连通。法兰5具有回转部51、第一挡边52和第二挡边53。第一挡边52固定于回转部51的轴向一端，具体来说，第一挡边52具有平面，尾锥支撑件4和该平面面面贴合形成紧配合。第一挡边52可以设置限位凸台52a，以对尾锥支撑件4形成限位。第二挡边53固定于回转部51的轴向另一端。第一挡边52端面与外层壁21比如通过螺栓贴合且固定。第二挡边53与内层壁22固定连接，具体也可以通过螺栓固定连接。法兰5的回转部51设置有与引气管3的一端连通的第三通孔54。引气管3的一端与法兰5固定连接。尾锥支撑件4同时起到安装、固定引气管3和法兰5的作用。
33.继续参见图2，在一些实施例中，内层壁22的上游端面、外层壁21长于内层壁22的部分和法兰5之间形成有缓冲腔6，引气管3的一端通过缓冲腔6与空腔20连通。
34.参见图2和图3，图2和图3中的箭头示意流入冷却气体的流向：压气机的四级流向引气管3、缓冲腔6、空腔20、最后经由空腔20的末端开口流出尾锥2。缓冲腔6的尺寸比较大。经由引气管3引入的气体在缓冲腔6内缓冲，降低了气体直接经由引气管3注入到空腔20中造成的不宜注入、压力过大等问题，使得冷却气体更顺利地流向空腔20。
35.涡扇发动机内涵排气装置为环向闭合的回转体结构，在核心机装配完成之后再安装，考虑到安装时的可达性，安装尾锥2时先安装尾锥2法兰5，然后安装引气管3，最后按照从里到外的顺序安装内层壁22和外层壁21。
36.上述技术方案，无需额外供气，能够利用核心机封严冷却气对尾锥2进行冷却，从而提高尾锥2的结构强度，支撑核心机试车到更高的发动机状态。核心机是航空发动机研制过程的试验件，用于验证高压部件的性能。
37.本实用新型实施例还提供一种航空发动机，包括本实用新型任一技术方案所提供的涡扇发动机内涵排气装置。
38.在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“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，仅是为便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗指所指的
装置或元件必须具有特定的方位、为特定的方位构造和操作，因而不能理解为对本实用新型保护内容的限制。
39.最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，但这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本实用新型各实施例技术方案的精神和范围。