航空发动机核心机尾喷管以及航空发动机核心机的制作方法

1.本实用新型涉及航空发动机领域，具体涉及一种航空发动机核心机尾喷管以及航空发动机核心机。


背景技术：

2.航空发动机核心机是试验设备，用于验证高压部件的性能，试验过程中会将经过压气机、燃烧室、涡轮的高压气体排出。
3.发明人发现，现有技术中至少存在下述问题：由于气流温度过高，气体排出使得尾喷管壁面温度较高，同时也引起较大的热变形热应力，对尾喷管的材料耐高温等性能以及结构强度提出严苛的要求。


技术实现要素：

4.本实用新型提出一种航空发动机核心机尾喷管以及航空发动机核心机，用以改善对尾喷管的冷却。
5.本实用新型实施例提供了一种航空发动机核心机尾喷管，包括：
6.尾喷管本体，被构造为环形的且具有通道；所述尾喷管本体的壁体开设有气膜孔，所述气膜孔与所述通道连通；
7.罩体，设于所述尾喷管本体的外侧，所述罩体的内壁和所述尾喷管本体的外壁之间围成空腔；以及
8.引气管，安装于所述罩体，且与所述空腔流体连通。
9.在一些实施例中，所述气膜孔成排设置于所述尾喷管本体。
10.在一些实施例中，沿着所述尾喷管本体的轴线方向，布置有多排所述气膜孔。
11.在一些实施例中，沿着所述尾喷管本体的周向方向，布置有多圈所述气膜孔。
12.在一些实施例中，各所述气膜孔的轴心线与设置有该气膜孔的壁体成设定夹角。
13.在一些实施例中，所述设定夹角为25
°
至35
°
。
14.在一些实施例中，沿着所述尾喷管本体的周向方向，设置有多个所述引气管。
15.在一些实施例中，所述罩体被构造为环形的。
16.在一些实施例中，所述罩体包括：
17.第一板，沿着所述尾喷管本体的径向延伸；所述第一板所述尾喷管本体的轴向一端贴合且固定；以及
18.第二板，沿着所述尾喷管本体的轴向延伸，所述第一板和所述第二板固定连接，所述第二板远离所述第一板的一端与所述尾喷管本体的轴向中部或者另一端固定。
19.本实用新型实施例还提供一种航空发动机核心机，包括本实用新型任一技术方案所提供的航空发动机核心机尾喷管。
20.上述技术方案提供的航空发动机核心机尾喷管，用于从试验台引入冷却气流，并将冷却气流通过尾喷管本体壁面上的密集排布气膜孔排出，气流经过气膜孔后汇入热流
中。冷却气流在尾喷管内壁形成气膜，从而实现整个尾喷管壁面的降温，进而实现对核心机喷管的冷却，降低甚至避免了高温带来了材料力学性能的快速折减，提高了尾喷管结构的耐高温能力。
附图说明
21.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：
22.图1为本实用新型实施例提供的航空发动机核心机尾喷管的立体结构示意图；
23.图2为本实用新型实施例提供的航空发动机核心机尾喷管的尾喷管本体立体结构示意图；
24.图3为图2的a局部放大示意图；
25.图4为本实用新型实施例提供的航空发动机核心机尾喷管的局部剖视示意图。
具体实施方式
26.下面结合图1～图4对本实用新型提供的技术方案进行更为详细的阐述。
27.本文各实施例中需要用到的技术术语或名词解释。
28.核心机：航空发动机研制过程的试验件，用于验证高压部件的性能，得到各部件系统的工作特性和匹配性能，为整机设计和试验提供支撑。核心机在试验过程中不做功，所以，核心机的部件温度会很高，这使得位于发动机核心机末端的尾喷管本体温度极高。
29.尾喷管本体：位于发动机核心机末端的排气结构，其主要功能是将核心机产生的高温气流排出并提供一定的推力。
30.本实用新型实施例提供一种航空发动机核心机尾喷管，包括尾喷管本体1、罩体2以及引气管3。
31.被构造为环形的且具有通道11；尾喷管本体1的壁体开设有气膜孔12，气膜孔12与通道11连通。尾喷管本体1是环形的，其通道11用于通过高温气流。参见图2和图3，在一些实施例中，气膜孔12成排设置于尾喷管本体1。尾喷管本体1上的气膜孔12数量很多，这使得大量的冷却气体能够经过气膜孔12进入到尾喷管本体1的通道11中，然后在尾喷管本体1的内壁表面形成大量的气膜，这些气膜对尾喷管本体1起到冷却、降温的作用，大大降低了尾喷管本体1的温度。
32.在一些实施例中，沿着尾喷管本体1的轴线方向，布置有多排气膜孔12。多排气膜孔12形成的进气流道面积大，冷气进入量多，冷却效果好。
33.在一些实施例中，沿着尾喷管本体1的周向方向，布置有多圈气膜孔12。多圈气膜孔12形成的进气流道面积大，冷气进入量多，冷却效果好。
34.在一些实施例中，各气膜孔12的轴心线与设置有该气膜孔12的壁体成设定夹角α。设定夹角α不宜为90
°
，因为该角度不易在尾喷管本体1的内壁表面形成气膜。每个气膜孔12各自与其自身所在的壁体的夹角为设定夹角。尾喷管本体1并不是标准的圆柱体，所以位于尾喷管本体1的轴向不同位置的气膜孔12相对于尾喷管本体1的轴线的角度也是不相同的。
35.在一些实施例中，设定夹角为25
°
至35
°
。具体比如25
°
、30
°
、35
°
等。这些角度使得
在尾喷管本体1的内壁表面能够容易地形成大量的气膜，从而保证冷却效果。
36.参见图1和图4，罩体2设于尾喷管本体1的外侧，罩体2的内壁和尾喷管本体1的外壁之间围成空腔20。空腔20起到增压、稳压的作用，使得后续引气管3引入的气流能够顺利进入空腔20中，然后流过气膜孔12，在尾喷管本体1的内壁表面形成气膜。空腔20的尺寸大于全部气膜孔12的流通面积之和。空腔20的形状不做要求。
37.参见图1和图4，在一些实施例中，罩体2被构造为环形的。罩体2的结构与尾喷管本体1的结构大致是匹配的。尾喷管本体1大致为锥台形状，在尾喷管本体1的上游端部(即轴向方向的一端、锥台的内径尺寸大的一端端部)设置有弯折边沿。
38.参见图4，在一些实施例中，罩体2包括第一板21以及第二板22。第一板21沿着尾喷管本体1的径向延伸。第一板21尾喷管本体1的轴向一端贴合且固定，具体可以焊接固定。第一板21起到固定连接的作用，第一板21沿着尾喷管本体1的径向方向的长度小于尾喷管本体1的弯折边沿的尺寸。第二板22沿着尾喷管本体1的轴向延伸，第一板21和第二板22固定连接，第二板22远离第一板21的一端与尾喷管本体1的轴向中部或者另一端固定。第二板22远离第一板21的一端比较厚，这样使得第二板22的大部分区域都与尾喷管本体1是由间隙的，这个间隙用于形成空腔20。
39.参见图1和图4，引气管3安装于罩体2，引气管3且与空腔20流体连通。引气管3用于将外部的冷却空气引入到引气管3内部。引气管3与核心机台架的引气装置相连接，从台架获取空气作为冷却气流，冷却气流通过进气管进入空腔20中，再通过尾喷管壁面上的大量气膜孔12排出，密布的气膜孔12提供了非常大的冷却面积当量，进而实现了对尾喷管结构的冷却。
40.参见图1，在一些实施例中，沿着尾喷管本体1的周向方向，设置有多个引气管3。在尾喷管本体1的周向方向设置多个引气管3，使得冷却气流能够更加均匀地进入到空腔20中，这样使得尾喷管本体1的周向方向不同位置的气膜孔12中都能够及时流入大量的冷气。
41.参见图4，下面整体介绍一下气流的流向：参见图4，采用空气作为冷却气流s1，冷却气流s1经由进气管进入到空气中，然后进入到气膜孔12中，最终流入到尾喷管本体1的通道11中，在尾喷管本体1的内壁面形成气膜，以冷却尾喷管本体1；并且一部分冷却气流s1还与尾喷管本体1的通道11内的高温气流s2混合，随着高温气流s2流出尾喷管本体1。在这部分冷却气流流动的过程中，进一步对尾喷管本体1的内壁面冷却。
42.本实用新型实施例还提供一种航空发动机核心机，包括本实用新型任一技术方案提供的航空发动机核心机尾喷管。
43.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。
44.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。