CN111779549A - 一种航空发动机尾喷管 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及航空发动机技术领域，具体的说是一种航空发动机尾喷管，包括动力筒、滑动机构、驱动机构、调节结构和通风结构，动力筒的内部固定有压气机、燃烧室和涡轮，压气机、燃烧室和涡轮依次固定连接，涡轮远离压气机的一侧固定连接有锥形筒，通风结构固定套设在动力筒的外侧壁上，通过设置滑动机构和通风结构，能够对涡轮中的涡扇进行散热，解决了长期高温运行的涡轮扇叶使用寿命短容易出现损坏的问题，通过设置驱动机构和调节结构，能够扩大喷口的直径，使燃气在尾喷管中完全膨胀，能够使发动机在各种工作状态都获得良好的性能，通过设置动力筒和保护壳，当航空发动机碰撞到飞鸟时，保护壳能够保护航空发动机不会出现损坏。

Description

一种航空发动机尾喷管
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，具体的说是一种航空发动机尾喷管。
背景技术
航空发动机是飞机的“心脏”，是喷气式飞机的涡喷发动机的组成部分之一，式样飞机燃油燃烧后的二氧化碳、二氧化硫、等未完全燃烧的小分子烃类物质通过尾喷管喷射出去，利用喷射空气时产生的作用力来推动飞机，根据能够改变喷口直径大小分为可调节尾气管和不可调节尾气管，可调节的尾喷管能够保证在加力状态加大喷口。目前航空发动机中的涡轮发动机运行时，长期高温环境运行的涡轮扇叶使用寿命短容易出现损坏，收敛形尾喷管中，航空发动机在加力状态下，燃气在尾喷管中不能完全膨胀，会损失很大部分的推力，在飞行状态下，航空发动机在高空低压环境中高速飞行时，其外壳有大几率碰到飞鸟，与航空发动机尾喷管碰撞，容易造成航空发动机损坏。
发明内容
本发明提供一种航空发动机尾喷管，有效的解决了现有技术中存在的问题。
为了解决上述技术问题，本发明提供了如下的技术方案：本发明一种航空发动机尾喷管,包括动力筒、滑动机构、驱动机构、调节结构和通风结构，所述动力筒的内部固定有压气机、燃烧室和涡轮，所述压气机、燃烧室和涡轮依次固定连接，所述涡轮远离压气机的一侧固定连接有锥形筒，所述通风结构固定套设在动力筒的外侧壁上，所述涡轮位于通风结构的内侧，所述滑动机构固定连接在动力筒外侧壁上，所述驱动机构固定连接在动力筒的外侧壁上，所述驱动机构和滑动机构分别位于通风结构的两侧，所述调节结构固定连接在动力筒的一端，所述调节结构位于涡轮远离压气机的一侧。
具体的，所述滑动机构包括推环、驱动电机、螺纹筒和螺纹杆，所述推环滑动套接在动力筒的外侧壁上，所述螺纹筒与推环固定连接，所述螺纹杆滑动连接在螺纹筒的内部，所述螺纹杆远离推环的一端与驱动电机的输出端通过联轴器固定连接，所述驱动电机固定连接在动力筒的外侧壁上。
具体的，所述推环的内侧壁固定连接有两个滑块，所述动力筒的外侧壁开设有与两个滑块相对应的滑槽，两个所述滑块均滑动连接在滑槽的内部。
具体的，所述通风结构包括通风环、通风孔和封塞，所述通风环固定套接在动力筒的外侧壁上，所述通风孔设置有多个，多个所述通风孔均匀的开设在通风环的侧壁上，所述动力筒的外侧壁开设有与多个通风孔相对应的通孔，多个所述通孔均与通风孔相连通，所述封塞设置有多个，多个所述封塞均滑动连接在通风孔的内部，所述封塞靠近推环的一端均与推环固定连接。
具体的，所述驱动机构包括气缸、连接环和推杆，所述连接环滑动套接在动力筒的外侧壁上，所述气缸固定连接在动力筒的外侧壁上，所述气缸的输出端与连接环固定连接，所述连接环的外侧壁固定套接有多个滑套，所述推杆设置有多个，多个所述推杆均与滑套铰接。
具体的，所述调节结构包括封板、凹槽和安装环，所述安装环与动力筒的一端固定连接，所述封板位于涡轮远离压气机的一侧，所述凹槽开设有多个，多个所述凹槽均匀的开设在安装环远离动力筒的外侧壁上，所述封板设置有多个，多个封板靠近安装环一端均铰接在凹槽的内部，多个所述封板相互远离的一侧均固定连接有连接块，多个所述连接块均与推杆铰接。
具体的，所述封板呈弧形结构设置，所述封板靠近安装环一侧的长度比封板远离安装环一侧的长度长。
具体的，所述动力筒的外侧壁套设有保护壳，所述保护壳的底端固定连接有多个支撑杆，多个所述支撑杆的底部均与动力筒固定连接，所述保护壳的外侧壁开设有缺口，所述缺口位于推环的外侧，所述推环与缺口相接触。
本发明所达到的有益效果是：
(1)本发明所述的一种航空发动机尾喷管，通过设置滑动机构和通风结构，启动驱动电机，使螺纹筒带动推环滑动，推环带动封塞从通风孔抽出后，保护壳外部气流通过缺口进入通风孔内后，外部气流能够通过多个通孔直接吹送在涡轮上，能够对涡轮中的涡扇进行散热，解决了长期高温运行的涡轮扇叶使用寿命短容易出现损坏的问题。
(2)本发明所述的一种航空发动机尾喷管，通过设置驱动机构和调节结构，当航空发动机在加力状态下，启动气缸，使连接环向远离动力筒尾部的方向滑动，使多个连接杆同时拉动封板，使多个封板同时向动力筒的外侧转动，使多个封板互相分离，能够扩大喷口的直径，使燃气在尾喷管中完全膨胀，能够使发动机在各种工作状态都获得良好的性能。
附图说明
附图用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制。在附图中：
图1为本发明提供的一种航空发动机尾喷管的外部结构示意图；
图2为本发明提供的一种航空发动机尾喷管的内部结构示意图；
图3为本发明提供的一种航空发动机尾喷管的右视结构示意图：
图4为本发明提供的一种航空发动机尾喷管的图1中A部分的放大示意图：
图5为本发明提供的一种航空发动机尾喷管中通风环的立体示意图。
图中：1、动力筒；2、滑动机构；21、推环；22、滑槽；23、滑块；24、螺纹筒；25、螺纹杆；26、驱动电机；3、驱动机构；31、气缸；32、连接环；33、推杆；34、滑套；4、调节结构；41、封板；42、安装环；43、凹槽；44、连接块；5、通风结构；51、通风孔；52、通孔；53、封塞；54、缺口；55、通风环；6、压气机；7、燃烧室；8、保护壳；81、支撑杆；9、锥形筒；10、涡轮。
具体实施方式
为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体实施方式，进一步阐述本发明。
如图1-5所示，本发明一种航空发动机尾喷管,包括动力筒1、滑动机构2、驱动机构3、调节结构4和通风结构5，所述动力筒1的内部固定有压气机6、燃烧室7和涡轮10，所述压气机6、燃烧室7和涡轮10依次固定连接，所述涡轮10远离压气机6的一侧固定连接有锥形筒9，所述通风结构5固定套设在动力筒1的外侧壁上，所述涡轮10位于通风结构5的内侧，所述滑动机构2固定连接在动力筒1外侧壁上，所述驱动机构3固定连接在动力筒1的外侧壁上，所述驱动机构3和滑动机构2分别位于通风结构5的两侧，所述调节结构4固定连接在动力筒1的一端，所述调节结构4位于涡轮10远离压气机6的一侧。
具体的，所述滑动机构2包括推环21、驱动电机26、螺纹筒24和螺纹杆25，所述推环21滑动套接在动力筒1的外侧壁上，所述螺纹筒24与推环21固定连接，所述螺纹杆25滑动连接在螺纹筒24的内部，所述螺纹杆25远离推环21的一端与驱动电机26的输出端通过联轴器固定连接，所述驱动电机26通过电机架固定连接在动力筒1的外侧壁上，所述驱动电机26连接外部电源，启动驱动电机26时，能够带动螺纹杆25旋转，螺纹杆25在螺纹筒24内部转动，使螺纹筒24能够带动推环21向远离通风环55的方向移动。
具体的，所述推环21的内侧壁固定连接有两个滑块23，所述动力筒1的外侧壁开设有与两个滑块23相对应的滑槽22，两个所述滑块23均滑动连接在滑槽22的内部，使推环21能够通过滑块23沿滑槽22在动力筒1的外侧壁上滑动。
具体的，所述通风结构5包括通风环55、通风孔51和封塞53，所述通风环55固定套接在动力筒1的外侧壁上，所述通风孔51设置有多个，多个所述通风孔51均匀的开设在通风环55的侧壁上，所述动力筒1的外侧壁开设有与多个通风孔51相对应的通孔52，多个所述通孔52均与通风孔51相连通，所述封塞53设置有多个，多个所述封塞53均滑动连接在通风孔51的内部，所述封塞53靠近推环21的一端均与推环21固定连接，当推环21滑动时，能够使多个封塞53均从通风孔51的内部抽出，使保护壳8外部的气流通过缺口54进入通风环55中的通风孔51内，气流通过通孔52进入动力筒1内，多股气流同时吹送在涡轮10中，对高温状态下的涡轮10的扇叶进行散热降温处理，能够解决长期在高温环境下运行的无论扇叶使用寿命短容易出现损坏的问题。
具体的，所述驱动机构3包括气缸31、连接环32和推杆33，所述连接环32滑动套接在动力筒1的外侧壁上，所述气缸31固定连接在动力筒1的外侧壁上，所述气缸31连接外部电源，所述气缸31的输出端与连接环32固定连接，所述连接环32的外侧壁固定套接有多个滑套34，所述推杆33设置有多个，多个所述推杆33均与滑套34铰接，当航空发动机减速时，启动气缸31，推动连接环32在动力筒1的外侧壁上滑动，使推杆33推动调节结构4。
具体的，所述调节结构4包括封板41、凹槽43和安装环42，所述安装环42与动力筒1的一端固定连接，所述封板41位于涡轮10远离压气机6的一侧，所述凹槽43开设有多个，多个所述凹槽43均匀的开设在安装环42远离动力筒1的外侧壁上，所述封板41设置有多个，多个封板41靠近安装环42一端均铰接在凹槽43的内部，多个所述封板41相互远离的一侧均固定连接有连接块44，多个所述连接块44均与推杆33铰接，推杆33推动连接块44时，使多个推板41向相互靠近的方向转动，使多个推板41相互抵触，能够缩小喷口的直径，使航空发动机发挥正常工作状态，快速减速。
具体的，所述封板41呈弧形结构设置，所述封板41靠近安装环42一侧的长度比封板41远离安装环42一侧的长度长，使多个封板41相抵时，封板41的内侧能够缩小喷口的直径。
具体的，所述动力筒1的外侧壁套设有保护壳8，所述保护壳8的底端固定连接有多个支撑杆81，多个所述支撑杆81的底部均与动力筒1固定连接，所述保护壳8的外侧壁开设有缺口54，所述缺口54位于推环21的外侧，所述推环21与缺口54相接触，当航空发动机碰撞到飞鸟时，保护壳8保护动力筒1不受损坏，使动力筒1内部的燃烧室7和涡轮10都能正常运行，能够保护航空发动机不会出现损坏。
具体的，本发明使用时，接通电源，启动驱动电机26，带动螺纹杆25旋转，螺纹杆25在螺纹筒24内部转动，使螺纹筒24带动推环21向远离通风环55的方向移动，使多个封塞53均从通风孔51的内部抽出，使保护壳8外部的气流通过缺口54进入通风环55中的通风孔51内，气流通过通孔52进入动力筒1内，多股气流同时吹送在涡轮10中，对高温状态下的涡轮10的扇叶进行散热降温处理，解决长期在高温环境下运行的无论扇叶使用寿命短容易出现损坏的问题，当航空发动机在加力状态时，气缸31拉动连接环32向远离动力筒1尾部的方向滑动，使多个滑套34带动连接杆移动，连接杆通过连接块44拉动封板41，使多个封板41同时向相互远离的方向转动，扩大喷口的直径，使燃气在动力筒1尾部完全膨胀，使发动机获得良好的性能，当航空发动机碰撞到飞鸟时，保护壳8保护动力筒1不受损坏，使动力筒1内部的燃烧室7和涡轮10都能正常运行，保护航空发动机不会出现损坏。
以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施方式和说明书中的描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入本发明要求保护的范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (8)

1.一种航空发动机尾喷管，其特征在于，包括动力筒(1)、滑动机构(2)、驱动机构(3)、调节结构(4)和通风结构(5)，所述动力筒(1)的内部固定有压气机(6)、燃烧室(7)和涡轮(10)，所述压气机(6)、燃烧室(7)和涡轮(10)依次固定连接，所述涡轮(10)远离压气机(6)的一侧固定连接有锥形筒(9)，所述通风结构(5)固定套设在动力筒(1)的外侧壁上，所述涡轮(10)位于通风结构(5)的内侧，所述滑动机构(2)固定连接在动力筒(1)外侧壁上，所述驱动机构(3)固定连接在动力筒(1)的外侧壁上，所述驱动机构(3)和滑动机构(2)分别位于通风结构(5)的两侧，所述调节结构(4)固定连接在动力筒(1)的一端，所述调节结构(4)位于涡轮(10)远离压气机(6)的一侧。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机尾喷管，其特征在于，所述滑动机构(2)包括推环(21)、驱动电机(26)、螺纹筒(24)和螺纹杆(25)，所述推环(21)滑动套接在动力筒(1)的外侧壁上，所述螺纹筒(24)与推环(21)固定连接，所述螺纹杆(25)滑动连接在螺纹筒(24)的内部，所述螺纹杆(25)远离推环(21)的一端与驱动电机(26)的输出端通过联轴器固定连接，所述驱动电机(26)固定连接在动力筒(1)的外侧壁上。
3.根据权利要求2所述的一种航空发动机尾喷管，其特征在于，所述推环(21)的内侧壁固定连接有两个滑块(23)，所述动力筒(1)的外侧壁开设有与两个滑块(23)相对应的滑槽(22)，两个所述滑块(23)均滑动连接在滑槽(22)的内部。
4.根据权利要求2所述的一种航空发动机尾喷管，其特征在于，所述通风结构(5)包括通风环(55)、通风孔(51)和封塞(53)，所述通风环(55)固定套接在动力筒(1)的外侧壁上，所述通风孔(51)设置有多个，多个所述通风孔(51)均匀的开设在通风环(55)的侧壁上，所述动力筒(1)的外侧壁开设有与多个通风孔(51)相对应的通孔(52)，多个所述通孔(52)均与通风孔(51)相连通，所述封塞(53)设置有多个，多个所述封塞(53)均滑动连接在通风孔(51)的内部，所述封塞(53)靠近推环(21)的一端均与推环(21)固定连接。
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机尾喷管，其特征在于，所述驱动机构(3)包括气缸(31)、连接环(32)和推杆(33)，所述连接环(32)滑动套接在动力筒(1)的外侧壁上，所述气缸(31)固定连接在动力筒(1)的外侧壁上，所述气缸(31)的输出端与连接环(32)固定连接，所述连接环(32)的外侧壁固定套接有多个滑套(34)，所述推杆(33)设置有多个，多个所述推杆(33)均与滑套(34)铰接。
6.根据权利要求5所述的一种航空发动机尾喷管，其特征在于，所述调节结构(4)包括封板(41)、凹槽(43)和安装环(42)，所述安装环(42)与动力筒(1)的一端固定连接，所述封板(41)位于涡轮(10)远离压气机(6)的一侧，所述凹槽(43)开设有多个，多个所述凹槽(43)均匀的开设在安装环(42)远离动力筒(1)的外侧壁上，所述封板(41)设置有多个，多个封板(41)靠近安装环(42)一端均铰接在凹槽(43)的内部，多个所述封板(41)相互远离的一侧均固定连接有连接块(44)，多个所述连接块(44)均与推杆(33)铰接。
7.根据权利要求5所述的一种航空发动机尾喷管，其特征在于，所述封板(41)呈弧形结构设置，所述封板(41)靠近安装环(42)一侧的长度比封板(41)远离安装环(42)一侧的长度长。
8.根据权利要求7所述的一种航空发动机尾喷管，其特征在于，所述动力筒(1)的外侧壁套设有保护壳(8)，所述保护壳(8)的底端固定连接有多个支撑杆(81)，多个所述支撑杆(81)的底部均与动力筒(1)固定连接，所述保护壳(8)的外侧壁开设有缺口(54)，所述缺口(54)位于推环(21)的外侧，所述推环(21)与缺口(54)相接触。
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