CN113357044A - 一种带有导流支板的内锥体 - Google Patents

一种带有导流支板的内锥体 Download PDF

Info

Publication number
CN113357044A
CN113357044A CN202110561655.6A CN202110561655A CN113357044A CN 113357044 A CN113357044 A CN 113357044A CN 202110561655 A CN202110561655 A CN 202110561655A CN 113357044 A CN113357044 A CN 113357044A
Authority
CN
China
Prior art keywords
inner cone
mounting groove
flow guide
flow
support plate
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202110561655.6A
Other languages
English (en)
Inventor
程荣辉
尚守堂
刘伟琛
马宏宇
刘宝
徐兴平
鲍占洋
姜雨
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Shenyang Engine Research Institute
Original Assignee
AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Shenyang Engine Research Institute filed Critical AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority to CN202110561655.6A priority Critical patent/CN113357044A/zh
Publication of CN113357044A publication Critical patent/CN113357044A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
    • F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infrared radiation suppressors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本申请属于飞机发动机设计技术领域，特别涉及一种带有导流支板的内锥体。该内锥体(1)的外周上布置有多个安装槽(11)，安装槽(11)包括靠近所述内锥体(1)尖端的后端，以及远离内锥体(1)尖端的前端，各安装槽(11)以相同的弯曲方向排布，相邻两个安装槽(11)的第一个安装槽的后端在内锥体(1)轴向方向上位于第二个安装槽的前端的后方，所述安装槽(11)内设置有导流支板(2)，所述导流支板(2)自所述安装槽延伸到内涵冷却壁，且所述导流支板(2)的沿延伸方向的任一截面的弯曲方向与所述安装槽的弯曲方向一致。本申请可有效缩短发动机长度，减轻发动机重量，实现了对导流支板与内锥体的有效冷却及对涡轮叶片的遮挡。

Description

一种带有导流支板的内锥体
技术领域
本申请属于飞机发动机设计技术领域，特别涉及一种带有导流支板的内锥体。
背景技术
从国内外战斗机发展趋势看，后向隐身是飞行器全向隐身的重要组成部分，而实现后向隐身最为关键的，是隐身加力燃烧室的设计。导流支板能对涡轮叶片进行有效遮挡，同时为燃烧提供良好的速度场，是实现隐身功能的重要组件。但导流支板一般尺寸较大，型面复杂，且需要作为内锥体冷却的引气通道，给内锥体和导流支板的结构设计带来了极大的困难。目前仅有导流支板与内锥体分开布置的结构，但其不足较为明显，一是发动机长度必须相应加长，由此带来超重的风险。二是导流支板距离稳定器长度较远，很难保证燃烧所需流场的质量。为此，需要设计一种带有导流支板的内锥体，以更好实现加力燃烧室隐身功能。
发明内容
为了解决上述技术问题，本申请提供了一种带有导流支板的内锥体。所述内锥体的外周上布置有多个安装槽，所述安装槽包括靠近所述内锥体尖端的后端，以及远离所述内锥体尖端的前端，各所述安装槽以相同的弯曲方向排布，相邻两个安装槽的第一个安装槽的后端在内锥体轴向方向上位于第二个安装槽的前端的后方，所述安装槽内设置有导流支板，所述导流支板自所述安装槽延伸到内涵冷却壁，且所述导流支板的沿延伸方向的任一截面的弯曲方向与所述安装槽的弯曲方向一致。
优选的是，所述导流支板设置有12-20个。
优选的是，所述导流支板设置有16个。
优选的是，所述导流支板设置有两个导流支板壁，两个导流支板壁之间形成气流通道，所述气流通道连通至内涵与外涵之间的冷却支路上。
优选的是，两个所述导流支壁板之间设置有支板肋。
优选的是，所述支板肋与所述导流支板壁通过焊接的方式连接。
优选的是，所述导流支板壁上设置有冷却孔。
优选的是，所述导流支板上设置有耳片，通过所述耳片连接所述内涵冷却壁。
本发明的关键点和保护点是：内锥体在满足加力燃烧室扩压功能的基础上，在锥体型面上布置导流支板，从而能够有效实现对涡轮叶片的遮挡，同时可实现对内锥体和导流支板的有效冷却，极大提高了加力燃烧室的后向隐身效果。
本申请提供了一种带有导流支板的内锥体，相较于内锥体和导流支板分开布置结构，可有效缩短发动机长度，减轻发动机重量，并实现了对导流支板与内锥体的有效冷却，实现了对涡轮叶片的遮挡作用。
附图说明
图1是本申请带有导流支板的内锥体的结构示意图。
图2是本申请图1所示实施例的右视图图。
图3是本申请图1所示实施例的内锥体结构示意图。
图4是本申请图1所示实施例的导流支板结构示意图。
其中，1-内锥体，11-安装槽，12-前端，13-后端，2-导流支板，21-支板肋，22-第一导流支板壁，23-第二导流支板壁。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
一种带有导流支板的内锥体，如图1-图3所示，所述内锥体1的外周上布置有多个安装槽11，所述安装槽11包括靠近所述内锥体1尖端的后端，以及远离所述内锥体1尖端的前端，各所述安装槽11以相同的弯曲方向排布，相邻两个安装槽11的第一个安装槽的后端在内锥体1轴向方向上位于第二个安装槽的前端的后方，所述安装槽11内设置有导流支板2，所述导流支板2自所述安装槽延伸到内涵冷却壁，且所述导流支板2的沿延伸方向的任一截面的弯曲方向与所述安装槽的弯曲方向一致。
需要说明的是，相邻两个安装槽11的第一个安装槽的后端在内锥体1轴向方向上位于第二个安装槽的前端的后方包括两种情况：
(1)位于正后方；
(2)位于偏后方，且其偏离的方向为远离第一个安装槽的方向；
也就是说，安装槽11在安装导流支板2后，两个导流支板2之间的空隙通过导流支板的弯曲使得从后方向前直视时，无法透过该空隙看到前方的燃烧室。
本申请的导流支板采用插接方式固定在内锥体上。装配状态的导流支板与内锥体可实现对前方涡轮的全遮挡，可以极大提高发动机后向的隐身性能。
本申请的内锥体1作为加力燃烧室扩压流路型面的组成部分，在型面布置导流支板2后，内锥体的型面造型需与导流支板型面相互匹配。型面匹配中需要考虑的主要包括以下两点，一是导流支板在扩压流路中带来的额外阻塞作用；二是导流支板表面和内锥体表面，不能出现明显的气动分离。
在一个可选实施方式中，所述导流支板2设置有12-20个，备选实施方式中，安装槽11可以设置多个，导流支板2根据需要可以加装多个，即可以在所有安装槽内加装导流支板，也可以在部分安装槽内加装导流支板，例如每间隔一个安装槽加装一个导流支板，需要说明的是，为了保证起动特性，导流支板的数量一般与安装槽的数量相同，可以提前通过仿真分析确定安装槽11与导流支板2的数量。
在一个可选实施方式中，所述导流支板2设置有16个。
在一个可选实施方式中，如图4所示，所述导流支板2设置有两个导流支板壁，第一导流支板壁22及第二导流支板壁23，两个导流支板壁之间形成气流通道，所述气流通道连通至内涵与外涵之间的冷却支路上。
在一个可选实施方式中，所述导流支板壁上设置有冷却孔。
本申请的外涵冷却气通过导流支板2进入内锥体1，通过内锥体1表面的冷却孔流出，进而对内锥体起到冷却作用。
在一个可选实施方式中，两个所述导流支壁板之间设置有支板肋21。支板肋21与所述导流支板壁通过焊接的方式连接。支板肋21的作用有两点，一是作为加强肋，提高导流支板2的强度；二是作为冷却气流路隔栅，将外涵冷却气的流动腔体分为若干，解决了外涵冷却气富集在支板前端的问题，更加精细化的利用了外涵冷却气体。
在一个可选实施方式中，所述导流支板上设置有耳片，通过所述耳片连接所述内涵冷却壁。
本发明的关键点和保护点是：内锥体在满足加力燃烧室扩压功能的基础上，在锥体型面上布置导流支板，从而能够有效实现对涡轮叶片的遮挡，同时可实现对内锥体和导流支板的有效冷却，极大提高了加力燃烧室的后向隐身效果。
本发明的优点主要是提供一种带有导流支板的内锥体，相较于内锥体和导流支板分开布置结构，可有效缩短发动机长度，减轻发动机重量，并实现了对导流支板与内锥体的有效冷却，实现了对涡轮叶片的遮挡作用。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种带有导流支板的内锥体，其特征在于，所述内锥体(1)的外周上布置有多个安装槽(11)，所述安装槽(11)包括靠近所述内锥体(1)尖端的后端，以及远离所述内锥体(1)尖端的前端，各所述安装槽(11)以相同的弯曲方向排布，相邻两个安装槽(11)的第一个安装槽的后端在内锥体(1)轴向方向上位于第二个安装槽的前端的后方，所述安装槽(11)内设置有导流支板(2)，所述导流支板(2)自所述安装槽延伸到内涵冷却壁，且所述导流支板(2)的沿延伸方向的任一截面的弯曲方向与所述安装槽的弯曲方向一致。
2.如权利要求1所述的带有导流支板的内锥体，其特征在于，所述导流支板(2)设置有12-20个。
3.如权利要求1所述的带有导流支板的内锥体，其特征在于，所述导流支板(2)设置有16个。
4.如权利要求1所述的带有导流支板的内锥体，其特征在于，所述导流支板(2)设置有两个导流支板壁，两个导流支板壁之间形成气流通道，所述气流通道连通至内涵与外涵之间的冷却支路上。
5.如权利要求4所述的带有导流支板的内锥体，其特征在于，两个所述导流支壁板之间设置有支板肋(21)。
6.如权利要求5所述的带有导流支板的内锥体，其特征在于，所述支板肋(21)与所述导流支板壁通过焊接的方式连接。
7.如权利要求1所述的带有导流支板的内锥体，其特征在于，所述导流支板壁上设置有冷却孔。
8.如权利要求1所述的带有导流支板的内锥体，其特征在于，所述导流支板上设置有耳片，通过所述耳片连接所述内涵冷却壁。
CN202110561655.6A 2021-05-23 2021-05-23 一种带有导流支板的内锥体 Pending CN113357044A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110561655.6A CN113357044A (zh) 2021-05-23 2021-05-23 一种带有导流支板的内锥体

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110561655.6A CN113357044A (zh) 2021-05-23 2021-05-23 一种带有导流支板的内锥体

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN113357044A true CN113357044A (zh) 2021-09-07

Family

ID=77527229

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110561655.6A Pending CN113357044A (zh) 2021-05-23 2021-05-23 一种带有导流支板的内锥体

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113357044A (zh)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114215656A (zh) * 2021-12-01 2022-03-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种强化气冷中心锥
CN115218211A (zh) * 2022-07-21 2022-10-21 中国航发沈阳发动机研究所 一种进行支板整流的航空发动机
CN115307179A (zh) * 2022-08-15 2022-11-08 北京航空航天大学 一种弯曲支板双凹腔一体化加力燃烧室
CN115614173A (zh) * 2022-12-19 2023-01-17 中国航发沈阳发动机研究所 一种径向搭接轴向插接内锥体安装边结构
CN115614176A (zh) * 2022-08-29 2023-01-17 中国航发四川燃气涡轮研究院 基于内外涵结构一体化的红外与雷达综合隐身装置
CN115628151A (zh) * 2022-12-06 2023-01-20 南京航空航天大学 一种涡扇发动机使用的全遮挡导流支板

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0344877A1 (en) * 1988-05-31 1989-12-06 General Electric Company Heat shield for gas turbine engine frame
CN203175702U (zh) * 2013-03-04 2013-09-04 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种塞式轴对称喷管中心锥冷却结构
CN205064004U (zh) * 2015-09-07 2016-03-02 沈阳航空航天大学 热管辅助传热作用下的涡轮导向叶片结构
CN106678876A (zh) * 2016-11-18 2017-05-17 西北工业大学 一种在整流支板内设计气流通道的加力燃烧室
CN106801649A (zh) * 2017-01-23 2017-06-06 中国航发沈阳发动机研究所 一种塞式轴对称喷管
CN106870200A (zh) * 2017-02-16 2017-06-20 中国航发沈阳发动机研究所 一种分区冷却的轴对称塞式喷管
CN107829840A (zh) * 2017-11-10 2018-03-23 中国航发沈阳发动机研究所 轴对称塞式喷管支板冷却结构及具有其的航空发动机
CN109611211A (zh) * 2018-12-07 2019-04-12 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机内锥冷却设计方法
CN112228162A (zh) * 2020-10-16 2021-01-15 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种加力型涡扇发动机雷达与红外综合隐身结构

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0344877A1 (en) * 1988-05-31 1989-12-06 General Electric Company Heat shield for gas turbine engine frame
CN203175702U (zh) * 2013-03-04 2013-09-04 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种塞式轴对称喷管中心锥冷却结构
CN205064004U (zh) * 2015-09-07 2016-03-02 沈阳航空航天大学 热管辅助传热作用下的涡轮导向叶片结构
CN106678876A (zh) * 2016-11-18 2017-05-17 西北工业大学 一种在整流支板内设计气流通道的加力燃烧室
CN106801649A (zh) * 2017-01-23 2017-06-06 中国航发沈阳发动机研究所 一种塞式轴对称喷管
CN106870200A (zh) * 2017-02-16 2017-06-20 中国航发沈阳发动机研究所 一种分区冷却的轴对称塞式喷管
CN107829840A (zh) * 2017-11-10 2018-03-23 中国航发沈阳发动机研究所 轴对称塞式喷管支板冷却结构及具有其的航空发动机
CN109611211A (zh) * 2018-12-07 2019-04-12 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机内锥冷却设计方法
CN112228162A (zh) * 2020-10-16 2021-01-15 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种加力型涡扇发动机雷达与红外综合隐身结构

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114215656A (zh) * 2021-12-01 2022-03-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种强化气冷中心锥
CN115218211A (zh) * 2022-07-21 2022-10-21 中国航发沈阳发动机研究所 一种进行支板整流的航空发动机
CN115218211B (zh) * 2022-07-21 2023-08-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种进行支板整流的航空发动机
CN115307179A (zh) * 2022-08-15 2022-11-08 北京航空航天大学 一种弯曲支板双凹腔一体化加力燃烧室
CN115614176A (zh) * 2022-08-29 2023-01-17 中国航发四川燃气涡轮研究院 基于内外涵结构一体化的红外与雷达综合隐身装置
CN115614176B (zh) * 2022-08-29 2024-04-19 中国航发四川燃气涡轮研究院 基于内外涵结构一体化的红外与雷达综合隐身装置
CN115628151A (zh) * 2022-12-06 2023-01-20 南京航空航天大学 一种涡扇发动机使用的全遮挡导流支板
CN115614173A (zh) * 2022-12-19 2023-01-17 中国航发沈阳发动机研究所 一种径向搭接轴向插接内锥体安装边结构

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN113357044A (zh) 一种带有导流支板的内锥体
EP3333368B1 (en) Cooling structure for vane
JP4794317B2 (ja) タービンのエーロフォイル
CN101191424B (zh) 涡轮机叶片及涡轮机叶片冷却系统及方法
EP2083147B1 (en) Film cooling structure
EP1091092B1 (en) Coolable gas turbine airfoil
US20080226461A1 (en) Intensively cooled trailing edge of thin airfoils for turbine engines
EP2775098B1 (en) Integrated strut-vane
CN113357670A (zh) 一种气冷遮挡一体化加力燃烧室
EP1788193B1 (en) Double jet film cooling arrangement
EP2657482B1 (en) Flow path structure and gas turbine exhaust diffuser
CA2935758C (en) Integrated strut-vane nozzle (isv) with uneven vane axial chords
EP2696030B1 (en) Turbine vane
CN210859342U (zh) 一种压气机及其引气槽导流控制结构
US20020051706A1 (en) Cooled component, casting core for manufacturing such a component, as well as method for manufacturing such a component
BR102012031677A2 (pt) Aerofólio de motor de turbina a gás e palheta ventoinha de motor de turbina a gás
JPS60145499A (ja) 遠心圧縮機のディフューザ
CN104364581A (zh) 燃气涡轮发动机壁
CN106121746B (zh) 用于轴流涡轮机械压缩机的复合分流器唇边
EP1607612B1 (en) Gas turbine engine
JP7268135B2 (ja) 複合異形溝付きのガスフィルム冷却構造を有するタービンブレード及びその製造方法
EP0927814A1 (en) Tip shroud for cooled blade of gas turbine
CA2912823A1 (en) Turbine blade having cooling passages shaped as overlapping cylinders
CN113513371A (zh) 双层壁冷却叶片、应用该冷却叶片的涡轮叶片及燃气轮机
CN116335771A (zh) 一种组合式异种材料涡轮静子叶片组件

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20210907