CN113898473B - 一种小型涡桨发动机排气管 - Google Patents

一种小型涡桨发动机排气管 Download PDF

Info

Publication number
CN113898473B
CN113898473B CN202111151086.4A CN202111151086A CN113898473B CN 113898473 B CN113898473 B CN 113898473B CN 202111151086 A CN202111151086 A CN 202111151086A CN 113898473 B CN113898473 B CN 113898473B
Authority
CN
China
Prior art keywords
wall
exhaust pipe
exhaust
section
mounting edge
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.)
Active
Application number
CN202111151086.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113898473A (zh
Inventor
丁金涛
任伟峰
张秋贵
钟榈
刘斌
周正
李宝宇
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.)
Hunan Aviation Powerplant Research Institute AECC
Original Assignee
Hunan Aviation Powerplant Research Institute AECC
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 Hunan Aviation Powerplant Research Institute AECC filed Critical Hunan Aviation Powerplant Research Institute AECC
Priority to CN202111151086.4A priority Critical patent/CN113898473B/zh
Publication of CN113898473A publication Critical patent/CN113898473A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113898473B publication Critical patent/CN113898473B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • 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
    • F01D25/30—Exhaust heads, chambers, or the like
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T10/00—Road transport of goods or passengers
    • Y02T10/10—Internal combustion engine [ICE] based vehicles
    • Y02T10/12—Improving ICE efficiencies

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Exhaust Silencers (AREA)

Abstract

本发明提供了一种小型涡桨发动机排气管，排气管包括扩压段、集气腔和排气短管，排气短管对称分布在集气腔两侧，其中，集气腔由集气腔外壁、集气腔内壁和涡流环组成，集气腔外壁和集气腔内壁构成集气段，涡流环位于排气管内部且位于集气段一端，扩压段位于集气段外侧，排气管内还安装有有排气管内壳体，排气管内壳体内部还安装有隔热屏。本发明通过扩压段、集气段、涡流环以及排气短管的组合使用，扩压段、集气腔段的流道进行扩压减速，在涡流环中形成稳定涡流，避免气流紊乱的情况，本发明通过排气短管与前安装带轴线夹一锐角的角度，引导燃气斜向地向后排出，产生偏向力，本发明通过在后安装带设置了若干通孔，对减速器机匣进行冷却。

Description

一种小型涡桨发动机排气管
技术领域
本发明属于排气装置技术领域，特别涉及一种小型涡桨发动机排气管。
背景技术
排气装置用来排出燃气流，并起到减速扩压作用。一般涡轮喷气发动机排气装置设计成收敛式，而涡桨发动机的排气装置则是简单亚声速扩散式，这可使燃气在自由涡轮内充分膨胀做功，使自由涡轮出口静压低于大气压，必须扩压才能排入大气，其目的在于尽可能使通过自由涡轮的热焓转变为轴功率。
为适应涡桨发动机减小尺寸和重量的要求，排气装置进口燃气流速较大。为增大自由涡轮功，在自由涡轮前燃气流参数一定条件下，只有降低自由涡轮后的压力和流速，特别是通过降低静压，增大自由涡轮功。这时涡轮出口气流一般是总压大于大气压，静压低于大气压，这就是设计成扩散式排气装置的原因。这样的选择会造成多级自由涡轮最后一级叶片长度增加和自由涡轮通道扩张角增大，对保证涡轮强度不利。
涡桨发动机排气装置的结构形式主要取决于发动机在短舱上的布局以及涡轮出口位置，主要有两种形式：两侧式排气以及单侧圆筒式排气。对于两侧式排气，排气装置位于发动机动力涡轮与减速器之间，动力涡轮出来的燃气经过分叉的排气管，从两侧均匀排气。对于圆筒式排气，动力涡轮出来的燃气通过圆筒式的排气装置向后排出，排气的角度跟随飞机机舱的布局有所不同。
对于后输出的涡桨发动机，因动力涡轮轴要从排气装置中通过，会导致排气装置内的流道型面不规则，从而使燃气流在排气装置中的流动成为三维的复杂流动，排气装置流道型面设计得不好，会造成气流从壁面分离，从而引起附加的压力损失并减小了有效的流通面积，为了减少在排气装置中的流动损失，设计时应尽可能降低其中的总压损失。
然而目前发动机排气装置的流路型面设计为单一的扩压减速型，气流流动损失大，出口流场畸变高，为此本发明提出一种小型涡桨发动机排气管。
发明内容
针对上述问题，本发明提供一种小型涡桨发动机排气管，能够实现扩压减速，在涡流环中形成稳定涡流，避免气流紊乱。
为了实现上述目的，本发明采用以下技术方案：
一种小型涡桨发动机排气管，所述排气管包括扩压段、排气管内部的集气腔和排气短管，所述排气短管对称分布在集气腔两侧，其中，
所述集气腔包括集气腔外壁、集气腔内壁和涡流环；
所述集气腔外壁和集气腔内壁构成集气段；
所述涡流环位于排气管内部且位于集气段一端；
所述扩压段位于集气段外侧；
所述扩压段包括扩压段外壁和扩压段内壁。
优选的，所述排气管内还安装有有排气管内壳体，所述排气管内壳体内部还安装有隔热屏。
优选的，所述排气管内壳体包括定位环，所述定位环与隔热屏固定连接。
优选的，所述排气管内壳体还包括扩压段内壁、涡流环和集气腔内壁，所述扩压段内壁和集气腔内壁均呈伞裙状，所述涡流环的截面呈半圆形且涡流环的两端分别相切搭接在扩压段内壁和集气腔内壁上。
优选的，所述排气短管末端设置有短管安装边。
根据权利要求所述的一种小型涡桨发动机排气管，其特征在于，所述所述排气短管为直管且排气短管与排气管的中轴线的夹角为锐角。
优选的，所述扩压段外壁和集气腔外壁均为弧形结构。
优选的，所述排气管还包括前安装边、中安装边和后安装边，所述前安装边和中安装边通过扩压段外壁连接，所述中安装边和后安装边通过集气腔外壁连接。
优选的，所述前安装边、扩压段外壁、中安装边、集气腔外壁和后安装边之间通过Ⅰ级氩弧焊焊接。
优选的，所述后安装边开设有若干均布的通孔。
优选的，所述隔热屏一端与扩压段内壁搭接，另一端与集气腔内壁搭接。
本发明的有益效果：
1、本发明通过扩压段、集气段、涡流环以及排气短管的组合使用，在排气过程中，扩压段、集气腔段的流道进行扩压减速，在涡流环中形成稳定涡流，避免气流紊乱的情况，在转弯后的排气短管段进行收敛增速，以实现最大的总压恢复系数；
2、本发明通过排气短管与前安装带轴线夹一锐角的角度，引导燃气斜向地向后排出，产生偏向力，偏向力可分解为水平方向的推力和垂直方向的升力，具有使飞行器降低着陆速度、缩短滑跑距离、增大爬高速度的作用；
3、本发明通过在后安装带设置了若干通孔，通过排气管内流动燃气的引射作用，使外界大气从这几个通孔中流入排气管中心孔道，从而对减速器机匣进行冷却。
本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在说明书、权利要求书以及附图中所指出的结构来实现和获得。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示出了本发明的一种小型涡桨发动机排气管的结构示意图；
图2示出了本发明的一种小型涡桨发动机排气管的半剖视图；
图3示出了本发明的一种小型涡桨发动机排气管的排气管内壳体示意图；
图4示出了本发明的一种小型涡桨发动机排气管的排气管内壳体的半剖视图。
图中：1、前安装边；2、扩压段外壁；3、中安装边；4、集气腔外壁；5、后安装边；501、通孔；6、排气短管；7、短管安装边；8、排气管内壳体；9、隔热屏；10、定位环；11、扩压段内壁；12、涡流环；13、集气腔内壁。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地说明，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
一种小型涡桨发动机排气管，如图1所示，排气管包括扩压段、集气腔和排气短管6，排气短管6对称分布在集气腔两侧，其中，集气腔包括集气腔外壁4、集气腔内壁13和涡流环12，集气腔外壁4和集气腔内壁13构成集气段，涡流环12位于排气管内部且位于集气段一端，扩压段位于集气段外侧，扩压段包括扩压段外壁2和扩压段内壁11。
上述结构中，发动机排气时气体从前安装边1进入，最后从排气短管6排出，在这个过程中，气体由前安装边1进入扩压段，降低气流速度，增大气流静压，然后进入涡流环12形成涡流，涡流环12可以有效降低气流出口流场畸变、减小总压损失，并通过集气段进一步减压，形成涡流的气体可以使气体流动稳定，最后从排气短管6排出。
需要说明的是，排气短管6段流道面积较集气腔段缩小，增加出口流速，可进一步提高总压恢复、减小流动损失。
进一步地，如图2所示，排气管内还安装有有排气管内壳体8，排气管内壳体8内部还安装有隔热屏9，排气管内壳体8包括定位环10，定位环10与隔热屏9固定连接；该结构中，定位环10可以用来安装隔热屏9；该结构中，隔热屏9可以隔绝热量，给排气管内壳体8内部降温。
进一步地，如图3所示，排气管内壳体8还包括扩压段内壁11、涡流环12和集气腔内壁13，扩压段内壁11和集气腔内壁13均呈伞裙状，涡流环12的截面呈半圆形且涡流环12的两端分别相切搭接在扩压段内壁11和集气腔内壁13上。
进一步地，排气短管6末端设置有短管安装边7；该结构中，短管安装边7可以与外部结构连接。
进一步地，排气短管6为直管且排气短管6与前安装边1的中轴线的夹角为锐角；该结构中，引导燃气斜向地向后排出，产生偏向力。偏向力可分解为水平方向的推力和垂直方向的升力，具有使飞行器降低着陆速度、缩短滑跑距离、增大爬高速度的作用，将排气短管6设计成两侧对称，可使产生的偏推力通过飞机的中心。
需要说明的是，排气短管6往后安装边5一侧倾斜。
进一步地，如图4所示，扩压段外壁2和集气腔外壁4均为弧形结构；该结构中，排气管扩压段、集气段的流道进行扩压减速，在转弯后的排气短管6进行收敛增速，以实现最大的总压恢复系数。
进一步地，前安装边1、扩压段外壁2、中安装边3、集气腔外壁4和后安装边5之间通过Ⅰ级氩弧焊焊接；这样可以提高焊接强度，保证排气管可靠的工作。
进一步地，排气管还包括前安装边1、中安装边3和后安装边5，前安装边1和中安装边3通过扩压段外壁2连接，中安装边3和后安装边5通过集气腔外壁4连接，前安装边1、中安装边3和后安装边5均开设有若干均布的通孔501；该结构中前安装边1与外部的自由涡轮单元体连接，中安装边3通过螺栓与外部后承力机匣相连，后安装边5通过螺栓与外部的减速器机匣相连。
需要说明的是，该发动机排气管安装在外部的自由涡轮单元体与减速机之间。
需要说明的是，隔热屏9用来降低减速器机匣的工作环境温度，隔绝外部热量。
进一步地，隔热屏9一端与扩压段内壁11搭接，另一端与集气腔内壁13搭接；这样便于隔热屏9安装稳定。
本发明技术方案首先利用扩压段、集气段、涡流环12以及排气短管6的组合使用，在排气过程中，扩压段、集气腔段的流道进行扩压减速，在涡流环12中形成稳定涡流，避免气流紊乱的情况，在转弯后的排气短管6段进行收敛增速，以实现最大的总压恢复系数；其次，排气短管6与前安装边1中轴线夹一锐角的角度，引导燃气斜向地向后排出，产生偏向力，偏向力可分解为水平方向的推力和垂直方向的升力，具有使飞行器降低着陆速度、缩短滑跑距离、增大爬高速度的作用，最后，该装置通过在后安装边5设置了通孔501，通过排气管内流动燃气的引射作用，使外界大气从这几个通孔501中流入排气管中心孔道，从而对减速器机匣进行冷却。
需要说明的是，本发明设计了带涡流环式集气腔结构、轴对称双侧排气结构、先扩压后收敛的流道型面结构，结构设计新颖实用，技术指标与国外同推力等级先进涡桨发动机排气管相当；本发明结构设计中采用整体组合焊接、多部件简约集成等设计方法，结构紧凑、尺寸小、重量轻、拆装与维护方便；本发明填补了国内500～1000kW功率级涡桨发动机排气装置的空白，完善了国内航空发动机谱系。
尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，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；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (8)

1.一种小型涡桨发动机排气管，其特征在于：所述排气管包括扩压段、排气管内部的集气腔和排气短管(6)，所述排气短管(6)对称分布在集气腔两侧，其中，
所述集气腔包括集气腔外壁(4)、集气腔内壁(13)和涡流环(12)；
所述集气腔外壁(4)和集气腔内壁(13)构成集气段；
所述涡流环(12)位于排气管内部且位于集气段一端；
所述扩压段位于集气段外侧；
所述扩压段包括扩压段外壁(2)和扩压段内壁(11)；
所述排气短管(6)为直管且排气短管(6)与排气管的中轴线的夹角为锐角；
所述排气管内还安装有有排气管内壳体(8)，所述排气管内壳体(8)内部还安装有隔热屏(9)；
所述排气管内壳体(8)还包括扩压段内壁(11)、涡流环(12)和集气腔内壁(13)，所述扩压段内壁(11)和集气腔内壁(13)均呈伞裙状，所述涡流环(12)的截面呈半圆形且涡流环(12)的两端分别相切搭接在扩压段内壁(11)和集气腔内壁(13)上。
2.根据权利要求1所述的一种小型涡桨发动机排气管，其特征在于，所述排气管内壳体(8)包括定位环(10)，所述定位环(10)与隔热屏(9)固定连接。
3.根据权利要求1所述的一种小型涡桨发动机排气管，其特征在于，所述排气短管(6)末端设置有短管安装边(7)。
4.根据权利要求1所述的一种小型涡桨发动机排气管，其特征在于，所述扩压段外壁(2)和集气腔外壁(4)均为弧形结构。
5.根据权利要求1所述的一种小型涡桨发动机排气管，其特征在于，所述排气管还包括前安装边(1)、中安装边(3)和后安装边(5)，所述前安装边(1)和中安装边(3)通过扩压段外壁(2)连接，所述中安装边(3)和后安装边(5)通过集气腔外壁(4)连接。
6.根据权利要求5所述的一种小型涡桨发动机排气管，其特征在于，所述前安装边(1)、扩压段外壁(2)、中安装边(3)、集气腔外壁(4)和后安装边(5)之间通过Ⅰ级氩弧焊焊接。
7.根据权利要求5所述的一种小型涡桨发动机排气管，其特征在于，所述后安装边(5)开设有若干均布的通孔(501)。
8.根据权利要求1所述的一种小型涡桨发动机排气管，其特征在于，所述隔热屏(9)一端与扩压段内壁(11)搭接，另一端与集气腔内壁(13)搭接。
CN202111151086.4A 2021-09-29 2021-09-29 一种小型涡桨发动机排气管 Active CN113898473B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111151086.4A CN113898473B (zh) 2021-09-29 2021-09-29 一种小型涡桨发动机排气管

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111151086.4A CN113898473B (zh) 2021-09-29 2021-09-29 一种小型涡桨发动机排气管

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113898473A CN113898473A (zh) 2022-01-07
CN113898473B true CN113898473B (zh) 2023-05-19

Family

ID=79189137

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111151086.4A Active CN113898473B (zh) 2021-09-29 2021-09-29 一种小型涡桨发动机排气管

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113898473B (zh)

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111982523A (zh) * 2020-06-30 2020-11-24 中国航发南方工业有限公司 排气测试结构

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA1066519A (en) * 1977-05-06 1979-11-20 Pratt And Whitney Aircraft Of Canada Ltd. Exhaust stub with end plate
EP3418507A1 (en) * 2017-06-19 2018-12-26 General Electric Company Polska Sp. Z o.o Exhaust assembly with vortex generator
CN210460822U (zh) * 2019-06-06 2020-05-05 北京威凯通航空技术有限公司 一种y5系列飞机涡轮螺旋桨发动机排气系统
CN210195829U (zh) * 2019-08-19 2020-03-27 重庆天骄航空动力有限公司 燃气涡轮发动机排气装置

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111982523A (zh) * 2020-06-30 2020-11-24 中国航发南方工业有限公司 排气测试结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN113898473A (zh) 2022-01-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6216982B1 (en) Suction device for boundary layer control in an aircraft
US4355507A (en) System for infrared emission suppression (sires)
CN113775436B (zh) 隐身旋流混合装置
US8757969B2 (en) Turbine exhaust plenum
JPH02245428A (ja) タービンエンジン組立体
JPH04234536A (ja) 高温抽出空気冷却用のガスタービンエンジン・ファンダクト内熱交換装置
CN114263933B (zh) 一种燃气轮机的组合式多通道扩压器及其扩压进气结构
GB2054047A (en) Diffusing means for gas turbine combustion chamber air supply
CN112113240A (zh) 一种应用于燃气涡轮发动机燃烧室的放气式扩压器结构
CN113898473B (zh) 一种小型涡桨发动机排气管
US2809491A (en) Diffuser tailcone
CN113062800B (zh) 航空发动机的环控引气结构及飞机
CN115289499B (zh) 一种燃气轮机燃烧室进气口的空心支板
CN109751130A (zh) 一种航空发动机的预旋冷却系统
US3069848A (en) Jet lift gas turbine engines having thrust augmenting and silencing means
US3533237A (en) Low drag nacelle arrangement for jet propulsion power plants
CN214330752U (zh) 一种航空环控冲压制冷涡轮用双侧进气蜗壳
CN113982755B (zh) 防冰喷嘴、防冰装置和航空发动机
CN209621472U (zh) 一种航空发动机的预旋冷却系统
CN115127125A (zh) 耐沙尘燃烧室火焰筒及含其的燃烧室、发动机
TWM535168U (zh) 強化進氣輔助裝置
CN114856717B (zh) 一种能增强气动性能的带分流板的新型排气扩压器结构
CN205370747U (zh) 一种涡轮增压器中间体
CN112648109B (zh) 一种基于高超声速飞机喷管冷却的机体外引气装置
CN216950606U (zh) 一种可冷却降噪的轻量化涡喷尾喷管结构

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
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant