CN117052488A - 一种航空发动机核心机后机匣冷却结构 - Google Patents
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Abstract
本申请提供了一种航空发动机核心机后机匣冷却结构，包括：承力框架，其包括承力框架外环、承力框架内环和承力框架支板，承力框架外环和承力框架内环之间通过承力框架支板进行连接；流道件，其包括测量段外机匣、测量段内机匣、外流道件、内流道件、整流罩和内环集气机匣、第一引气管、第二引气管，其中：外流道件和内流道件分别设置在承力框架外环的内侧和承力框架内环的外侧，从而使两者之间形成外侧流道和内侧流道；整流罩设置在外流道件和内流道件之间且包裹承力框架支板；测量段外机匣和测量段内机匣分别与外侧流道和内侧流道连接，第一引气管连接至测量段外机匣；内环集气机匣设置在测量段内机匣的内侧，第二引气管连接至内环集气机匣。
Description
技术领域
本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种航空发动机核心机后机匣冷却结构。
背景技术
航空发动机核心机是由压气机、燃烧室和涡轮组成的发动机核心部件，通过将核心机与不同风扇或排气装置等组合可形成各种类型的燃气涡轮发动机，从而缩短新机的研制周期、提高可靠性。
核心机后机匣位于高压涡轮出口和排气装置之间，是核心机试验机承力系统的重要组成部分。在核心机试验机试车过程中，后机匣所处的环境温度与整机状态的高压涡轮出口温度相当，随着航空发动机各方面要求的不断提升，目前的高压涡轮出口温度已远超金属材料结构的使用极限，为了保证核心机试验机试车安全，需要有相应耐温或冷却措施。
核心机后机匣的冷却气源通常为压气机中间级冷气，经引气管引至后机匣外侧，从外侧依次冷却后机匣各零部件最终至内侧，在此过程中，受主流高温气带来的热平衡影响，后机匣冷却气会产生较大的沿程温增，用于冷却后机匣内侧的冷却气温度远高于后机匣外侧冷气温度，直接影响后机匣内侧高温部件的冷却效果，也会容易造成后机匣承力件内外侧径向温差过大，引起热变形不协调问题。
发明内容
本申请的目的是提供了一种航空发动机核心机后机匣冷却结构，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
本申请的技术方案是：一种航空发动机核心机后机匣冷却结构，包括：
承力框架，所述承力框架包括承力框架外环、承力框架内环和承力框架支板，所述承力框架外环和承力框架内环之间通过所述承力框架支板进行连接；
流道件，所述流道件包括测量段外机匣、测量段内机匣、外流道件、内流道件、整流罩和内环集气机匣、第一引气管、第二引气管，其中：
所述外流道件和内流道件分别设置在承力框架外环的内侧和承力框架内环的外侧，从而所述外流道件与承力框架外环之间形成外侧流道，所述内流道件与承力框架内环形成内侧流道；
所述整流罩设置在外流道件和内流道件之间且包裹在承力框架支板的外侧，从而所述整流罩与承力框架支板之间形成径向流道；
所述测量段外机匣和测量段内机匣分别与所述外侧流道和内侧流道连接，所述测量段外机匣内形成后机匣外环集气腔，第一引气管连接至测量段外机匣，用于为测量段外机匣的后机匣外环集气腔输送冷却气体；
所述内环集气机匣设置在测量段内机匣的内侧，所述内环集气机匣内形成后机匣内环集气腔且与所述测量段内机匣联通，第二引气管连接至内环集气机匣的后机匣内环集气腔。
在本申请优选实施方式中，所述测量段外机匣和测量段内机匣均设置在所述外侧流道和内侧流道的前端。
在本申请优选实施方式中，所述内环集气机匣位于测量段内机匣的前端。
在本申请优选实施方式中，所述第二引气管穿过承力框架支板而与所述内环集气机匣的后机匣内环集气腔连接。
本申请的冷却结构中冷却流路由常规的“单一串联式”冷气通道改为“局部并联式”冷却通道，改进后的核心机后机匣冷却结构中用于冷却测量段内机匣的冷却气直接由第二引气管引入，远离高温燃气壁面，使核心机后机匣位于同一截面位置的流道内外两侧机匣的冷气条件基本一致，从而能有效降低承力件径向温差，改善热变形不协调问题。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为常规的核心机后机匣冷却结构示意图。
图2为本申请的核心机后机匣冷却结构示意图。
附图标记：
10-常规的核心机后机匣冷却结构
11-测量段外机匣
12-测量段内机匣
13-外流道件
14-内流道件
15-整流罩
16-承力框架外环
17-承力框架内环
18-承力框架支板
19-引气管
20-改进的核心机后机匣冷却结构
21-内环集齐机匣
191-第一引气管
192-第二引气管
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例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
为了克服现有技术中核心机后机匣内侧部件冷却效果差、后机匣内内外侧径向温差大而引起的变形不协调等问题，本申请提出一种新型的航空发动机核心机后机匣冷却机构。该航空发动机核心机后机匣冷却机构通过对核心机后机匣冷却流路进行重新布局，由原来的“单一串联式”冷气通道改为“局部并联式”冷却通道，以降低后机匣内侧环境温度水平，且不改变后机匣整体结构，在原本的后机匣结构基础上进行局部改动，即可应用于多种型号的核心机后机匣结构中。
如图1所示为常规的核心机后机匣冷却结构示意图，常规的核心机后机匣冷却结构10主要由承力框架和流道件共同合围形成。其中，承力框架包括承力框架外环16、承力框架内环17和承力框架支板18，流道件包括测量段外机匣11、测量段内机匣12、外流道件13、内流道件14、整流罩15。流道件与发动机燃气直接接触，需要进行有效冷却。后机匣采用引气冷却方式，冷却气经引气管19进入后机匣外环集气腔K1，之后依次冷却测量段外机匣11、外流道件、整流罩1后至后机匣内环腔室，后机匣内环腔室的冷气冷却完测量段内机匣、内流道件后，最终从前排气腔K2、后排气腔13排出。
本申请在常规的核心机后机匣冷却结构基础上，对后机匣冷却流路进行重新布局，在常规的核心机后机匣冷却结构基础上，新增后机匣内环集气机匣，并将引气管由单一的后机匣外环位置引入改为分别由后机匣外环和内环两个位置引入核心机后机匣。
如图2所示为改进的核心机后机匣冷却结构，该改进的核心机后机匣冷却结构20包括承力框架和流道件。
承力框架包括承力框架外环16、承力框架内环17和承力框架支板18，承力框架外环16和承力框架内环17之间通过承力框架支板18进行连接。
流道件包括测量段外机匣11、测量段内机匣12、外流道件13、内流道件14、整流罩15和内环集气机匣21、第一引气管191、第二引气管192。外流道件13和内流道件14分别设置在承力框架外环16的内侧和承力框架内环17的外侧，从而外流道件13与承力框架外环16之间形成外侧流道，内流道件14与承力框架内环17形成内侧流道，整流罩15设置在外流道件13和内流道件14之间且包裹在承力框架支板18的外侧，从而整流罩15与承力框架支板18之间也形成径向流道。测量段外机匣11和测量段内机匣12均设置在外侧流道和内侧流道的前端，测量段外机匣11内形成后机匣外环集气腔J1，第一引气管191连接至测量段外机匣11，用于为测量段外机匣11的后机匣外环集气腔J1输送冷却气体。内环集气机匣21设置在测量段内机匣12的内侧，且位于测量段内机匣12的前端，内环集气机匣21内形成后机匣内环集气腔J2，且后机匣内环集气腔J2与测量段内机匣12联通，第二引气管192穿过承力框架支板18而连接至内环集气机匣21的后机匣内环集气腔J2。
在改进后的核心机后机匣冷却结构20中，一部分冷却气经第一引气管191进入后机匣外环集气腔J1，依次冷却测量段外机匣11、外流道件13、整流罩15后至后机匣内环腔室；一部分冷却气经第二引气管192进入后机匣内环集气腔J2，依次冷却测量段内机匣12、内流道件14后，与经第一引气管191冷却的流路掺混，最终从排气腔J3排出。
本申请的冷却结构中冷却流路由常规的“单一串联式”冷气通道改为“局部并联式”冷却通道，改进后的核心机后机匣冷却结构中用于冷却测量段内机匣的冷却气直接由第二引气管引入，远离高温燃气壁面，使核心机后机匣位于同一截面位置的流道内外两侧机匣的冷气条件基本一致，从而能有效降低承力件径向温差，改善热变形不协调问题。
本申请在常规核心机后机匣基础上仅增加内环集气机匣，改变部分引气管引气形式，不改变发动机整体结构形式，改动小，加工方便，易于装配，可应用于多种型号发动机的核心机后机匣结构中。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (4)
1.一种航空发动机核心机后机匣冷却结构，其特征在于，包括：
承力框架，所述承力框架包括承力框架外环(16)、承力框架内环(17)和承力框架支板(18)，所述承力框架外环(16)和承力框架内环(17)之间通过所述承力框架支板(18)进行连接；
流道件，所述流道件包括测量段外机匣(11)、测量段内机匣(12)、外流道件(13)、内流道件(14)、整流罩(15)和内环集气机匣(21)、第一引气管(191)、第二引气管(192)，其中：
所述外流道件(13)和内流道件(14)分别设置在承力框架外环(16)的内侧和承力框架内环(17)的外侧，从而所述外流道件(13)与承力框架外环(16)之间形成外侧流道，所述内流道件(14)与承力框架内环(17)形成内侧流道；
所述整流罩(15)设置在外流道件(13)和内流道件(14)之间且包裹在承力框架支板(18)的外侧，从而所述整流罩(15)与承力框架支板(18)之间形成径向流道；
所述测量段外机匣(11)和测量段内机匣(12)分别与所述外侧流道和内侧流道连接，所述测量段外机匣(11)内形成后机匣外环集气腔(J1)，第一引气管(191)连接至测量段外机匣(11)，用于为测量段外机匣(11)的后机匣外环集气腔(J1)输送冷却气体；
所述内环集气机匣(21)设置在测量段内机匣(12)的内侧，所述内环集气机匣(21)内形成后机匣内环集气腔(J2)且与所述测量段内机匣(12)联通，第二引气管(192)连接至内环集气机匣(21)的后机匣内环集气腔(J2)。
2.如权利要求1所述的航空发动机核心机后机匣冷却结构，其特征在于，所述测量段外机匣(11)和测量段内机匣(12)均设置在所述外侧流道和内侧流道的前端。
3.如权利要求2所述的航空发动机核心机后机匣冷却结构，其特征在于，所述内环集气机匣(21)位于测量段内机匣(12)的前端。
4.如权利要求1所述的航空发动机核心机后机匣冷却结构，其特征在于，所述第二引气管(192)穿过承力框架支板(18)而与所述内环集气机匣(21)的后机匣内环集气腔(J2)连接。
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| CN202310881775.3A CN117052488A (zh) | 2023-07-18 | 2023-07-18 | 一种航空发动机核心机后机匣冷却结构 |
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117489476A (zh) * | 2024-01-03 | 2024-02-02 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种兼顾承力机匣冷却及内锥体隐身的冷却系统 |
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2023
- 2023-07-18 CN CN202310881775.3A patent/CN117052488A/zh active Pending
Cited By (2)
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| CN117489476A (zh) * | 2024-01-03 | 2024-02-02 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种兼顾承力机匣冷却及内锥体隐身的冷却系统 |
| CN117489476B (zh) * | 2024-01-03 | 2024-03-19 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种兼顾承力机匣冷却及内锥体隐身的冷却系统 |
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