CN207715195U - 一种整流支板及具有其的航空发动机涡轮后机匣 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了一种整流支板及具有其的航空发动机涡轮后机匣，涉及航空发动机结构设计领域，所述整流支板包括：整流壳体(2)、冷流通道(3)以及冷却气膜孔(4)。本实用新型还包括一种航空发动机涡轮后机匣，该航空发动机涡轮后机匣(1)包括如上所述的整流支板。通过整流壳体(2)增大后方投影面积，提高涡轮等高温部件的遮挡面积，冷气通过航空发动机涡轮后机匣(1)进入冷却通道(3)，再由冷却气膜孔(4)流出，实现气膜冷却作用，降低整流支板后端的温度；上述两项措施共同作用，可降低发动机后方红外辐射，同时又实现不堵塞面积，流动不分离，内部测试管线、滑油管线和冷气管路与外部的联通功能。

Description

一种整流支板及具有其的航空发动机涡轮后机匣

技术领域

本实用新型涉及航空发动机结构设计领域，特别涉及一种整流支板及具有其的航空发动机涡轮后机匣。

背景技术

隐身性能是衡量目前飞机的重要指标，是新型航空发动机的显著特征。航空发动机排气系统是飞行器最主要的红外辐射源。尾喷管后腔体包括发动机中心锥、末级涡轮叶片、导流支板、加力燃烧室筒体、内外涵壁面等内部固体部件，这些空腔热壁面温度较高，最高温度可达1000K；长时间高温燃气冲刷使得部件金属表面氧化粗糙，红外发射率较高。目前降低排气系统红外辐射强度的主要措施有以下三方面：遮挡排气系统高温部件，减少其在探测器方向上的投影面积；降低尾喷管热空腔和尾喷流的温度，减少光谱辐射度；采用低发射率材料，降低尾喷管热空腔壁面表面发射率。

现有航空发动机低压涡轮后整流支板采用椭圆形截面，实现测试管线、滑油管线和冷气管路与外部联通作用，所处环境恶劣，表面温度较高，无冷却结构，在后视方向的红外辐射贡献量较大，为了降低支板壁面的红外辐射强度并对前方高温部件进行有效遮挡，需要一种新型有效的支板结构来抑制红外辐射。

发明内容

本实用新型提供了一种整流支板及具有其的航空发动机涡轮后机匣，以解决现有的涡轮后机匣整流支板存在的至少一个问题。

为了达到上述目的，本实用新型采用如下技术方案：

一种整流支板，包括：

整流壳体，筒状结构，且横截面呈S型，所述整流壳体的前后两端方向与航空发动机涡轮后机匣的轴线平行；

冷流通道，为马蹄状的空腔，设置在所述整流壳体的后端；

冷却气膜孔，包括多个，设置在所述冷流通道的外壁面两侧。

可选地，所述整流壳体内部通道的宽度为H1，所述整流壳体在前后方向的投影宽度为H2，其中，H2>H1。

可选地，所述冷却气膜孔的轴线与所述冷却通道外壁面的夹角为锐角。

一种航空发动机涡轮后机匣，所述航空发动机涡轮后机匣包括所述整流支板。

本实用新型的有益效果：本实用新型的整流支板，可对发动机涡轮进行有效遮挡，降低整流支板后端温度，在保证了原整流支板功能的基础上，明显降低发动机后端红外辐射。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本实用新型的实施例，并与说明书一起用于解释本实用新型的原理。

图1是本实用新型的整流支板结构示意图；

图2是本实用新型的整流支板截面图；

图3是本实用新型的航空发动机涡轮后机匣示意图；

图4是本实用新型的航空发动机涡轮后机匣后视图。

具体实施方式

这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。

如图1至图2所示，本实用新型的整流支板，包括：整流壳体2、冷流通道3以及冷却气膜孔4。

具体地，整流壳体2为筒状结构，其横截面呈S型，该整流壳体2的前后两端方向与航空发动机涡轮后机匣的轴线平行，对发动机主流道的流通能力影响很小。本实用新型中的整流壳体2内部通道的宽度为H1，整流壳体2在前后方向的投影宽度为H2，由于其横截面呈S型，整流壳体2增大了该整流支板的投影面积，可实现H2>H1，进而提高了涡轮等高温部件的遮挡面积。

冷流通道3为马蹄状的空腔，设置在整流壳体2的后端，在冷流通道3的外壁面两侧共线布置多个冷却气膜孔4。本实施例中，优选冷却气膜孔4的轴线与冷却通道3外壁面的夹角为锐角，实现气膜冷却作用，降低整流支板后端的温度。

参见图3至图4，本实用新型还包括一种航空发动机涡轮后机匣，该航空发动机涡轮后机匣1包括如上所述的整流支板。本实用新型中，通过整流壳体2增大后方投影面积，提高涡轮等高温部件的遮挡面积，冷气通过航空发动机涡轮后机匣1进入冷却通道3，再由冷却气膜孔4流出，实现气膜冷却作用，降低整流支板后端的温度；上述两项措施共同作用，可降低发动机后方红外辐射，同时又实现不堵塞面积，流动不分离，内部测试管线、滑油管线和冷气管路与外部的联通功能。

本实用新型的整流支板及具有其的航空发动机涡轮后机匣，结构较为简单，可对发动机涡轮进行有效遮挡，降低整流支板后端的温度，在保证了原整流支板功能的基础上，明显降低发动机后方的红外辐射。

以上所述，仅为本实用新型的具体实施方式，但本实用新型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实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。因此，本实用新型的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种整流支板，其特征在于，包括：

整流壳体(2)，筒状结构，且横截面呈S型，所述整流壳体(2)的前后两端方向与航空发动机涡轮后机匣的轴线平行；

冷流通道(3)，为马蹄状的空腔，设置在所述整流壳体(2)的后端；

冷却气膜孔(4)，包括多个，设置在所述冷流通道(3)的外壁面两侧。

2.根据权利要求1所述的整流支板，其特征在于，所述整流壳体(2)内部通道的宽度为H1，所述整流壳体(2)在前后方向的投影宽度为H2，其中，H2>H1。

3.根据权利要求1所述的整流支板，其特征在于，所述冷却气膜孔(4)的轴线与所述冷却通道(3)外壁面的夹角为锐角。

4.一种航空发动机涡轮后机匣，其特征在于，所述航空发动机涡轮后机匣(1)包括权利要求1至3中任意一项所述整流支板。