CN217515377U - 一种飞机发动机的引射喷管 - Google Patents
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Abstract
本申请属于飞机发发动机排气系统领域，特别涉及飞机发动机的引射喷管，喷管前端连接发动机，末端排出气体，喷管内层的主流通道管和外层的隔热罩；主流通道管包括多级引流层，每级引流层的前端有间隙地层叠在前一级引流层的末端之上，并由长条隔板支撑连接，在双层结构中增加引射装置沟通内外两层流道，利用流动形成的负压吸入冷气实现掺混降温的目的；经此设计之后，不需要另行布置压气系统进行冷却，有效减少零件数量及装配标准件的数量，降低了由于零件数量增加引起的生产成本与装配成本。
Description
技术领域
本申请属于飞机发发动机排气系统领域，特别涉及飞机发动机的引射喷管。
背景技术
发动机是飞机所需的必备的设备，目前所有的发动机均利用化学能产生飞机飞行所需动力。在转化过程中，发动机必然会向周围空间散热，其中喷管的温度最高，向周边散热最多。因此对喷管进行必要的隔热是非常重要。现有技术中喷管多采用封闭性的主流通道，只是在排气口的尾部增加引射结构，排气口排出的气体的温度依旧很高，因此隔热效果一般。
实用新型内容
为解决上述问题，本申请提供一种飞机发动机的引射喷管，喷管前端连接发动机，末端排出气体；所述飞机发动机的引射喷管包括：内层的主流通道管和外层的隔热罩；主流通道管包括多级引流层，每级引流层的前端有间隙地层叠在前一级引流层的末端之上，形成引射通道所述间隙通过长条隔板支撑连接。
优选的是多级引流层的级数为2～4。
优选的是引射通道在引射喷管周向上呈锯齿状分布。
优选的是主流通道管的口径尺寸固定。
优选的是飞机发动机的引射喷管在末端隔热罩延伸长度比主流通道管延伸长度长。
优选的是主流通道管和隔热罩之间距离1.5cm～3cm。
优选的是每级引流层之间的引射通道高度不超过5mm。
优选的是飞机发动机的引射喷管整体形状为长方体。
优选的是长条隔板材料包括金属、金属合金或是耐高温复合材料。
优选的是长条隔板厚度不超过1.5mm。
在双层结构中增加引射装置沟通内外两层流道，利用流动形成的负压吸入冷气实现掺混降温的目的。经此设计之后，不需要另行布置压气系统进行冷却，有效减少零件数量及装配标准件的数量，降低了由于零件数量增加引起的生产成本与装配成本。
附图说明
图1是本申请飞机发动机的引射喷管结构示意图；
图2是本申请飞机发动机的引射喷管的主流通道管的结构示意图；
图3使本申请飞机发动机的引射喷管的长条隔板示意图。
其中，1-引射喷管，2-隔热罩，3-主流通道管，4-长条隔板，5-引射通道，31-引流层，31a-第一级引流层，31b-第二级引流层，31c-第三级引流层。
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。
传统技术中，其一，一般直接接触高温气体的管道都是密封形状，因为在发动机排出的高温气体中，气体是高温高压的状态，如果采用开口的设计十分容易导致高温气体进入主流通道和隔热罩之间，这样会使隔热罩的温度急剧上升，使飞机本体过热受到损伤，其二，传统在主流通道开设的通风口一般是沿周向开孔，这样引射的空气流量有限。为了克服上述问题，本申请提供了一种重量小、隔热效果好的新型发动机隔热喷管。如图1图2所示一种飞机发动机的引射喷管，喷管前端连接发动机，末端排出气体；所述飞机发动机的引射喷管1包括：内层的主流通道管3和外层的隔热罩2；主流通道管3包括多级引流层31，每级引流层31的前端有间隙地层叠在前一级引流层的末端之上，所述间隙通过长条隔板4支撑连接；两层的结构能够使喷管的体积得到显著的减小。在排出的高温高压和高动能的气体中，在流过管壁时候利用气体在流道内的流速不同产生的压力不同，将内层的主流通道管3和外层的隔热罩2 之间的冷空气吸入内层流道，从而起到引射降温的作用，并且层叠的设计使气流在结构上难以实现热气回流，保障了喷管工作的稳定性和可靠性；
在此基础上，主流通道的整体结构采用整体大小不变的结构，而不是传统的逐渐缩小的窄口，并且将引射喷管整体形状设计为长方体，长方体的设计有便于层叠区有制作上更加简便，在实际运用的过程中，长方体的平面壁更加有利于引气。传统窄口是为了保证在出口位置空气有较大的流速带动出口位置的冷空气引射，而在主管道开口分成设计，使冷空气直接进入主管道，与热空气直接混合参杂，增加了气体流量，均匀的罐体设计使管道有足够的口径排出气体，同时保证出口气体有足够的流速，同时飞机发动机的引射喷管1在末端隔热罩2沿气体延伸方向延伸长度比主流通道管3延伸长度长。
主流通道管3和隔热罩2之间距离3cm，保证主流通道和隔热罩之间有足够的距离使热量隔开，同时保证有足够的空间使气体流通，保证引射效果。
本申请采用3级引流层，层叠的区域在引射喷管周向上呈锯齿状分布，这样的锯齿状分布相对于周向圆周分布更加有利于冷气流的吸入，而且能够减少影流成的层级数，从而减少设计和制造的成本。每级引流层31 的前端有间隙地层叠在前一级引流层的末端之上，引射通道5通过长条隔板4支撑连接，为了保证长条板及能够使引流层有足够的支撑稳固作用，有能够不会阻碍空气的流通，长条板本身会根据引流层之间的间隙来调整长条板的宽度，本申请采用1mm厚的长条隔板，采用耐高温复合材料。
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 (10)
1.一种飞机发动机的引射喷管，喷管前端连接发动机，末端排出气体；其特征在于，所述飞机发动机的引射喷管(1)包括：内层的主流通道管(3)和外层的隔热罩(2)；主流通道管(3)包括多级引流层(31)以及每级引流层(31)的前端有间隙地层叠在前一级引流层的末端之上形成的引射通道(5)，引射通道(5)通过长条隔板(4)支撑连接。
2.如权利要求1所述的飞机发动机的引射喷管，其特征在于，多级引流层(31)的级数为2～4。
3.如权利要求1所述的飞机发动机的引射喷管，其特征在于，引射通道(5)在引射喷管周向上呈锯齿状分布。
4.如权利要求1所述的飞机发动机的引射喷管，其特征在于，主流通道管(3)口径尺寸固定。
5.如权利要求1所述的飞机发动机的引射喷管，其特征在于，沿气流流动方向，飞机发动机的引射喷管(1)的隔热罩(2)在末端延伸长度比主流通道管(3)延伸长度长。
6.如权利要求1所述的飞机发动机的引射喷管，其特征在于，主流通道管(3)和隔热罩(2)之间距离1.5cm～3cm。
7.如权利要求1所述的飞机发动机的引射喷管，其特征在于，每级引流层(31)之间的引射通道(5)的高度不超过5mm。
8.如权利要求1所述的飞机发动机的引射喷管，其特征在于，飞机发动机的引射喷管整体形状为长方体。
9.如权利要求1所述的飞机发动机的引射喷管，其特征在于，长条隔板(4)材料包括金属、金属合金或是耐高温复合材料。
10.如权利要求1所述的飞机发动机的引射喷管，其特征在于，长条隔板(4)厚度不超过1.5mm。
Priority Applications (1)
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|---|---|---|---|
| CN202122276869.7U CN217515377U (zh) | 2021-09-21 | 2021-09-21 | 一种飞机发动机的引射喷管 |
Applications Claiming Priority (1)
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Publications (1)
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Family Applications (1)
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Country Status (1)
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|---|---|
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2021
- 2021-09-21 CN CN202122276869.7U patent/CN217515377U/zh active Active
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