一种航空发动机喷管的制作方法

1.本技术属于航空发动机喷管设计技术领域，具体涉及一种航空发动机喷管。


背景技术：

2.航空发动机喷管安装在发动机末端，利用收敛段、扩张段等内部构件的收扩运动进行矢量调节，以及设计有外调节片、侧壁外罩等外部构件，保护内部构件不直接遭受外力破坏，对外部进行整流，减小后体阻力。
3.航空发动机喷管受到高温气流作用，承受极高的温度载荷，其构件易被烧蚀，红外辐射特征明显，对此，当前，多是利用发动机外涵气流对喷管构件进行冷却，降低喷管构件的温度，避免喷管构件被烧蚀，以及抑制红外辐射特征，提升红外隐身能力，然而外涵气流还需要用来对其他必需的高温部件进行冷却、降温，对于喷管所能够提供降温能力有限，在航空发动机处于大工况或者需要进行急速降温快速提升红外隐身能力时，并不能够很好的满足航空发动机喷管的冷却需求。
4.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
5.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本技术的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

6.本技术的目的是提供一种航空发动机喷管，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
7.本技术的技术方案是：
8.一种航空发动机喷管，包括：
9.圆转方段，前端连接在发动机后端，后端外壁具有连接边；
10.两个收敛段，前端铰接在圆转方段后端两个相对侧壁的连接边上；
11.两个扩张段，前端铰接在两个收敛段后端；
12.两个外调节片，位于两个收敛段、扩张段外侧，前端对应铰接在圆转方段后端两个相对侧壁的连接边上；
13.两个前段侧壁，前端连接在圆转方段后端另外两个相对侧壁的连接边上，圆转方段后端该两个相对侧壁上具有让位孔；
14.两个后段侧壁，前端连接在两个前段侧壁后端，与两个前段侧壁后端之间形成后向排气缝，且壁面上具有多个气膜孔；
15.两个侧壁外罩，位于两个前段侧壁、后段侧壁外侧，前端对应连接在圆转方段后端两个相对侧壁的连接边上，以及与两个前段侧壁、后段侧壁沿边缘连接，与两个前段侧壁、后段侧壁之间形成冷却排气腔；冷却排气腔连通各个气膜孔；
16.两个相变冷却介质射流管，一端穿过两个让位孔伸入到冷却排气腔中，伸入到冷
却排气腔中部分侧壁具有多处沿轴向分布的射流孔。
17.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机喷管中，两个扩张段、外调节片后端呈尖锥型；
18.两个前段侧壁、后段侧壁、侧壁外罩整体呈v型；
19.后向排气缝呈后向扩大的v型。
20.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机喷管中，两个外调节片向内收敛。
21.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机喷管中，两个相变冷却介质射流管伸入到冷却排气腔的一端封堵，流通面积为其上射流孔面积的1.75～2倍。
22.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机喷管中，两个相变冷却介质射流管上各处射流孔的数量为大于三的奇数，且是朝向两个后段侧壁或侧壁外罩，与后段侧壁或侧壁外罩间的夹角不超过90
°
，并位于中间的射流孔垂直于后段侧壁或侧壁外罩。
23.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机喷管中，还包括：
24.两个隔板，在两个冷却排气腔中设置，将冷却排气腔分割为对应于前段侧壁、后段侧壁的前冷却排气腔、后冷却排气腔，其中，前冷却排气腔连通后向排气缝；后冷却排气腔连通各个气膜孔；
25.两个相变冷却介质射流管贯穿隔板设置，且其上具有多个分支后向倾斜的支管路，各个支管管路上具有多处射流孔；
26.两个相变冷却介质射流管上支管路及其射流孔部分位于前冷却排气腔，部分位于后冷却排气腔，且位于后冷却排气腔射流孔的分布密度大于位于前冷却排气腔射流孔的分布密度。
27.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机喷管中，还包括：
28.两个垫环，套设在两个相变冷却介质射流管外周，焊接在对应两个相对侧壁连接边的外侧；
29.两个连接法兰，套接在两个相变冷却介质射流管上，与两个垫环之间止口定心、定位，且在其间设置密封垫，并与两个垫环之间通过螺栓连接，螺栓头部与连接法兰之间设置弹簧垫圈。
30.本技术至少存在以下有益技术效果：
31.提供一种航空发动机喷管，在发动机处于大工况或者需要进行急速进行降温提升红外隐身能力的情况下，可通过相变冷却介质射流管向冷却排气腔中通入相变冷却介质，以相变的形式吸热，对前段侧壁、后段侧壁、侧壁外罩进行冷却，其后通过经后向排气缝及其气膜孔排出，在后段侧壁内侧形成气膜，可实现对前段侧壁、后段侧壁、侧壁外罩的急速降温，在短时间内降低前段侧壁、后段侧壁、侧壁外罩的温度，避免喷管构件被烧蚀，提升发动机的红外隐身能力，弥补外涵气流冷却能力的不足。
附图说明
32.图1是本技术实施例提供的航空发动机喷管的外形图；
33.图2是本技术实施例提供的航空发动机喷管的剖视图；
34.图3是本技术实施例提供的航空发动机喷管去除侧壁外罩的侧向视图图；
35.图4是本技术实施例提供的航空发动机喷管部分结构的示意图；
36.图5是本技术实施例提供的相变冷却介质射流管具有射流孔处的截面示意图；
37.其中：
38.1-圆转方段；2-收敛段；3-扩张段；4-外调节片；5-前段侧壁；6-后段侧壁；7-侧壁外罩；8-相变冷却介质射流管；9-隔板；10-垫环；11-连接法兰；12-密封垫；13-螺栓；14-弹簧垫圈；
39.a-后向排气缝；
40.b-气膜孔；
41.c-射流孔。
42.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本技术的限制。
具体实施方式
43.为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
44.此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
45.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
46.下面结合附图1至图5对本技术做进一步详细说明。
47.一种航空发动机喷管，包括：
48.圆转方段1，前端连接在发动机后端，后端外壁具有连接边；
49.两个收敛段2，前端铰接在圆转方段1后端两个相对侧壁的连接边上；
50.两个扩张段3，前端铰接在两个收敛段2后端；
51.两个外调节片4，位于两个收敛段2、扩张段3外侧，前端对应铰接在圆转方段1后端两个相对侧壁的连接边上；
52.两个前段侧壁5，前端连接在圆转方段1后端另外两个相对侧壁的连接边上，圆转方段1后端该两个相对侧壁上具有让位孔；
53.两个后段侧壁6，前端连接在两个前段侧壁5后端，与两个前段侧壁5后端之间形成后向排气缝a，且壁面上具有多个气膜孔b；
54.两个侧壁外罩7，位于两个前段侧壁5、后段侧壁6外侧，前端对应连接在圆转方段1后端两个相对侧壁的连接边上，以及与两个前段侧壁5、后段侧壁6沿边缘连接，与两个前段侧壁5、后段侧壁6之间形成冷却排气腔；冷却排气腔连通各个气膜孔b；
55.两个相变冷却介质射流管8，一端穿过两个让位孔伸入到冷却排气腔中，伸入到冷却排气腔中部分侧壁具有多处沿轴向分布的射流孔c。
56.上述实施例公开的航空发动机喷管，其中，圆转方段1、收敛段2、扩张段3、外调节片4之间的连接关系及其具体结构设计，具体可参照cn113107706，在此不再进行更细致的说明。
57.在发动机处于大工况或者需要进行急速进行降温提升红外隐身能力的情况下，上述实施例公开的航空发动机喷管，可通过相变冷却介质射流管8向冷却排气腔中通入相变冷却介质，以相变的形式吸热，对前段侧壁5、后段侧壁6、侧壁外罩7进行冷却，其后通过经后向排气缝a及其气膜孔b排出，在后段侧壁6内侧形成气膜，可实现对前段侧壁5、后段侧壁6、侧壁外罩7的急速降温，在短时间内降低前段侧壁5、后段侧壁6、侧壁外罩7的温度，避免喷管构件被烧蚀，提升发动机的红外隐身能力，弥补外涵气流冷却能力的不足。
58.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机喷管中，两个扩张段3、外调节片4后端呈尖锥型，两个前段侧壁5、后段侧壁6、侧壁外罩7整体呈v型，后向排气缝a呈后向扩大的v型，以保证发动机喷管的气动性能，以及能够取得较好的冷却效果，且能够具备较好的雷达隐身性能。
59.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机喷管中，两个外调节片4向内收敛，可降低喷管排出高温气体的噪声，以及提高隐身效果。
60.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机喷管中，两个相变冷却介质射流管8伸入到冷却排气腔的一端封堵，流通面积为其上射流孔c面积的1.75～2倍，以保证相变冷却介质的供应能力，保证对航空发动机构件的急速冷却效果。
61.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机喷管中，两个相变冷却介质射流管8上各处射流孔c的数量为大于三的奇数，且是朝向两个后段侧壁6或侧壁外罩7，与后段侧壁6或侧壁外罩7间的夹角不超过90
°
，并位于中间的射流孔c垂直于后段侧壁6或侧壁外罩7，使经射流孔c喷出的相变冷却介质能够高效的冲击到后段侧壁6、侧壁外罩7，保证对后段侧壁6、侧壁外罩7的冷却效果。
62.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机喷管中，还包括：
63.两个隔板9，在两个冷却排气腔中设置，将冷却排气腔分割为对应于前段侧壁5、后段侧壁6的前冷却排气腔、后冷却排气腔，其中，前冷却排气腔连通后向排气缝a；后冷却排气腔连通各个气膜孔b；
64.两个相变冷却介质射流管8贯穿隔板9设置，且其上具有多个分支后向倾斜的支管
路，各个支管管路上具有多处射流孔；
65.两个相变冷却介质射流管8上支管路及其射流孔c部分位于前冷却排气腔，经该部分射流孔c喷出的相变冷却介质，进入前冷却排气腔，相变后经后向排气缝a排出，部分位于后冷却排气腔，经该部分射流孔c喷出的相变冷却介质，进入后冷却排气腔，相变后经气膜孔b排出，位于后冷却排气腔射流孔c的分布密度大于位于前冷却排气腔射流孔c的分布密度，以使对前段侧壁5、后段侧壁6的冷却效果均匀。
66.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机喷管中，还包括：
67.两个垫环10，套设在两个相变冷却介质射流管8外周，焊接在对应两个相对侧壁连接边的外侧；
68.两个连接法兰11，套接在两个相变冷却介质射流管8上，与两个垫环10之间止口定心、定位，且在其间设置密封垫12，并与两个垫环10之间通过螺栓13连接，螺栓13头部与连接法兰11之间设置弹簧垫圈14。
69.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机喷管中，相变冷却介质射流管8及其相应的构件，对应于两个冷却排气腔有两组，每组为两个。
70.上述实施例公开的航空发动机喷管，可以实现主动按需控制引入相变冷却介质流量，根据实际场景需求，按需使用相变冷却介质流量，如逃逸中，可主动控制开启使用或增流使用，常规巡航状态可调至流量适中状态或者不使用，其中所说的相变冷却介质具体可采用超临界二氧化碳(-58.5摄氏度)或者液氮(-196摄氏度)等。
71.上述实施例公开的航空发动机喷管，冷却介质从喷管侧壁上的孔流出，可与高温主流掺混，在排向高温主流的同时，也能够卷吸外界空气，可增强与高温主流的换热，降低喷管后排气主流的高温核心区长度，从而能够有效降低了喷流的红外辐射强度。
72.说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
73.至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，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技术的保护范围之内。

技术特征：
1.一种航空发动机喷管，其特征在于，包括：圆转方段(1)，前端连接在发动机后端，后端外壁具有连接边；两个收敛段(2)，前端铰接在圆转方段(1)后端两个相对侧壁的连接边上；两个扩张段(3)，前端铰接在两个收敛段(2)后端；两个外调节片(4)，位于两个收敛段(2)、扩张段(3)外侧，前端对应铰接在圆转方段(1)后端两个相对侧壁的连接边上；两个前段侧壁(5)，前端连接在圆转方段(1)后端另外两个相对侧壁的连接边上，圆转方段(1)后端该两个相对侧壁上具有让位孔；两个后段侧壁(6)，前端连接在两个前段侧壁(5)后端，与两个前段侧壁(5)后端之间形成后向排气缝(a)，且壁面上具有多个气膜孔(b)；两个侧壁外罩(7)，位于两个前段侧壁(5)、后段侧壁(6)外侧，前端对应连接在圆转方段(1)后端两个相对侧壁的连接边上，以及与两个前段侧壁(5)、后段侧壁(6)沿边缘连接，与两个前段侧壁(5)、后段侧壁(6)之间形成冷却排气腔；冷却排气腔连通各个气膜孔(b)；两个相变冷却介质射流管(8)，一端穿过两个让位孔伸入到冷却排气腔中，伸入到冷却排气腔中部分侧壁具有多处沿轴向分布的射流孔(c)。2.根据权利要求1所述的航空发动机喷管，其特征在于，两个扩张段(3)、外调节片(4)后端呈尖锥型；两个前段侧壁(5)、后段侧壁(6)、侧壁外罩(7)整体呈v型；后向排气缝(a)呈后向扩大的v型。3.根据权利要求1所述的航空发动机喷管，其特征在于，两个外调节片(4)向内收敛。4.根据权利要求1所述的航空发动机喷管，其特征在于，两个相变冷却介质射流管(8)伸入到冷却排气腔的一端封堵，流通面积为其上射流孔(c)面积的1.75～2倍。5.根据权利要求1所述的航空发动机喷管，其特征在于，两个相变冷却介质射流管(8)上各处射流孔(c)的数量为大于三的奇数，且是朝向两个后段侧壁(6)或侧壁外罩(7)，与后段侧壁(6)或侧壁外罩(7)间的夹角不超过90
°
，并位于中间的射流孔(c)垂直于后段侧壁(6)或侧壁外罩(7)。6.根据权利要求1所述的航空发动机喷管，其特征在于，还包括：两个隔板(9)，在两个冷却排气腔中设置，将冷却排气腔分割为对应于前段侧壁(5)、后段侧壁(6)的前冷却排气腔、后冷却排气腔，其中，前冷却排气腔连通后向排气缝(a)；后冷却排气腔连通各个气膜孔(b)；两个相变冷却介质射流管(8)贯穿隔板(9)设置，且其上具有多个分支后向倾斜的支管路，各个支管管路上具有多处射流孔；两个相变冷却介质射流管(8)上支管路及其射流孔(c)部分位于前冷却排气腔，部分位于后冷却排气腔，且位于后冷却排气腔射流孔(c)的分布密度大于位于前冷却排气腔射流孔(c)的分布密度。7.根据权利要求1所述的航空发动机喷管，其特征在于，
还包括：两个垫环(10)，套设在两个相变冷却介质射流管(8)外周，焊接在对应两个相对侧壁连接边的外侧；两个连接法兰(11)，套接在两个相变冷却介质射流管(8)上，与两个垫环(10)之间止口定心、定位，且在其间设置密封垫(12)，并与两个垫环(10)之间通过螺栓(13)连接，螺栓(13)头部与连接法兰(11)之间设置弹簧垫圈(14)。

技术总结
本申请属于航空发动机喷管设计技术领域，具体涉及一种航空发动机喷管，在发动机处于大工况或者需要进行急速进行降温提升红外隐身能力的情况下，可通过相变冷却介质射流管向冷却排气腔中通入相变冷却介质，以相变的形式吸热，对前段侧壁、后段侧壁、侧壁外罩进行冷却，其后通过经后向排气缝及其气膜孔排出，在后段侧壁内侧形成气膜，可实现对前段侧壁、后段侧壁、侧壁外罩的急速降温，在短时间内降低前段侧壁、后段侧壁、侧壁外罩的温度，避免喷管构件被烧蚀，提升发动机的红外隐身能力，弥补外涵气流冷却能力的不足。气流冷却能力的不足。气流冷却能力的不足。


技术研发人员：王殿磊 王伟 孙旭 王旭
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：2023.06.16
技术公布日：2023/8/31