一种飞机发动机排气管及具有其的飞机的制作方法

本发明涉及飞机发动机技术领域，具体涉及一种飞机发动机排气管及具有其的飞机。

背景技术：

涡轮发动机及短舱通过发动机架吊挂于飞机机翼下前方，发动机燃油燃烧后产生的高温高速燃气通过尾喷管直接排出机体，发动机尾喷高温气流会导致机翼油箱舱下壁板过热，对飞机机体的危害。同时，也会造成安装在发动机壳体外壁和短舱内附件的温度过高，影响使用性能及使用寿命。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种飞机发动机排气管及具有其的飞机，利用发动机排气管将发动机燃油燃烧后产生的高温高速燃气排出机体，并有效避免对飞机机体的危害，同时利用燃气喷射时产生的引射作用冷却发动机短舱，以解决或至少减轻背景技术中所存在的至少一处的问题。

本发明的技术方案是：提供一种飞机发动机排气管，飞机发动机排气管包含：

内管，所述内管包含内管过渡段和内管延伸段，所述内管过渡段的一端与发动机尾喷管连接，另一端连接所述内管延伸段，所述内管延伸段的轴线与所述发动机尾喷管的轴线形成一夹角；

及外管，所述外管套设在所述内管的外侧；

所述内管与外管之间形成沿内管的轴线方向的环形空腔。

优选的，所述内管过渡段与内管延伸段一体成型，所述内管由两个半环形管焊接而成，所述内管过渡段远离所述内管延伸段的一端设置有连接法兰，所述内管延伸段远离所述内管过渡段的一端设置有加强筋。

优选的，所述连接法兰与所述内管过渡段以可拆卸方式固定连接。

优选的，所述外管包含第一半环形管和第二半环形管，所述第一半环形管与第二半环形管通过卡箍对接安装；所述外管包含外管过渡段和外管延伸段，所述外管过渡段与所述外管延伸段分别与所述内管过渡段及内管延伸段对称设置。

优选的，所述外管延伸段的轴线与所述内管延伸段的轴线重合，所述内管延伸段的轴线与发动机尾喷管的轴线夹角为20度。

优选的，所述内管与外管之间设置有多个支架，多个所述支架沿所述外管的圆周均布设置，将所述外管支撑在所述内管上。

优选的，所述飞机发动机排气管还包含箍圈，所述箍圈用于连接所述外管与发动机尾喷管。

优选的，所述飞机发动机排气管还包含多个支撑板，所述支撑板包含固定块和支撑块，所述固定块与所述连接法兰固定连接，所述支撑块用于支撑所述外管端部的内侧壁。

优选的，所述支撑板还包含筋板；所述固定块与所述支撑块在所述连接法兰的轴向截面相互垂直，所述筋板用于支撑所述固定块与支撑块。

本发明还提供了一种飞机，所述飞机包含如上所述的飞机发动机排气管。

本发明的优点在于：本发明的飞机发动机排气管与飞机的发动机尾喷管连接，排气管的轴线与发动机尾喷管的轴线形成向下偏转的夹角，将尾喷气流导向远离机翼下表面的方向，有效避免了高温高速燃气对飞机机体的危害；内管与外管形成的双层结构形式可以充分利用发动机尾喷流的引射作用，使发动机短舱内的压力低于外界大气压力，冷却空气从短舱侧壁上的冷却通风口被吸入发动机短舱，达到冷却发动机短舱内附件以及尾喷管壁温的目的，充分冷却发动机短舱温度及排气管壁温，结构形式简单、安装便捷、使用寿命长。

附图说明

图1是本发明一实施例的飞机发动机排气管的示意图。

图2是图1所示的b-b的剖视图。

图3是图1所示的c-c的剖视图。

图4是图1所示的a-a的剖视图。

图5是图4所示的e向示意图。

图6是图1所示的飞机发动机排气管中的内管示意图。

图7是图1所示的飞机发动机排气管中的外管分解示意图。

图8是图1所示的飞机发动机排气管中的支架示意图。

其中，1-内管，11-内管过渡段，12-内管延伸段，13-连接法兰，14-加强筋，2-发动机尾喷管，3-外管，31-第一半环形管，32-第二半环形管，33-外管过渡段，34-外管延伸段，4-支架，41-侧板，42-拱形板，5-箍圈，6-支撑板，61-固定块，62-支撑块，63-筋板；

d：内管延伸段的轴线与发动机尾喷管轴线的夹角。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、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。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，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例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的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，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

如图1至图8所示，一种飞机发动机排气管，包含内管1及外观3。内管1包含内管过渡段11和内管延伸段12，内管过渡段11的一端与发动机尾喷管2连接，另一端连接内管延伸段12，内管延伸段12的轴线与发动机尾喷管2的轴线形成一夹角。

在本实施例中，内管延伸段12的轴线与发动机尾喷管的轴线夹角d为20度，内管延伸段12的轴线偏离机身向下偏转20度，其优点在于，能够将发动机燃油燃烧后产生的高温高速燃气完全排出机体，并有效避免对飞机机体的危害。

可以理解的是，内管延伸段12的轴线与发动机尾喷管2的轴线夹角d还可以根据实际需要设定，以满足将发动机燃油燃烧后产生的高温高速燃气完全排出机体，并有效避免对飞机机体的危害。

外管3套设在内管1的外侧，内管1与外管3之间形成沿内管1的轴线方向的环形空腔。其优点在于，利用环形空腔可以有效降低排气管的外壁温度。

在本实施例中，内管过渡段11与内管延伸段12一体成型，内管1由两个半环形管焊接而成，所述半环形管是指过内管1的轴线将内管1分成的两个半体。内管过渡段11远离内管延伸段12的一端设置有连接法兰13，内管延伸段12远离内管过渡段11的一端设置有加强筋14。

在本实施例中，连接法兰13与内管过渡段11通过铆钉固定连接。可以理解的是，连接法兰13与内管过渡段11还可以通过其它可拆卸方式固定连接。

可以理解的是，加强筋14可以是用于加强内管延伸段12尾部强度的任何结构。例如，在一个备选实施例中，加强筋14为翻边处理结构；在另一备选实施例中，加强筋14为加厚结构。

在本实施例中，外管3包含第一半环形管31和第二半环形管32，第一半环形管31和第二半环形管32为利用过外管3的轴线的截面将外管分成的两个半体。在本实施例中，第一半环形管31与第二半环形管32通过卡箍对接安装；可以理解的是，第一半环形管31与第二半环形管32还可以通过其它方式固定连接。例如，在一个备选实施例中，第一半环形管31与第二半环形管32通过螺栓螺母组件固定连接。

在本实施例中，外管3包含外管过渡段33和外管延伸段34，外管过渡段33与外管延伸段34分别与内管过渡段11及内管延伸段12对称设置。

可以理解的是，外管过渡段33与外管延伸段34可以通过焊接固定连接，也可以通过其它方式一体成型。

在本实施例中，外管延伸段34的轴线与内管延伸段12的轴线重合，内管延伸段12的轴线与发动机尾喷管的轴线夹角为20度。

在本实施例中，内管1与外管3之间设置有多个支架4，多个支架4沿外管3的圆周均布设置，将外管3支撑在内管1上。具体的，支架4设置为类似“几”字形，包含侧板41和拱形板42，拱形板42的两侧分别连接侧板41，侧板41通过焊接方式焊接在外管的内壁上，拱形板42与外管3的内侧壁形成的通孔沿所述外管3的轴线方向设置，其优点在于，有利于气流的流通。

在本实施例中，所述飞机发动机排气管还包含箍圈5，箍圈5用于连接外管3与发动机尾喷管2。具体的，箍圈5的轴向两端设置有向外翻边结构，外管3及发动机尾喷管2的相对部分设置有卷边结构，所述向外翻边结构与卷边结构配合形成轴向固定。

在本实施例中，所述飞机发动机排气管还包含多个支撑板6，支撑板6包含固定块61和支撑块62，固定块61与连接法兰13固定连接，支撑块62用于支撑所述外管端部的内侧壁。具体的，固定块61和支撑块62一体成型，支撑板6设置为环形结构，支撑块62的外表面与外管2的内表面贴合，其优点在于，有利于增大支撑块62与外管2的接触面积，支撑更加稳定。

在本实施例中，支撑板6还包含筋板63；固定块61与支撑块62在连接法兰13的轴向截面相互垂直，筋板63用于支撑所述固定块与支撑块，其优点在于，有利于增加支撑板6的强度并减轻支撑板6的重量。

本实施例中的飞机发动机排气管设计为双层结构，包含内管1和外管3，内管1的内管延伸段11的轴线与发动机尾喷管2的轴线成20度夹角，且内管延伸段11的轴线向着远离机体的方向偏转，通过该发动机排气管可以将尾喷气流导向远离机翼下表面的方向，可以有效避免高温高速燃气对飞机机体的危害。同时，设计该种发动机双层下偏结构形式的排气管，双层结构形式可以充分利用发动机尾喷流的引射作用，使发动机短舱内的压力低于外界大气压力，冷却空气从短舱侧壁上的冷却通风口被吸入发动机短舱，达到冷却发动机短舱内附件以及尾喷管壁温的目的。

本实施例还提供了一种飞机，所述飞机包含如上所述的飞机发动机排气管。排气管与飞机发动机尾喷管连接后，排气管中的内管延伸段11的轴线与发动机尾喷管2的轴线成20度夹角，且内管延伸段11的轴线是向着偏离机体方向设置，尾喷气流导向远离机翼下表面的方向，可以有效避免高温高速燃气对飞机机体的危害。同时，设计该种发动机双层下偏结构形式的排气管，双层结构形式可以充分利用发动机尾喷流的引射作用，使发动机短舱内的压力低于外界大气压力，冷却空气从短舱侧壁上的冷却通风口被吸入发动机短舱，达到冷却发动机短舱内附件以及尾喷管壁温的目的。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。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。