一种双层折流气膜冷却内锥体结构的制作方法

1.本技术属于航空发动机技术领域，特别涉及一种双层折流气膜冷却内锥体结构。


背景技术：

2.随着对飞行器及发动机的后视雷达及红外隐身性能要求的提高，传统的单层全锥(图1中a图所示)或截锥结构(图1中b图所示)的内锥体未进行隐身设计，其后视雷达可探测性较大，已无法满足隐身要求。
3.因此迫切需要一种全新结构的内锥体，以提高内锥体的后视雷达及红外隐身性能。


技术实现要素：

4.本技术的目的是提供了一种双层折流气膜冷却内锥体结构，以解决现有技术中的加力燃烧室内锥体温度高而不能有效降低后视雷达及红外可探测性的问题。
5.本技术的技术方案是：一种双层折流气膜冷却内锥体结构，所述内锥体结构包括：
6.尖锥结构的锥体外层，所述锥体外层的壁面上靠近大端一侧沿着气流流向设有若干圈气膜冷却孔；
7.锥体内层，所述锥体内层设置在锥体外层的内侧且与锥体外层之间具有间隙而形成折返通道，所述锥体内层的前端具有多个周向分布的开口，流入所述锥体内层内部的气流能够自所述开口流入进折返通道，并从气膜冷却孔流出，从而在锥体外层外壁面形成气膜。
8.进一步的，所述锥体外层的大端内侧设有止口结构，所述锥体内层包括锥体内壁，所述锥体内壁的大端适配于所述止口结构，通过连接件穿过所述锥体外层的止口结构而与所述锥体内层固定连接。
9.进一步的，所述止口结构成l型。
10.进一步的，所述锥体外层的尖端内侧中心沿着气流反向延伸有导向尖端，所述锥体内层包括固定在锥体内壁前端的锥体支撑，所述锥体支撑具有导向管，所述导向管具有适配于导向尖端直径的导向通道。
11.进一步的，所述导向尖端为圆柱形结构。
12.进一步的，所述导向尖端与所述导向管之间滑动连接。
13.进一步的，所述开口位于所述锥体支撑上。
14.进一步的，所述开口为扇形。
15.进一步的，所述锥体内层还包括多个固定在锥体内壁上的通道保持支架，多个通道保持支架形成若干圈支撑结构用于支撑所述锥体外层。
16.进一步的，所述通道保持支架成梯形结构，所述梯形结构的底端与锥体内壁焊接固定，梯形结构的顶端支撑锥体外层。
17.本技术提供的内锥体结构通过内外锥体构成双层折流式的通道，实现锥体外内层
高压对高压、低压对低压出气的结构，从而有效避免冷却气分布不均的问题，提高内锥体的红外隐身性。
附图说明
18.为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，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技术的一些实施例。
19.图1为现有技术中加力燃烧室内锥体全锥和截锥结构示意图。
20.图2为本技术中的锥体外层结构示意图。
21.图3为图2中的i部局部放大图。
22.图4为本技术中的锥体外层总体结构示意图。
23.图5为本技术中的锥体内层结构示意图。
24.图6为本技术中的锥体支撑结构示意图。
25.图7为本技术中的通道保持支架结构示意图。
26.图8为本技术中的锥体外层与锥体内层安装后的内锥体结构示意图。
27.图9为本技术一实施例中的支撑环安装位置示意图。
具体实施方式
28.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
29.本技术针对加力燃烧室内锥体的红外隐身冷却问题，设计了一种通过双层锥折流方式实现锥体外内层高压对高压、低压对低压出气的内锥体结构，从而有效避免冷却气分布不均的问题。
30.本技术提供的内锥体结构主要由锥体外层1和锥体内层2构成，锥体外层1与锥体内层2通过螺栓连接。
31.如图2至图4所示，锥体外层1整体上为尖锥结构，其截面沿气流流向逐渐减小，从而可以有效降低后视雷达的可探测性。在锥体外层1的大端外壁附近设置有若干圈的气膜冷却孔13，若干圈的气膜冷却孔13沿着内锥体结构的轴线方向布置。通过气膜冷却孔13可以在锥体外层1的外壁面形成气膜，从而有效降低锥体外层1的外壁面壁温，达到降低内锥体后视红外可探测性。同时，锥体外层1与适配其的锥体外环(未示出)一起形成阔压通道，用于对加力燃烧室内涵高速气流进行减速扩压。
32.锥体外层1的锥端内侧中心向前(即气流来向)延伸有导向尖端11，导线尖端11被配置为圆柱形结构。锥体外层1的大端内侧设有止口结构12，止口结构12为l型结构，通过该止口结构12实现锥体外层1与锥体内层2配合安装。
33.如图5至图7所示，锥体内层2主要包括锥体内壁21、锥体支撑22及通道保持支架23。
34.锥体内壁21的形状与锥体外层1的形状大致相同，在锥体内壁21的大端适配于止口结构12，且具有周向设置的多个螺栓孔，通过螺栓穿过该螺栓孔而降锥体内层2与锥体内层1固定连接在一起，通过锥体内层2与锥体外层1共同构成折流形式的冷却流路，使冷却气形成高压对高压、低压对低压的出气形式。
35.锥体支撑22整体上呈锥形，在锥形结构上设有多个开口221，多个开口211以锥体支撑22的轴线均布。在本技术优选实施例中，该开口221的形状为扇形，以便提供较大程度的开口面积。在锥形结构的前端沿着轴线向外延伸有一导向管222，导向管222内部具有穿惯的导向通道223。锥体支撑22焊接固定于锥体内壁21的前端，其与锥体内壁21一起构成锥体内层主体结构，用于对锥体内层起到支撑导向作用。导向管222的导向通道223与锥体外层1的导向尖端11配合，从而起到对锥体内层1的定心作用。在本技术中，导向管222与导向尖端11在轴向上无限位机构，两者可以相对滑动。
36.通道保持支架23为多个，其焊接在锥体内层2的外壁面，从而形成一圈或多圈的支撑结构，用于保证锥体内层2与锥体内层1之间的冷却通道保持在一定的高度，同时提高锥体内外层的结构强度。在本技术中，通道保持支架23整体上梯形，梯形结构的底端与锥体内层2焊接，梯形结构的顶端支撑锥体外层1。在本技术优选实施例中，通道保持支架23梯形结构的顶端平面设有通孔233，通过该通孔233可在锥体内层2与锥体外层1安装后用于测量通道保持支架23到锥体内锥21的壁面高度，防止内外层装配时干涉。
37.如图8所示，在内锥体结构使用时，气流自内锥体结构的大端流入，当气流流至锥体内层1的锥形前端时，沿着锥体支撑22的开口221流进锥体内层1与锥体外层2之间的通道内，并沿着折返方向流通，最终从锥体外层1的气膜冷却孔13流出。
38.如图9所示，在本技术优选实施例中，内锥体结构还包括一个或多个支撑环3，一个或多个支撑环3的长度适配于锥体内层2轴向方向上一个或多个截面直径，通过支撑环3支撑锥体内层2而防止锥体内层1向内塌缩变形。
39.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术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技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。