轴对称塞式喷管支板冷却结构及具有其的航空发动机的制作方法

本发明涉及航空发动机喷管技术领域，特别涉及轴对称塞式喷管支板冷却结构及具有其的航空发动机。

背景技术：

塞式喷管有高落压比和高隐身性能等优点，应用前景广泛。但轴对称塞式喷管中，塞锥支板受来流高温燃气的冲刷，壁面温度很高，经常超过材料耐热温度，造成烧蚀，影响喷管寿命，而且支板机构体积小，冷却结构难、冷却效果低。受支板壁面温度过高的限制，严重影响了喷管以及主机性能。

现有轴塞式喷管塞锥支板冷却方案并未结合喷管的气动和温度情况进行优化设计，其具有如下缺陷：

1)喷管中气流温度和压力分布不均匀，靠近套筒位置温度较低，中心位置温度高，即塞锥支板表面的温度分布差异很大，而现有的冷却技术没有根据实际情况进行差异化冷却，造成塞锥支板表面温差大，热应力大；

2)塞锥支板迎风面和背风面压力差异巨大，现有的冷却结构使没有差异化的利用冷却气，造成冷气量的浪费，没能高效冷却；

3)支板结构小，所受的冲击力大，热负荷大，简单的冷却技术没有综合考虑其结构强度等因素。

技术实现要素：

为克服上述现有技术存在的至少一种缺陷，本发明提供了轴对称塞式喷管支板冷却结构，喷管支板的一端与发动机筒体连接，另一端与塞锥连接，所述喷管支板包括外壁和内壁，所述外壁和所述内壁之间形成冷却通道，所述外壁设有多排气膜孔，所述气膜孔的数量随靠近所述塞锥而增多。

优选的，所述冷却通道内设有多排扰流柱，所述扰流柱的两端分别与所述外壁和所述内壁连接，且所述扰流柱的数量随靠近所述塞锥而增多。

优选的，所述喷管支板周向均布于所述发动机筒体和所述塞锥之间，其数量为3～8个。

优选的，所述气膜孔呈错排分布，其数量为34～56个。

优选的，所述扰流柱呈错排分布，其数量为40～60个。

本发明还提供了航空发动机，其包含上述轴对称塞式喷管支板冷却结构。

本发明提供的轴对称塞式喷管支板冷却结构及具有其的航空发动机，具有如下有益效果：

1、有效降低塞锥支板表面温度，保证塞锥支板不被烧蚀，保证喷管安全；

2、根据中心中温度高，套筒壁面温度低的情况，对靠近中心的部位进行高效冷却，靠近套筒的部位简单冷却，根据压力不同，塞锥迎风面压力大，只采用扰流柱增加冷却效果，背风面增加了气膜孔冷却，采用不同的冷却方式，达到节约冷气量，高效冷却的目的。

附图说明

以下参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释和说明本发明，而不能理解为对本发明的保护范围的限制。

图1是本发明提供的支板冷却结构的立体示意图；

图2是图1的俯视图；

图3是图1的俯视剖视图；

图4是本发明提供的支板冷却结构内部的局部放大图；

图5是本发明在航空发动机中应用的结构示意图。

附图标记：

10喷管支板

11外壁

12内壁

20冷却通道

30气膜孔

40扰流柱

80发动机筒体

90塞锥

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。

需要说明的是：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，在不冲突的情况下，

本技术：
中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。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。

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，均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。

在本文中，“示意性”表示“充当实例、例子或说明”，不应将在本文中被描述为“示意性”的任何图示、实施方式解释为一种更优选的或更具优点的技术方案。

如图1及图2所示，本发明提供了轴对称塞式喷管支板冷却结构，包括喷管支板10，喷管支板10的一端与发动机筒体80连接，另一端与塞锥90连接，喷管支板10周向均布于发动机筒体80和塞锥90之间，其数量为3～8个。

如图2及图3所示，喷管支板10包括外壁11和内壁12，外壁11和内壁12之间形成冷却通道20，外壁11设有多排气膜孔30，每排气膜孔30包括多个气膜孔30，冷却气通过冷却通道20顶部进入对喷管支板10进行冷却，并从气膜孔30流出。由于越靠近塞锥90的区域温度越高，越需要冷却，因此本发明中气膜孔30的数量随靠近塞锥90而增多，即喷管支板10上的气膜孔30越靠近塞锥90，气膜孔30越密集，开孔率越大，每排气膜孔30包含的气膜孔30数量越多，气膜孔30呈错排分布，其数量为34～56个。通过对塞锥支板不同区域采取不同的冷却方式，解决塞锥支板表面温度不均情况，并以此达到节约冷气量，高效冷却的目的。

如图2及图4所示，在本发明提供的其中一个实施例中，冷却通道20内设有多排扰流柱40，扰流柱40的两端分别与外壁11和内壁12连接，且扰流柱40的数量随靠近塞锥90而增多，扰流柱40越靠近塞锥90就越密集，每排扰流柱40包含的扰流柱40数量越多，以此达到增加冷却效率的目的。扰流柱40呈错排分布，其数量为40～60个。

如图5所示，本发明还提供了航空发动机，其包含上述的轴对称塞式喷管支板冷却结构，通过该支板冷却结构对发动机喷管进行冷却。

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

技术特征：

技术总结
本发明涉及航空发动机喷管技术领域，具体提供了轴对称塞式喷管支板冷却结构，喷管支板的一端与发动机筒体连接，另一端与塞锥连接，喷管支板包括外壁和内壁，外壁和内壁之间形成冷却通道，外壁设有多排气膜孔，气膜孔的数量随靠近塞锥而增多，冷却通道内设有多排扰流柱，扰流柱的两端分别与外壁和内壁连接，且扰流柱的数量随靠近塞锥而增多。本发明根据中心中温度高，套筒壁面温度低的情况，对靠近中心的部位进行高效冷却，靠近套筒的部位简单冷却，根据压力不同，塞锥迎风面压力大，只采用扰流柱增加冷却效果，背风面增加了气膜孔冷却，采用不同的冷却方式，达到节约冷气量，高效冷却的目的。

技术研发人员：王旭;金文栋;邓洪伟;杜桂贤;王伟
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：2017.11.10
技术公布日：2018.03.23