一种航空涡喷发动机尾喷管的结构的制作方法

本发明涉及航空涡喷发动机，尤其涉及一种航空涡喷发动机尾喷管的结构。

背景技术：

1、航空涡喷发动机由进气道、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管组成。尾喷管又称排气喷管、喷管或推力喷管，它是涡喷发动机中经过涡轮排出的高温高压气体以高速排出的发动机组件，用以产生巨大推力。

2、涡喷发动机的正常运转时，排气吹动航空发动机排气涡轮叶片的旋转带动主轴的旋转从而带动进气叶片的旋转，大量的空气经过旋转的进气叶轮后，体积被压缩后进入燃烧室并和喷油器喷出的燃油混合形成可燃混合气，混合气被点然后，体积剧烈膨胀温度急剧升高，并通过的涡轮导向器排出高温高速高能量的气体，推动涡轮的旋转。

3、当前，小型涡喷发动机向着高推重比、低成本和结构简单可靠等方向发展。对尾喷管进行改进，减少涡喷发动机的零部件数量，使结构简单化，降低了整机的重量，对提高小型涡喷发动机整机性能具有重要意义。

4、基于此，本案由此提出。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种航空涡喷发动机尾喷管的结构，以简化航空涡喷发动机结构，降低整机重量。

2、为了实现上述目的，本发明的技术方案如下：

3、一种航空涡喷发动机尾喷管的结构，包括尾喷管和快速启动装置，所述快速启动装置包括火药室管、火药室、火药室接座、引信管、引气管、导气管及导气管接座；所述火药室管和导气管接座均固定在尾喷管上，火药室和火药室接座均安装在火药室管内，火药室接座内设有连通腔，所述引气管一端与连通腔连通，另一端与火药室连通，所述引信管的一端与连通腔连通，另一端通向尾喷管外部，所述导气管接座内设有用于向涡喷发动机的涡轮叶片喷气的射流管，所述导气管的一端与连通腔连通，另一端引至导气管接座并与射流管连通。

4、进一步的，所述尾喷管的管径由一端向另一端逐步缩小，所述导气管接座固定在尾喷管的大口径端外壁处。

5、进一步的，所述尾喷管的大口径端外壁处设有一体成型的法兰。

6、进一步的，所述火药室管设置在尾喷管内，且火药室管的外壁与尾喷管内壁之间通过加强筋连接固定。

7、进一步的，所述火药室位于火药室管内且与两者间隙配合，引气管与火药室一体成型，所述引气管露出火药室的一端设有外螺纹，所述火药室接座上设有可与引气管螺纹连接的内螺纹孔，内螺纹孔与连通腔连通。

8、进一步的，所述火药室远离火药室接座的一端的外壁处设有旋拧螺帽。

9、进一步的，所述火药室接座远离火药室的一端的外壁处设有旋拧螺帽。

10、进一步的，所述引信管有两根且呈对称分布。

11、进一步的，所述导气管有两根且呈对称分布，导气管接座有两个且呈对称分布。

12、本发明的优点在于：在不改变涡喷发动机核心零部件结构前提下，将快速启动装置和尾喷管结合成一体，减少了涡喷发动机的零部件数量，使结构简单化，降低了整机的重量；并且该启动方案可以利用加装火药药体的方式重复使用该发动机，降低了使用成本。

技术特征：

1.一种航空涡喷发动机尾喷管的结构，包括尾喷管和快速启动装置，其特征在于，所述快速启动装置包括火药室管、火药室、火药室接座、引信管、引气管、导气管及导气管接座；所述火药室管和导气管接座均固定在尾喷管上，火药室和火药室接座均安装在火药室管内，火药室接座内设有连通腔，所述引气管一端与连通腔连通，另一端与火药室连通，所述引信管的一端与连通腔连通，另一端通向尾喷管外部，所述导气管接座内设有用于向涡喷发动机的涡轮叶片喷气的射流管，所述导气管的一端与连通腔连通，另一端引至导气管接座并与射流管连通。

2.如权利要求1所述的一种航空涡喷发动机尾喷管的结构，其特征在于，所述尾喷管的管径由一端向另一端逐步缩小，所述导气管接座固定在尾喷管的大口径端外壁处。

3.如权利要求2所述的一种航空涡喷发动机尾喷管的结构，其特征在于，所述尾喷管的大口径端外壁处设有一体成型的法兰。

4.如权利要求1所述的一种航空涡喷发动机尾喷管的结构，其特征在于，所述火药室管设置在尾喷管内，且火药室管的外壁与尾喷管内壁之间通过加强筋连接固定。

5.如权利要求1所述的一种航空涡喷发动机尾喷管的结构，其特征在于，所述火药室位于火药室管内且与两者间隙配合，引气管与火药室一体成型，所述引气管露出火药室的一端设有外螺纹，所述火药室接座上设有可与引气管螺纹连接的内螺纹孔，内螺纹孔与连通腔连通。

6.如权利要求4所述的一种航空涡喷发动机尾喷管的结构，其特征在于，所述火药室远离火药室接座的一端的外壁处设有旋拧螺帽。

7.如权利要求4所述的一种航空涡喷发动机尾喷管的结构，其特征在于，所述火药室接座远离火药室的一端的外壁处设有旋拧螺帽。

8.如权利要求1所述的一种航空涡喷发动机尾喷管的结构，其特征在于，所述引信管有两根且呈对称分布。

9.如权利要求1所述的一种航空涡喷发动机尾喷管的结构，其特征在于，所述导气管有两根且呈对称分布，导气管接座有两个且呈对称分布。

技术总结
本发明涉及一种航空涡喷发动机尾喷管的结构，包括尾喷管、火药室管、火药室、火药室接座、引信管、引气管、导气管及导气管接座；所述火药室管和导气管接座与尾喷管固定，火药室和火药室接座安装在火药室管内，火药室接座内设有连通腔，所述引气管一端与连通腔连通，另一端与火药室连通，所述引信管的一端与连通腔连通，另一端通向尾喷管外部，所述导气管接座内设有射流管，所述导气管的一端与连通腔连通，另一端与射流管连通；优势在于：在不改变涡喷发动机结构的前提下，将快速启动装置和尾喷管结合成一体，减少了涡喷发动机的零部件数量，使结构简单化，降低了整机的重量；并且可以利用加装火药药体的方式重复使用该发动机，降低了使用成本。

技术研发人员：张继远
受保护的技术使用者：哈工大机器人集团（杭州湾）国际创新研究院
技术研发日：
技术公布日：2024/1/13