中心锥及包括其的航空发动机试验用核心机的制作方法

1.本实用新型涉及一种中心锥及包括其的航空发动机试验用核心机。


背景技术：

2.航空发动机核心机用于同时验证高压部件的性能，试验过程中会将经过压气机、燃烧室、涡轮的高压气体排出，由于气流温度过高，气体排出使得中心锥壁面温度较高，也引起较大的热变形热应力，对中心锥的材料耐高温等性能以及结构强度提出严苛的要求。


技术实现要素：

3.本实用新型要解决的技术问题是为了克服现有技术的中心锥结构温度高，材料性能折减以及强度降低的问题，提供一种中心锥及包括其的航空发动机试验用核心机。
4.本实用新型是通过下述技术方案来解决上述技术问题：
5.一种中心锥，所述中心锥包括：
6.中心锥蒙皮，所述中心锥蒙皮围成锥形腔室，所述中心锥蒙皮包括内壁蒙皮和外壁蒙皮；
7.螺旋结构，所述螺旋结构形成于所述内壁蒙皮和所述外壁蒙皮之间，所述螺旋结构形成的螺旋通道沿所述中心锥蒙皮的大径端向所述中心锥蒙皮的小径端延伸。
8.本技术方案中，螺旋结构形成螺旋通道，使得从中心锥大径端进入中心锥的螺旋通道冷却气流在螺旋通道中运动，并带走中心锥壁面的热量，实现对中心锥的冷却。螺旋通道结构可以将通道高度做到极小，在冷却气源流量不大的情况下，由于通道高度小，也能获得较高的流速，使得冷却效果极佳，显著提高了中心锥结构的耐高温能力，且结构原理简便，成本低廉。
9.较佳地，所述中心锥还包括中心锥法兰，所述中心锥法兰形成于所述锥形腔室的底面。
10.本技术方案中，中心锥法兰和中心锥蒙皮连接，冷却气流从涡轮引出后，进入中心锥法兰，并进一步进入到中心锥的螺旋通道中。
11.较佳地，所述中心锥还包括紧固件，所述紧固件连接所述中心锥法兰和所述螺旋结构。
12.本技术方案中，紧固件连接，便于中心锥法兰和螺旋结构和安装和拆卸。
13.较佳地，所述螺旋结构包括凸起部，所述凸起部绕设在所述内壁蒙皮上，所述凸起部远离所述内壁蒙皮的部位与所述外壁蒙皮之间具有间隙。
14.本技术方案中，螺旋通道结构可以将通道高度做到极小，在冷却气源流量不大的情况下，由于通道高度小，也能获得较高的流速，使得冷却效果极佳，显著提高了中心锥结构的耐高温能力，且结构原理简便，成本低廉。
15.较佳地，所述中心锥蒙皮包括开口，所述开口设在所述锥形腔室的小径端。
16.本技术方案中，中心锥蒙皮上的开口，使得冷却气流沿中心锥小径端排出。
17.一种航空发动机试验用核心机，包括所述中心锥。
18.本技术方案中，将具有螺旋结构的中心锥应用在航空发动机的试验用核心机中，可以获得较高的冷却气流流速，提高冷却效果。
19.较佳地，还包括：
20.涡轮结构，所述涡轮结构位于所述中心锥的大径端，所述中心锥的小径端比大径端远离所述涡轮结构；
21.中心锥法兰，所述中心锥法兰的两个端面分别连接所述涡轮结构和所述中心锥。
22.本技术方案中，中心锥法兰将涡轮结构和航空发动机试验用核心机的中心锥进行连接。
23.较佳地，所述中心锥法兰上设有引气孔，所述引气孔连通所述涡轮结构和所述螺旋结构。
24.本技术方案中，冷却气流经过引气孔进入中心锥法兰内，并进一步进入到中心锥的螺旋结构中。
25.较佳地，所述涡轮结构上设有所述引气孔，所述引气孔连通所述涡轮结构和所述中心锥法兰。
26.本技术方案中，引气孔使得从涡轮引出的冷却气流进入中心锥法兰。
27.较佳地，还包括紧固件，所述紧固件连接所述中心锥法兰和所述涡轮结构。
28.本技术方案中，紧固件连接，便于中心锥法兰和涡轮结构的安装和拆卸。
29.本实用新型的积极进步效果在于：
30.螺旋结构形成螺旋通道，使得从中心锥大径端进入中心锥的螺旋通道冷却气流在螺旋通道中运动，并带走中心锥壁面的热量，实现对中心锥的冷却。螺旋通道结构可以将通道高度做到极小，在冷却气源流量不大的情况下，由于通道高度小，也能获得较高的流速，使得冷却效果极佳，显著提高了中心锥结构的耐高温能力，且结构原理简便，成本低廉。
附图说明
31.图1为本实用新型的中心锥安装至涡轮结构的结构示意图。
32.图2为本实用新型的中心锥安装至涡轮结构的剖面示意图。
33.图3为图2所示的剖面示意图的局部结构放大示意图。
34.图4为本实用新型的中心锥隐藏外壁蒙皮后的结构示意图。
35.图5为本实用新型航空发动机试验用核心机的中心锥法兰的结构示意图。
36.附图标记说明
37.中心锥1
38.涡轮结构2
39.中心锥蒙皮3，外壁蒙皮31，内壁蒙皮32
40.螺旋结构4，螺旋通道截面41，凸起部42
41.紧固件5
42.中心锥法兰6
43.引气孔7
44.开口8
具体实施方式
45.下面举个较佳实施例，并结合附图来更清楚完整地说明本实用新型。
46.如图1和图3所示，本实用新型公开了一种航空发动机试验用核心机的中心锥1，中心锥1包括中心锥蒙皮3和螺旋结构4，中心锥蒙皮3围成锥形腔室。中心锥蒙皮3包括内壁蒙皮32和外壁蒙皮31。螺旋结构4形成于内壁蒙皮32和外壁蒙皮31之间，螺旋结构4形成的螺旋通道沿中心锥蒙皮3的大径端向中心锥蒙皮3的小径端延伸。
47.具体地，首先将中心锥蒙皮3与中心锥1内壁蒙皮32焊接，焊接后形成内壁焊接件。将内壁焊接件与中心锥1外壁蒙皮31再焊接形成中心锥蒙皮3焊接件，当中心锥蒙皮3焊接件与中心锥法兰6通过紧固件5安装至一起时，就形成带有螺旋通道冷却结构的中心锥1。
48.螺旋结构4形成螺旋通道，螺旋通道具有螺旋通道截面41，螺旋通道使得从中心锥1大径端进入中心锥1的螺旋通道冷却气流在螺旋通道中运动，并带走中心锥1壁面的热量，实现对中心锥1的冷却。螺旋通道结构可以将通道高度做到极小，在冷却气源流量不大的情况下，由于通道高度小，也能获得较高的流速，使得冷却效果极佳，显著提高了中心锥1结构的耐高温能力，且结构原理简便，成本低廉。
49.如图1和图3所示，中心锥1还包括中心锥法兰6和紧固件5，中心锥法兰6形成于锥形腔室的底面。中心锥法兰6和中心锥蒙皮3连接，冷却气流从涡轮结构2上的引气孔7引出后，经过中心锥法兰6上的引气孔7，进入中心锥法兰6，并进一步进入到中心锥1的螺旋通道中。紧固件5连接中心锥法兰6和螺旋结构4，便于中心锥法兰6和螺旋结构4的安装和拆卸。
50.如图2和图3所示，螺旋结构4包括凸起部42，凸起部42绕设在内壁蒙皮32上，凸起部42远离内壁蒙皮32的部位与外壁蒙皮31之间具有间隙。螺旋通道结构可以将通道高度做到极小，在冷却气源流量不大的情况下，由于通道高度小，也能获得较高的流速，使得冷却效果极佳，显著提高了中心锥1结构的耐高温能力，且结构原理简便，成本低廉。
51.如图1和图4所示，中心锥蒙皮3具有开口8，开口8设在锥形腔室的小径端。中心锥蒙皮3上的开口8使得冷却气流沿中心锥1小径端排出。
52.如图3和图5所示，本实用新型还公开了一种航空发动机试验用核心机，包括航空发动机试验用核心机的中心锥1，通过将具有螺旋结构4的中心锥1应在航空发动机的试验用核心机上，可以获得较高的冷却气流流速，提高冷却效果。
53.如图3和5所示，航空发动机试验用核心机还包括涡轮结构2和中心锥法兰6，涡轮结构2位于中心锥1的大径端，中心锥1的小径端比大径端远离涡轮结构2。中心锥法兰6的两个端面分别连接涡轮结构2和中心锥1。中心锥法兰6将涡轮结构2和航空发动机试验用核心机的中心锥1进行连接。
54.如图3和图5所示，中心锥法兰6上设有引气孔7，引气孔7连通涡轮结构2和螺旋结构4。冷却气流经过引气孔7进入中心锥法兰6内，并进一步进入到中心锥1的螺旋结构4中。航空发动机试验用核心机还包括紧固件5，紧固件5连接中心锥法兰6和涡轮结构2。采用紧固件5连接，便于中心锥法兰6和涡轮结构2的安装和拆卸。
55.如图1和图2所示，涡轮结构2上设有引气孔7，引气孔7连通涡轮结构2和中心锥法兰6。引气孔7使得从涡轮结构2引出的冷却气流进入中心锥法兰6。
56.中心锥法兰6与涡轮结构2通过紧固件5连接，先将法兰与涡轮连接完毕后，再将中心锥蒙皮3焊接件安装至中心锥法兰6上，冷却气流从涡轮结构2引出，通过引气孔7进入中
心锥法兰6，并进一步进入到中心锥1的螺旋通道中，冷却气流在螺旋通道中运动并带走中心锥1壁面的热量，最终从中心锥1末端的出口排出，实现对中心锥1的冷却。
57.虽然以上描述了本实用新型的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这仅是举例说明，本实用新型的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本实用新型的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本实用新型的保护范围。