[发明专利]一种用于航空发动机的外涵道反推试验的涡壳

说明书

技术领域

本发明是一种用于航空发动机的外涵道反推试验的涡壳，属于航空发动机试验装备。

背景技术

带外涵道反推装置航空发动机的反推力系统通过改变风扇排气的方向产生反向推力，用于飞机着陆或中止起飞过程中降低飞机的速度。每一台发动机各有一套反推系统，每套反推系统分为左右两部分，两部分同时并独立工作，每部分有一个反推整流罩，当反推整流罩向后移动到展开位置时，发动机外涵道风扇排气呈放射状向前排出，即产生反推力；图1描述的是发动机不使用反推系统时的工作状态示意图，图2描述的是发动机使用反推系统时的工作状态示意图。在测量过程中，为了精确测量发动机反推力大小，需要通过反推力导流装置将发动机反推气流引向发动机后部，才能保证发动机喷出的反推力气流不影响发动机的正常工作，而反推力导流装置的进气端与发动机反推排气口相对应。

目前国内反推力导流试验装置都采用固定式，且发动机均为内涵道反推方式；尚无专门适用于带外涵道反推装置发动机的反推力试验设备；由于反推力试验是研制航空发动机的一项重要试验内容，加上国内无类似经验，国外资料匮乏，为了使发动机反推力测量准确，因此有必要设计一套反推力导流的试验设备。

发明内容

本发明正是针对上述现有技术中存在的不足而设计提供了一种用于航空发动机的外涵道反推试验的涡壳，其目的是实现了较为精确和稳定地测量带外涵反推装置航空发动机的反推力。为我国研发带外涵道反推装置航空发动机提供数据支撑，弥补了带外涵道反推装置航空发动机反推力试验空白，为类似航空发动机型号的研制提供了可靠的保障。

本发明的目的是通过以下技术方案来实现的：

由于外涵道反推力装置的排气口一般位于发动机中部，所以本发明技术方案也设计了两个针对发动机外涵道反推力装置的涡壳导流装置，分别利用轨道推到指定位置并固定。

该种用于航空发动机的外涵道反推试验的涡壳，其特征在于：该涡壳呈圆环状，该圆环不是闭合的，该圆环沿径向各处的截面形状相同，该圆环的两个端面(1)为封闭面且之间的夹角为100°～180°，端面(1)的周边是由直线形进气口段(2)、直线形出气口段(3)、压力导流面段(4)和吸力导流面段(5)组成，两个端面(1)底部的直线形进气口段(2)之间为敞口，该敞口作为进气口(6)与航空发动机的外涵道反推排气口(16)相吻合；

两个端面(1)顶部的直线形出气口段(3)之间也为敞口，该敞口作为出气口(7)的中心线(8)与圆环的圆环中心线(9)平行；

两个端面(1)左侧的曲线形压力导流面段(4)之间为圆环外侧的封闭面，该外侧的封闭面称作压力导流封闭面(10)，压力导流面段(4)由外侧圆弧段(11)和与之连接的外侧直线段(12)组合而成；

两个端面(1)右侧的曲线形吸力导流面段(5)之间为圆环内侧的封闭面，该内侧的封闭面称作吸力导流封闭面(13)，吸力导流面段(5)由内侧圆弧段(14)和与之连接的内侧直线段(15)组合而成。

本发明技术方案的优点是：

1.导流装置采用双导叶蜗壳形式，蜗壳吸力面和压力面经过采用直线加圆弧的形式，反推气流经过蜗壳之后，平均总压损失减少0.3％，外涵道流量减少为9.4％，流动顺畅。

2.导流装置良好的导流效果实现了较为精确和稳定地测量带外涵反推装置发动机的反推力。

附图说明

图1描述的是发动机不使用反推系统时的工作状态示意图

图2描述的是发动机使用反推系统时的工作状态示意图

图3航空发动机的外涵道反推试验的涡壳形状示意图

图4为图3的K向视图

图5为图3的A向剖视图

图6涡壳安装在发动机时的状态示意图具体实施方式

以下将结合附图和实施例对本发明技术方案作进一步地详述：

参见附图3～5所示，针对某原型机，采用本发明技术方案所述的涡壳根据发动机反推系统，该系统分为左右两个相同的蜗壳，涡壳呈圆环状，该圆环不是闭合的，该圆环沿径向各处的截面形状相同，该圆环的两个端面1为封闭面且之间的夹角为165°，端面1的周边是由直线形进气口段2、直线形出气口段3、压力导流面段4和吸力导流面段5组成，其中，直线形进气口段2的长度D为620mm，两个端面1底部的直线形进气口段2之间为敞口，该敞口作为进气口6与航空发动机的外涵道反推排气口16相吻合；

两个端面1顶部的直线形出气口段3之间也为敞口，该敞口作为出气口7的中心线8与圆环的圆环中心线9平行，两者之间的距离为L，L＝690mm+R，式中R为航空发动机外涵道处的半径；