[发明专利]一种带有导流支板的内锥体

说明书

本申请属于飞机发动机设计技术领域，特别涉及一种带有导流支板的内锥体。该内锥体(1)的外周上布置有多个安装槽(11)，安装槽(11)包括靠近所述内锥体(1)尖端的后端，以及远离内锥体(1)尖端的前端，各安装槽(11)以相同的弯曲方向排布，相邻两个安装槽(11)的第一个安装槽的后端在内锥体(1)轴向方向上位于第二个安装槽的前端的后方，所述安装槽(11)内设置有导流支板(2)，所述导流支板(2)自所述安装槽延伸到内涵冷却壁，且所述导流支板(2)的沿延伸方向的任一截面的弯曲方向与所述安装槽的弯曲方向一致。本申请可有效缩短发动机长度，减轻发动机重量，实现了对导流支板与内锥体的有效冷却及对涡轮叶片的遮挡。

技术领域

本申请属于飞机发动机设计技术领域，特别涉及一种带有导流支板的内锥体。

背景技术

从国内外战斗机发展趋势看，后向隐身是飞行器全向隐身的重要组成部分，而实现后向隐身最为关键的，是隐身加力燃烧室的设计。导流支板能对涡轮叶片进行有效遮挡，同时为燃烧提供良好的速度场，是实现隐身功能的重要组件。但导流支板一般尺寸较大，型面复杂，且需要作为内锥体冷却的引气通道，给内锥体和导流支板的结构设计带来了极大的困难。目前仅有导流支板与内锥体分开布置的结构，但其不足较为明显，一是发动机长度必须相应加长，由此带来超重的风险。二是导流支板距离稳定器长度较远，很难保证燃烧所需流场的质量。为此，需要设计一种带有导流支板的内锥体，以更好实现加力燃烧室隐身功能。

发明内容

为了解决上述技术问题，本申请提供了一种带有导流支板的内锥体。所述内锥体的外周上布置有多个安装槽，所述安装槽包括靠近所述内锥体尖端的后端，以及远离所述内锥体尖端的前端，各所述安装槽以相同的弯曲方向排布，相邻两个安装槽的第一个安装槽的后端在内锥体轴向方向上位于第二个安装槽的前端的后方，所述安装槽内设置有导流支板，所述导流支板自所述安装槽延伸到内涵冷却壁，且所述导流支板的沿延伸方向的任一截面的弯曲方向与所述安装槽的弯曲方向一致。

优选的是，所述导流支板设置有12-20个。

优选的是，所述导流支板设置有16个。

优选的是，所述导流支板设置有两个导流支板壁，两个导流支板壁之间形成气流通道，所述气流通道连通至内涵与外涵之间的冷却支路上。

优选的是，两个所述导流支壁板之间设置有支板肋。

优选的是，所述支板肋与所述导流支板壁通过焊接的方式连接。

优选的是，所述导流支板壁上设置有冷却孔。

优选的是，所述导流支板上设置有耳片，通过所述耳片连接所述内涵冷却壁。

本发明的关键点和保护点是：内锥体在满足加力燃烧室扩压功能的基础上，在锥体型面上布置导流支板，从而能够有效实现对涡轮叶片的遮挡，同时可实现对内锥体和导流支板的有效冷却，极大提高了加力燃烧室的后向隐身效果。

本申请提供了一种带有导流支板的内锥体，相较于内锥体和导流支板分开布置结构，可有效缩短发动机长度，减轻发动机重量，并实现了对导流支板与内锥体的有效冷却，实现了对涡轮叶片的遮挡作用。

附图说明

图1是本申请带有导流支板的内锥体的结构示意图。

图2是本申请图1所示实施例的右视图图。

图3是本申请图1所示实施例的内锥体结构示意图。

图4是本申请图1所示实施例的导流支板结构示意图。

其中，1-内锥体，11-安装槽，12-前端，13-后端，2-导流支板，21-支板肋，22-第一导流支板壁，23-第二导流支板壁。

具体实施方式