[发明专利]一种强化气冷中心锥

说明书

本申请涉及航空或航天发动机喷管领域，为一种强化气冷中心锥，包括锥形外筒体、锥形内筒体、安装边，在锥形外筒体和锥形内筒体之间多组均匀排布的连接板，相邻连接板之间具有一定的间隔并且间隔处形成气冷格栅，在锥形内筒体上设置进气管，在进气管内侧设置环形集气腔，进入到进气管内的冷却气先进入到环形集气腔内进行均匀混合，而后再通过第四透气孔均匀进入到各个气冷格栅内，实现对中心锥各个位置的均匀冷却，提高了冷却的质量，同时连接板的设置保证了中心锥的整体强度较高，使得锥形外筒体变形量较小。

技术领域

本申请属于航空或航天发动机喷管领域，特别涉及一种强化气冷中心锥。

背景技术

喷管是航空发动机的排气装置，高温燃气在喷管内膨胀做功，产生推力。

喷管根据排气性能分为亚音速喷管和超音速喷管；按照不同的结构形式分为收敛喷管和收扩喷管；按照机构形式分为固定喷管和可调喷管；也可以根据使用需求增加矢量功能和隐身功能。

航空发动机的核心机包括压气机、主燃烧室、涡轮三部分，为进行核心机试车，需要为核心机配装喷管。

核心机喷管一般采用收敛喷管，由喷管外壁和中心锥两部分构成，如图1所示，发动机产生的高温燃气在喷管外壁和中心锥之间的环形空腔中排出。

现有的方案中，对中心锥采用对流冷却的方式，其有以下缺点：

1、冷却壁分内外双层，上下层之间一端连接、另一端放开，目的是协调热变形，让上下层分别自由膨胀，互不影响。这样带来的缺点是上层为悬臂结构，在较大外部压力载荷下，容易出现强度失效现象。

2、上下双层之间是空腔，在加工过程中由于支撑不足，导致上层变形较大，成品率低。

并且以往核心机排气温度在金属长时间许用工作温度以下，所以核心机喷管不需要进行冷却。近年来，随着核心机性能的提升，排气温度已经超过了现有金属材料长时间工作的许用温度，需要对喷管进行冷却。

因此，如何更有效地对中心锥进行气冷是一个需要解决的问题。

发明内容

本申请的目的是提供了一种强化气冷中心锥，以解决现有技术中采用气冷对中心锥进行冷却时冷却效率低、中心锥强度不足的问题。

本申请的技术方案是：一种强化气冷中心锥，包括锥形外筒体、锥形内筒体、设于锥形外筒体和锥形内筒体前端的安装边；所述锥形外筒体与锥形内筒体之间沿轴向均匀设置有多组连接板，任意相邻两组连接板之间均具有间隔并且间隔处形成气冷格栅，所述气冷格栅内的冷却气从锥形外筒体和锥形内筒体的后端流出；所述锥形内筒体上设有进气管，所述锥形内筒体对应进气管内侧的位置处设有与进气管连通的环形集气腔，所述环形集气腔与每个气冷格栅之间均设有第四透气孔，所述环形集气腔与气冷格栅之间通过第四透气孔相互连通。

优选地，所述锥形外筒体和锥形内筒体之间的气冷格栅从前至后依次包括进气段、中冷段和出气段；所述进气管和环形集气腔均与进气段处的气冷格栅相连通。

优选地，所述进气段处的任意相邻两组气冷格栅之间的连接板上开设有多组第一透气孔，所述第一透气孔与进气段内相邻的两组气冷格栅连通。

优选地，所述第一透气孔和第四透气孔均呈水滴形。

优选地，所述进气段处的任意相邻两组气冷格栅之间的连接板上开设有第二透气孔，所述第二透气孔的横截面积远大于第一透气孔，所述第二透气孔位于第一透气孔的后侧，所述第二透气孔与进气段内相邻的两组气冷格栅连通。

优选地，位于所述中冷段处的任意相邻两组气冷格栅之间的连接板上开设有多组第三透气孔，所述第三透气孔与中冷段内相邻的两组气冷格栅连通，所述第三透气孔的横截面积大于第一透气孔的横截面积。

优选地，所述第三透气孔呈菱形结构。