[发明专利]一种适用于二元隐身喷管的冷却通道结构

说明书

本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种适用于二元隐身喷管的冷却通道结构。包括依次连接的圆转方段、收敛段以及扩张段，其中，圆转方段的第一内壁与第一外壁之间形成第一冷却通道；收敛段的第二内壁与第二外壁之间形成第二冷却通道，第二冷却通道与第一冷却通道连通，第二内壁包括收敛段上层隔热屏以及收敛段下层隔热屏，收敛段上层隔热屏开设有第一通孔，收敛段下层隔热屏开设有第二通孔；扩张段的第三内壁与第三外壁之间形成第三冷却通道，第三冷却通道与第二冷却通道连通，第三内壁包括扩张段隔热屏。本申请能够实现对喷管圆转方段冷却通道气流重新组织，合理分配及调节片冷气量，避免流入大量冷气导致冷却效率过剩而调节片冷气量不足。

技术领域

本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种适用于二元隐身喷管的冷却通道结构。

背景技术

二元隐身喷管一般应用于军用飞机发动机，喷管位于加力燃烧室出口，加力状态下，喷管壁面将面临加力燃烧室出口高温气流的冲刷，现有的耐高温材料不足以承受加力燃烧室出口的高温高压环境，中间状态下，喷管扩张片在后视方向完全暴露，释放较高强度的红外辐射信号，因此从材料可承受性及红外隐身性能上考虑应对二元隐身喷管采取一定的冷却措施，有效降低喷管壁面温度。

二元隐身喷管喉部为方型截面，可有效地对涡轮后体热端部件进行遮挡，且出口方截面与周围冷气接触面积大，可与周围冷气快速掺混，减小了核心流长度，降低了红外辐射强度，可以达到较佳的红外隐身效果。与喷管相比，主燃烧室及加力燃烧室通道压力沿轴向差异较小，冷却方案多采用简单的气膜冷却，但喷管流道内的气流在喷管内膨胀加速流动，由圆转方段到扩张段喷管静压大幅降低，若采用简单的气膜冷却气流将大量流入低压区的扩张段，在圆转方段及收敛段将出现回流，导致部件冷却效果出现严重不均，局部冷却效率过高，而局部出现回流，严重将导致壁面烧蚀。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种适用于二元隐身喷管的冷却通道结构，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种适用于二元隐身喷管的冷却通道结构，包括依次连接的圆转方段、收敛段以及扩张段，其中，

所述圆转方段包括第一内壁和第一外壁，所述第一内壁与所述第一外壁之间形成第一冷却通道；

所述收敛段包括第二内壁和第二外壁，所述第二内壁与所述第二外壁之间形成第二冷却通道，所述第二冷却通道与所述第一冷却通道连通，所述第二内壁包括收敛段上层隔热屏以及收敛段下层隔热屏，所述收敛段上层隔热屏开设有第一通孔，所述收敛段下层隔热屏开设有第二通孔；

所述扩张段包括第三内壁和第三外壁，所述第三内壁与所述第三外壁之间形成第三冷却通道，所述第三冷却通道与所述第二冷却通道连通，所述第三内壁包括扩张段隔热屏。

可选地，所述第一内壁的内侧沿周向设置有多个通道整流隔栅。

可选地，所述通道整流隔栅沿所述第一内壁的内侧周向均匀布置16个。

可选地，所述第一冷却通道的入口端上侧及下侧的通道高度为a，所述第一冷却通道的出口端上侧及下侧的通道高度为b，出口端左侧及右侧的通道高度为c，其中，b＞a，c＜a。

可选地，所述第三冷却通道的通道高度为d，其中，d＜b。

可选地，所述收敛段上层隔热屏呈波纹状，其扩压面开设有第一通孔，所述收敛段下层隔热屏开设有与所述收敛段上层隔热屏波峰对应的第二通孔。

可选地，所述第二通孔与所述第一通孔相互垂直。

可选地，所述扩张段隔热屏采用冲击、发散、扰流柱的层板结构形式。

发明至少存在以下有益技术效果：