[发明专利]一种全复材蒙皮飞机发动机舱冷却结构

说明书

本申请属于航空飞行器冷却技术领域，特别涉及一种全复材蒙皮飞机发动机舱冷却结构。包括：全复材蒙皮以及隔热喷管。所述全复材蒙皮套设在发动机尾喷管的外侧，所述全复材蒙皮的前端壁面上开设有引气口；所述隔热喷管嵌套在所述全复材蒙皮与所述发动机尾喷管之间，且与所述发动机尾喷管之间设置有与所述引气口连通的冷却通道，所述隔热喷管的前端与发动机连接，所述隔热喷管的内壁面设置有隔热毡。本申请能够在不显著增加原先涡喷发动机轴向和径向尺寸，对发动机性能影响不大的前提下，有效降低发动机舱温度，解决涡喷发动机壁温和排气温度高对全复材蒙皮及结构产生不利影响的问题，保证了涡喷发动机与飞机后体蒙皮、结构、设备的相兼容。

技术领域

本申请属于航空飞行器冷却技术领域，特别涉及一种全复材蒙皮飞机发动机舱冷却结构。

背景技术

涡喷发动机在低空低速到高空高速飞机中广泛应用，相对于涡扇发动机具有结构简单、高速性能优异、造价低廉的等优势，但涡喷发动机对结构安装、环境问题提出更高的要求。一是由于缺少涡扇发动机外涵道气流对内涵高温燃气的冷却排气，温度提升约200K；二是涡扇发动机通过合理引气结构将外涵道冷气引入内涵，将内涵壁面与高温燃气隔开，降低金属壁面温度，另外燃烧室壁面与发动机外壁有外涵隔开，因而涡喷发动机相对涡扇发动机的发动机壁温显著增高。

尽管具热压成型的复材蒙皮具有表面质量好、强度高、加工周期短、经济等优点，但是复材蒙皮相对金属蒙皮受热性能变差，热传导能力差。涡喷发动机更高的壁温与排气温度，加之采用全复材蒙皮的使用需求，极大的增加了发动机舱的设计与环境温度控制难度。

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全复材蒙皮飞机发动机舱冷却结构，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：

一种全复材蒙皮飞机发动机舱冷却结构，包括：

全复材蒙皮，所述全复材蒙皮套设在发动机尾喷管的外侧，所述全复材蒙皮的前端壁面上开设有引气口；

隔热喷管，所述隔热喷管嵌套在所述全复材蒙皮与所述发动机尾喷管之间，且与所述发动机尾喷管之间设置有与所述引气口连通的冷却通道，所述隔热喷管的前端与发动机连接，所述隔热喷管的内壁面设置有隔热毡。

可选地，所述引气口与所述全复材蒙皮一体成型。

可选地，所述引气口沿所述全复材蒙皮的周向开设多个。

可选地，所述引气口在所述全复材蒙皮的机背位置两侧分别开设一个。

可选地，所述隔热喷管包括隔热喷管前段以及隔热喷管后段，其中，

所述隔热喷管前段由发动机燃烧室后端延伸至所述发动机尾喷管的尾喷口处；

所述隔热喷管后段设置在所述隔热喷管前段的后端，由冷却通道流出冷却气体与所述发动机尾喷管的尾喷口喷出的气体在所述隔热喷管后段中进行混合后喷出。

可选地，所述隔热喷管的厚度为0.2mm。

可选地，所述隔热喷管为钢材质钣金件。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的全复材蒙皮飞机发动机舱冷却结构，能够在不显著增加原先涡喷发动机轴向和径向尺寸，对发动机性能影响不大的前提下，有效降低发动机舱温度，解决涡喷发动机壁温和排气温度高对全复材蒙皮及结构产生不利影响的问题，保证了涡喷发动机与飞机后体蒙皮、结构、设备的相兼容。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的全复材蒙皮飞机发动机舱冷却结构的隔热喷管装配图；