[发明专利]一种飞机辅助动力装置尾喷管

说明书

一种飞机辅助动力装置尾喷管，包括尾气通道、冷却空气通道、凹槽、翅片。飞机辅助动力装置内燃烧产生的尾气由尾喷管尾气进口流入尾气通道，经过尾气出口流出尾喷管进入环境中；冷却空气由冷却空气进口流入冷却空气通道，经过冷却空气出口流出进入环境中。尾气与冷却空气在尾喷管中进行换热，尾气通道内开设凹槽，凹槽上开设小孔，部分尾气通过小孔与冷却空气直接接触换热。另外，冷却空气通道内设置翅片。此外，尾气进口截面小于尾气出口截面，增大飞机辅助动力装置的推动力，降低尾气流动过程中产生的噪声。本发明从增大换热系数、增加换热面积两方面增加了尾气与冷却空气之间的换热；还可以增大飞机辅助动力装置的推动力和降低尾气流动噪声。

技术领域

本发明属于飞机辅助动力装置领域，涉及一种飞机辅助动力装置尾喷管。

背景技术

飞机辅助动力装置是一个小型燃气涡轮发动机，除无法为飞机提供推力外，可替代发动机的全部功能。当飞机辅助动力装置点火启动时，燃烧室内部供油量开始由贫油状态向富油状态转化，燃烧室的温度也在不断升高。由于飞机辅助动力装置供油计划由转速和温度决定，在飞机辅助动力装置排气不超温的情况下，供油量随着转速逐步增加，最后达到固定转速后稳定，供油计划进入转速维持模式。如果飞机辅助动力装置启动的开始阶段，前端压气机因转速较低而供气总量较小，随着供油量的增加，供燃烧的气量无法满足要求，造成不完全燃烧，同时供冷却的空气量也相应地无法满足要求，容易导致热量聚集，从而出现排气温度最高点。

可见，目前迫切需要一种飞机辅助动力装置的排气喷管高效冷却散热结构。

发明内容

为了克服现有技术的以上缺陷和不足，本发明的目的是提供一种飞机辅助动力装置的排气喷管高效冷却散热结构。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：

一种飞机辅助动力装置尾喷管，为双层套筒结构，套筒呈喇叭状结构，包括尾气通道1、尾气进口2、尾气出口3、冷却空气通道4、冷却空气进口5、冷却空气出口6、凹槽7、凹槽小孔8、翅片9；飞机辅助动力装置内燃烧产生的尾气由尾气进口2流进尾气通道1然后由尾气出口3流出排进环境中，冷却空气由冷却空气进口5流入冷却空气通道4，然后经过冷却空气出口6流出进入环境中。

所述的内层套筒结构围成的区域为尾气通道1，小径端为尾气进口2，大径端为尾气出口3。所述飞机辅助动力装置尾喷管的尾气进口2截面积小于尾气出口3的截面积，尾气在尾气通道1流动过程中速度会降低、压力升高，提高飞机辅助动力装置的推动力；此外，“突扩”的结构会使尾气膨胀，进而降低尾气在尾气通道1流动过程中产生的噪声。

所述的内外两层套筒结构之间为冷却空气通道4，且位于外层套筒结构的小径端为冷却空气进口5，大径端为冷却空气出口6。

所述的冷却空气通道4内均匀设有多个翅片9，使飞机辅助动力装置尾喷管为一个整体，且翅片9能够增强冷却空气与冷却空气通道4内壁面也即尾气通道1外壁面的对流换热。

所述的尾气通道1的内壁面沿周向开设有向内的凹槽7，凹槽7用于增加尾气与尾气通道1内壁面的换热面积，增强尾气与尾气通道1内壁面的对流换热。所述凹槽7的三个面上均开设有凹槽小孔8，部分尾气会通过凹槽小孔8与冷却空气直接接触换热，换热效果大幅度增强；凹槽小孔8的存在会使尾气在流动过程中产生旋流、涡流，换热增强；凹槽小孔8还可以产生消声作用，进而降低尾气流动产生的噪声。

进一步的，所述的凹槽小孔8的形状可以是多种多样的，可以但不限于是圆形孔、长圆孔、菱形孔、鱼鳞孔、起鼓孔等。

进一步的，所述的翅片可以是各种形式的翅片，包括但不限定于平直翅片、百叶窗翅片、波纹翅片、矩形错齿翅片等。

由以上发明提供的技术方案可见，与现有技术相比较，本发明的有益效果为：