[实用新型]涡扇发动机内涵排气装置以及航空发动机

说明书

本实用新型公开了一种涡扇发动机内涵排气装置以及航空发动机，涉及航空发动机领域，用以有效实现对尾锥的冷却。涡扇发动机内涵排气装置包括尾喷管、尾锥以及引气管。尾喷管具有贯通自身轴线方向的第一通孔。尾锥位于尾喷管的第一通孔的下游，且部分位于尾喷管的外部；尾锥与尾喷管固定连接；尾锥的壁体被构造为双层或者多层的，且在相邻两层壁体之间形成空腔。引气管，位于尾锥的内壁的上游，且位于第一通孔中；引气管与尾喷管和尾锥至少其中之一固定连接，引气管的一端与尾锥的壁体之间的空腔流体连通。上述技术方案，其尾锥采用双层壁或者多层壁结构，并且经由引气管将外部冷却气体引入到尾锥的空腔中，以实现对尾锥的有效冷却。

技术领域

本实用新型涉及航空发动机领域，具体涉及一种涡扇发动机内涵排气装置以及航空发动机。

背景技术

尾锥是航空发动机的下游末端部件。在航空发动机工作过程中，尾锥是否能够得到充分的冷却，直接决定了发动机核心机无法向更高的温度发展。

目前航空发动机尾锥散热比较差，高温下材料力学性能的下降限制了尾锥的结构设计和强度性能，导致航空发动机核心机无法向更高的温度发展，因此业内亟需解决尾锥的冷却问题。

实用新型内容

本实用新型提出一种涡扇发动机内涵排气装置以及航空发动机，用以有效实现对尾锥的冷却。

本实用新型实施例提供了一种涡扇发动机内涵排气装置，包括：

尾喷管，具有贯通自身轴线方向的第一通孔；

尾锥，位于所述尾喷管的所述第一通孔的下游，且部分位于所述尾喷管的外部；所述尾锥与所述尾喷管固定连接；所述尾锥的壁体被构造为双层或者多层的，且在相邻两层所述壁体之间形成空腔；以及

引气管，位于所述尾锥的内壁的上游，且位于所述第一通孔中；所述引气管与所述尾喷管和所述尾锥至少其中之一固定连接，所述引气管的一端与所述尾锥的壁体之间的空腔流体连通。

在一些实施例中，所述尾锥的壁体包括：

外层壁，被构造为回转体；以及

内层壁，被构造为回转体且位于所述外层壁的内侧，所述外层壁的内侧和所述内层壁的外侧之间形成所述空腔。

在一些实施例中，涡扇发动机内涵排气装置还包括：

尾锥支撑件，安装于所述第一通孔中；所述引气管的一端与所述尾锥支撑件固定设置，且所述尾锥支撑件设置有贯穿自身厚度方向的第二通孔，所述第二通孔与所述引气管的另一端连通；以及

法兰，具有回转部、第一挡边和第二挡边；所述第一挡边固定于所述回转部的轴向一端，所述第二挡边固定于所述回转部的轴向另一端；所述第一挡边端面与所述尾锥支撑件和所述外层壁均贴合且固定，所述第二挡边与所述内层壁固定连接，所述法兰的回转部设置有与所述引气管的一端连通的第三通孔；所述引气管的一端与所述法兰固定连接。

在一些实施例中，所述内层壁的上游端面、所述外层壁长于所述内层壁的部分和所述法兰之间形成有缓冲腔，所述引气管的一端通过所述缓冲腔与所述空腔连通。

在一些实施例中，沿着所述尾锥的轴线方向，所述外层壁的长度大于所述内层壁的长度，所述引气管位于所述外层壁的内侧，且位于所述内层壁的上游。

在一些实施例中，所述引气管被构造为弯曲的。

本实用新型实施例提供一种航空发动机，包括本实用新型任一技术方案所提供的涡扇发动机内涵排气装置。

上述技术方案提供的涡扇发动机内涵排气装置，具有引气管，且尾锥采用双层壁或者多层壁结构，引气管将涡轮后的排气引入尾锥的壁体空腔中，然后排放至航空发动机末端，从而实现有效冷却尾锥。

附图说明