一种航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件的制作方法

1.本技术属于非变容式发动机部件设计技术领域，具体涉及一种航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件。


背景技术：

2.航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件主要包括外机匣1、在外机匣1内设置的合流环2、在合流环2内设置的内锥体3，以及沿周向支撑在合流环2、内锥体3之间的支板4，其中，外机匣1、合流环2之间构成外涵，合流环2、内锥体3之间构成内涵，此外，设计有贯穿外机匣1、合流环2伸入到内涵的喷油杆12，以喷油杆12向内涵内喷入燃油，与空气掺混，配合稳定器，采用点火电嘴进行点燃，或采用射流点火的方式进行点燃，在推力增加部件内进行组织燃烧，以增加航空涡轮发动机的推力。
3.航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件内能流密度大、流动速度快，火焰在不合适的位置燃烧，极容易产生燃烧脉动、燃烧不充分以及熄火等问题，在现有结构下，在发生振荡燃烧时，难以对火焰前锋位置进行适应性调整，想要调整火焰前锋位置，需要重新开展结构设计，耗时、费力，且缺少对喷油杆12的有效冷却手段，喷油杆12受高温辐射，极容易发生烧蚀、裂纹和结焦。
4.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
5.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

6.本技术的目的是提供一种航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
7.本技术的技术方案是：一种航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件，包括：外机匣；合流环，在外机匣内设置，与外机匣之间构成外涵；内锥体，在合流环内设置，与合流环之间构成内涵；多个支板，沿周向支撑在外机匣、合流环之间；隔热罩，一端封堵，一端敞开，其中，开口的一端连接在外机匣内侧，贯穿合流环侧壁设置，前缘侧壁具有风斗口，两侧壁具有出气孔以及成型有一对定位块；风斗口位于外涵；两个出气孔位于内涵；两对定位块上具有导向槽；进油管，出口端伸入到隔热罩内，贯穿外机匣设置；两个喷油嘴，连接在进油管上；每个喷油嘴对应自一个出气孔中伸出，与对应的出气孔间大间隙配合；
两个流量调节片，每个流量调节片两侧边缘对应卡入到一对导向槽中，贴合在隔热罩对应侧的侧壁上，能够滑动，以遮挡调节隔热罩对应侧出气孔的有效流通面积。
8.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件中，隔热罩外形采用流线型设计。
9.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件中，隔热罩开口端侧壁具有第一连接边；进油管进口端侧壁具有第二连接边；第一连接边连同第二连接边以螺栓紧固件连接在外机匣上。
10.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件中，两个流量调节片一端边缘具有外向折边，另一端边缘朝向对应的出气孔，该端边缘上具有形状与对应喷油嘴外形适配的缺口。
11.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件中，还包括：两个固定卡块，焊接在隔热罩内，夹住进油管。
12.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件中，两个流量调节片上具有条形孔；所述航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件，还包括：支架，焊接在隔热罩内，内嵌有螺母；两个螺钉，每个螺钉对应贯穿一个条形孔及其隔热罩对应侧侧壁设置，螺接在螺母中，将对应的流量调节片紧固，拧松时，对应的流量调节片能够滑动。
13.本技术至少存在以下有益技术效果：提供一种航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件，其中设计以隔热罩、进油管、喷油嘴、流量调节片构成的组件，取代现有的喷油杆，引入外涵空气对部件进行冷却，避免部件发生损伤，以及可控制引入外涵空气的流量，改变与燃油掺混的空气量，实现对对火焰前锋位置的调整，方便、快捷，能够容易的降低推力增加部件内产生的燃烧脉动，以及克服燃烧不充分和熄火问题。
附图说明
14.图1是航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件的示意图；图2是航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件的部分结构示意图；图3是图2的侧向剖视图；图4是图2的局部剖视图；其中：1-外机匣；2-合流环；3-内锥体；4-支板；5-隔热罩；6-进油管；7-喷油嘴；8-流量调节片；9-固定卡块；10-支架；11-螺钉；12-喷油杆。
15.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
16.为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
17.此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
18.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
19.试验证明，航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件中，调节燃油掺混的空气量，可改变燃气着火时间，实现对火焰前锋位置的调整，基于此，本技术提供一种航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件，下面结合附图1至图4对本技术做进一步详细说明。
20.一种航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件，包括：外机匣1；合流环2，在外机匣1内设置，与外机匣1之间构成外涵；内锥体3，在合流环2内设置，与合流环2之间构成内涵；多个支板4，沿周向支撑在外机匣1、合流环2之间；隔热罩5，一端封堵，一端敞开，开口的一端连接在外机匣1内侧，贯穿合流环2侧壁设置，前缘侧壁具有风斗口，两侧壁具有出气孔以及成型有一对定位块；风斗口位于外涵；两个出气孔位于内涵；两对定位块上具有导向槽；进油管6，出口端伸入到隔热罩5内，贯穿外机匣1设置；两个喷油嘴7，连接在进油管6上；每个喷油嘴7对应自一个出气孔中伸出，与对应的出气孔间大间隙配合；两个流量调节片8，每个流量调节片8两侧边缘对应卡入到一对导向槽中，贴合在隔热罩5对应侧的侧壁上，能够滑动，以遮挡调节隔热罩5对应侧出气孔的有效流通面积。
21.对于上述实施例公开的航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件，领域内技术人员可
以理解的是，其设计以隔热罩5、进油管6、喷油嘴7、流量调节片8构成的组件，取代现有的喷油杆12，可设计隔热罩5、进油管6、喷油嘴7、流量调节片8有多组，沿推力增加部件周向分布，航空涡轮发动机工作时，可通过进油管6进口端引入燃油，进而通过喷油嘴7喷入到内涵中，在内涵中与内涵空气掺混，配合稳定器进行点燃、组织燃烧。
22.对于上述实施例公开的航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件，领域内技术人员还可以理解的是，航空涡轮发动机工作时，可通过隔热罩5前缘侧壁上的风斗口高效率的引入外涵空气，利用外涵空气对隔热罩5、进油管6、喷油嘴7等部件进行有效冷却，防止部件遭受高温损伤。
23.对于上述实施例公开的航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件，领域内技术人员还可以理解的是，航空涡轮发动机工作时，进入隔热罩5内的外涵空气，通过侧壁上出气孔流出，流出后会与喷油嘴7喷出的燃油进行掺混，滑动流量调节片8，能够改变对出气孔的遮挡面积，即是改变出气孔的有效流通面积，从而改变与燃油掺混的空气量，实现对对火焰前锋位置的调整，方便、快捷，以能够容易的消除推力增加部件内产生的燃烧脉动，以及克服燃烧不充分和熄火的问题。
24.在一些可选的实施例中，上述的航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件中，隔热罩5外形采用流线型设计，以降低其气流的流阻，进一步的可设计隔热罩5后缘为分体式结构，以方便对进油管6、喷油嘴7等部件进行安装。
25.在一些可选的实施例中，上述的航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件中，隔热罩5开口端侧壁具有第一连接边；进油管6进口端侧壁具有第二连接边；第一连接边连同第二连接边以螺栓紧固件连接在外机匣1上，稳定可靠。
26.在一些可选的实施例中，上述的航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件中，两个流量调节片8一端边缘具有外向折边，另一端边缘朝向对应的出气孔，可通过外向折边容易的推动流量调节片8滑动，以遮挡的方式，调节出气孔的有效流通面积，并可设计出气孔呈条形，沿隔热罩5的轴向伸展，喷油嘴7位于下端，流量调节片8位于出气孔上端，朝向出气孔的边缘上具有形状与喷油嘴7外形适配的缺口，流量调节片8完全下滑时，能够卡在喷油嘴7上，完全封堵出气孔。
27.在一些可选的实施例中，上述的航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件中，还包括：两个固定卡块9，焊接在隔热罩5内，夹住进油管6。
28.在一些可选的实施例中，上述的航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件中，两个流量调节片8上具有条形孔；所述航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件，还包括：支架10，焊接在隔热罩5内，内嵌有螺母；两个螺钉11，每个螺钉11对应贯穿一个条形孔及其隔热罩5对应侧侧壁设置，螺接在螺母中，将对应的流量调节片8紧固，拧松时，对应的流量调节片8能够滑动。
29.说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
30.至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术
的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。

技术特征：
1.一种航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件，其特征在于，包括：外机匣（1）；合流环（2），在外机匣（1）内设置，与外机匣（1）之间构成外涵；内锥体（3），在合流环（2）内设置，与合流环（2）之间构成内涵；多个支板（4），沿周向支撑在外机匣（1）、合流环（2）之间；隔热罩（5），一端开口、一端封堵，开口的一端连接在外机匣（1）内侧，贯穿合流环（2）侧壁设置，前缘侧壁具有风斗口，两侧壁具有出气孔以及成型有一对定位块；风斗口位于外涵；两个出气孔位于内涵；两对定位块上具有导向槽；进油管（6），出口端伸入到隔热罩（5）内，贯穿外机匣（1）设置；两个喷油嘴（7），连接在进油管（6）上；每个喷油嘴（7）对应自一个出气孔中伸出，与对应的出气孔间大间隙配合；两个流量调节片（8），每个流量调节片（8）两侧边缘对应卡入到一对导向槽中，贴合在隔热罩（5）对应侧的侧壁上，能够滑动，以遮挡调节隔热罩（5）对应侧出气孔的有效流通面积。2.根据权利要求1所述的航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件，其特征在于，隔热罩（5）外形采用流线型设计。3.根据权利要求1所述的航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件，其特征在于，隔热罩（5）开口端侧壁具有第一连接边；进油管（6）进口端侧壁具有第二连接边；第一连接边连同第二连接边以螺栓紧固件连接在外机匣（1）上。4.根据权利要求1所述的航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件，其特征在于，两个流量调节片（8）一端边缘具有外向折边，另一端边缘朝向对应的出气孔，该端边缘上具有形状与对应喷油嘴（7）外形适配的缺口。5.根据权利要求1所述的航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件，其特征在于，还包括：两个固定卡块（9），焊接在隔热罩（5）内，夹住进油管（6）。6.根据权利要求1所述的航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件，其特征在于，两个流量调节片（8）上具有条形孔；所述航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件，还包括：支架（10），焊接在隔热罩（5）内，内嵌有螺母；两个螺钉（11），每个螺钉（11）对应贯穿一个条形孔及其隔热罩（5）对应侧侧壁设置，螺接在螺母中，将对应的流量调节片（8）紧固，拧松时，对应的流量调节片（8）能够滑动。

技术总结
申请属于非变容式发动机部件设计技术领域，具体涉及一种航空涡轮发动机涡轮后推力增加部件，其中设计以隔热罩、进油管、喷油嘴、流量调节片构成的组件，取代现有的喷油杆，引入外涵空气对部件进行冷却，避免部件发生损伤，以及可控制引入外涵空气的流量，改变与燃油掺混的空气量，实现对对火焰前锋位置的调整，方便、快捷，能够有效降低推力增加部件内产生的燃烧脉动，并克服燃烧不充分和熄火方面的问题。题。题。


技术研发人员：程荣辉 郭洪涛 鲍占洋 徐兴平 刘宝 张晓宇 宋伟锋
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：2023.04.14
技术公布日：2023/6/28