CN110905687B - 航空发动机消音器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航空发动机消音器,包括消音器连接部和消音器功能部，所述消音器连接部和所述消音器功能部沿着所述消音器的轴线方向连接。该消音器是基于截流分压的原理设计出对发动机尾喷口喷射的燃气进行截流分压处理和导流出射处理的消音碗结构和导流出射结构，从而将从尾喷口集中喷射的燃气对应产生的冲压声爆流进行强迫性的结构分流，以迫使该冲压声爆流的能量逐渐减弱和到达消音的目的，该消音器通过其中的消音碗结构自带的变向作用，将该集中喷射的燃气从集中喷射流状态变换为絮流状态，再通过其中的导流出射结构将处于絮流状态的燃气弱喷射到外界大气环境中，从而实现基本高空静音的状态。

Description

航空发动机消音器

技术领域

本发明涉及发动机消音器的技术领域，尤其涉及一种航空发动机消音器。

背景技术

航空发动机在工作过程中，该发动机的尾喷口会向后喷射高温高压高速的燃气，从而为航天器提供向前的推动力，同时该尾喷口在喷射燃气的过程中，该燃气会对周围的空气形成具有较高压强的冲压作用，该冲压作用会高度挤压周围的空气，并产生强烈的冲压声爆流。因此，在航空发动机点燃工作的过程中会产生巨大的声响，为了降低发动机产生的声响，通常会在发动机的尾喷口上安装相应消音装置来减缓该燃气产生的冲压作用，从而降低周围空气受到的挤压作用，并最终达到消音的效果。目前，用于航天器的消音器主要是基于冲压吸收或者冲压分散的原理来实现的，其中冲压吸收就是通过相应的声波吸收材料来直接吸收声波能量，以达到降噪消音的目的，而冲压分散就是通过相应的冲压分散结构对高温高压高速的燃气进行分散处理，以避免燃气集中而产生巨大冲压，从而达到能量分散和降噪消音的目的。但是，现有技术的消音器通常结构复杂和造价高昂，并且其只适用于某一型号的发动机，这严重地降低了消音器的消音性能和通用性。

发明内容

针对上述现有技术存在的缺陷，本发明提供一种航空发动机消音器，该消音器是基于截流分压的原理设计出对发动机尾喷口喷射的燃气进行截流分压处理和导流出射处理的消音碗结构和导流出射结构，从而将从尾喷口集中喷射的燃气对应产生的冲压声爆流进行强迫性的结构分流，以迫使该冲压声爆流的能量逐渐减弱和到达消音的目的，该消音器通过其中的消音碗结构自带的变向作用，将该集中喷射的燃气从集中喷射流状态变换为絮流状态，再通过其中的导流出射结构将处于絮流状态的燃气弱喷射到外界大气环境中，可见该消音器通过分流和导流这两个过程将该集中喷射的燃气进行逐步减弱，从而有效地降低燃气对消音器的冲击以及提高其消音性能，在实际应用中，该消音器能够将该冲压声爆流的能量减少85%-93%和将噪声分贝率减少至少87%，从而实现基本高空静音的状态；此外，该消音器还能通过相应的消音器连接部连接至不同型号的发动机尾喷口中，从而提高该型消音器的通用性。

本发明提供一种航空发动机消音器，其包括消音器连接部和消音器功能部，其特征在于，

所述消音器连接部和所述消音器功能部沿着所述消音器的轴线方向连接；

所述消音器连接部包括连接主体管和接合结构；

所述连接主体管的一端与所述消音器功能部连接，所述连接主体管的另一端上设置有所述接合结构；

所述消音器功能部包括消音碗组合件和导流件；

所述消音碗组合件包括若干个依次层叠设置的消音碗；

所述导流件分布设置于所述消音碗组合件的外侧周面上，以对经所述若干个消音碗分流后的气体进行导流；

进一步，所述连接主体管为呈圆筒状的中空主管；

所述中空主管内部设有预留腔，所述预留腔用于容置与所述消音器连接的气流喷射端口；

所述接合结构包括连接环和若干连接环螺孔；

所述连接环设置于所述连接主体管的所述另一端的内壁面上；

所述若干连接环螺孔沿所述连接主体管的周向均匀地分布于所述连接主体管的所述另一端处，并贯穿所述连接环设置；

进一步，所述连接主体管的所述一端与所述导流件一体连接设置；

所述导流件包括若干导流槽，所述若干导流槽沿圆周方向均匀分布设置，所述若干导流槽的一端与所述连接主体管一体连接设置；

在所述若干导流槽中，相邻的两个导流槽之间均通过主体管延伸壁连接，

所述主体管延伸壁的一端与所述连接主体管一体连接设置；

所述主体管延伸壁与所述连接主体管的外壁面位于同一圆柱面上；

每一个所述导流槽相对于所述连接主体管的外壁面呈中空凸起结构状设置；

进一步，每一个所述导流槽包括导流槽外壁和导流出射口；其中，

所述导流槽外壁包括第一导流子壁、第二导流子壁、第三导流子壁和第四导流子壁；

所述第一导流子壁与所述连接主体管的外壁之间呈一倾斜角度设置；

所述第二导流子壁的一端与所述第一导流子壁连接、并且与所述连接主体管的外壁相互平行设置；

所述第三导流子壁和所述第四导流子壁分别设置于所述第一导流子壁和所述第二导流子壁的两侧，并连接所述第一导流子壁和所述第二导流子壁、与所述主体管延伸壁；

所述导流出射口由所述第二导流子壁、所述第三导流子壁和所述第四导流子壁共同围闭形成；

进一步，每一个所述消音碗包括上端开口部和下端开口部；

所述上端开口部的横截面尺寸大于所述下端开口部的横截面尺寸；

在所述消音碗组合件中，每一个消音碗的上端开口部均朝向所述消音器连接部设置；

在相邻层叠的两个消音碗中，其中一个消音碗的下端开口部与另一个消音碗的上端开口部相互连接设置，以使每一个消音碗均能够对气体进行分流；

进一步，每一个所述消音碗还包括连接所述上端开口部和所述下端开口部的消音碗壁部；

所述上端开口部和所述下端开口部均具有圆形的横截面形状；

所述消音碗壁部为一封闭的圆台侧壁；

所述圆台侧壁的较小开口端与所述上端开口部连接，所述圆台侧壁的较大开口端与所述下端开口部连接，以使每一个所述消音碗整体呈喇叭形状；

进一步，每一个所述消音碗的所述上端开口部包括消音碗分流檐；

所述消音碗分流檐为一中空圆柱侧壁，所述消音碗分流檐的中空圆柱侧壁的一端与所述消音碗壁部的一端圆滑连接；

每一个所述消音碗的所述下端开口部包括消音碗连接檐；

所述消音碗连接檐为一中空圆柱侧壁，所述消音碗连接檐的中空圆柱侧壁的一端与所述消音碗壁部的另一端连接；

进一步，在所述消音碗组合件中，所述若干个依次层叠设置的消音碗通过下面方式设置，

在相邻层叠设置的两个消音碗中，靠近所述消音器连接部一侧的消音碗对应的下端开口部的最外侧端面、与另一个消音碗对应的上端开口部的最外侧端面相互齐平设置，以使所述相邻层叠设置的两个消音碗之间不存在相互交叠的区域；

进一步，每一个所述消音碗的所述下端开口部的消音碗连接檐通过焊接的方式与所述导流件连接，以使所述若干个消音碗沿着所述导流件的导流方向依次层叠设置；

进一步，所述连接主体管具有由第一主体管壁和第二主体管壁相互套设形成的双层壁结构；

所述第一主体管壁和所述第二主体管壁之间还设有一夹缝空间；

所述夹缝空间的间隔尺寸为10mm-18mm；

所述夹缝空间内还填充有絮状石棉材料或者碳纤维材料。

相比于现有技术，本发明的航空发动机消音器通过其内部的消音碗结构和导流出射结构对来自发动机尾喷口的高温高压高速燃气进行结构分流处理和导流出射处理，以使最后出射的燃气能量大大降低，从而实现高空静音的效果。该消音器通过其中的消音碗结构自带的变向作用，将该集中喷射的燃气从集中喷射流状态变换为絮流状态，再通过其中的导流出射结构将处于絮流状态的燃气弱喷射到外界大气环境中，可见该消音器通过分流和导流这两个过程将该集中喷射的燃气进行逐步减弱，从而有效地降低燃气对消音器的冲击以及提高其消音性能，在实际应用中，该消音器能够将该冲压声爆流的能量减少85%-93%和将噪声分贝率减少至少87%，从而实现基本高空静音的状态。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明提供的航空发动机消音器的侧视结构示意图。

图2为本发明提供的航空发动机消音器的横截面结构示意图。

图3为本发明提供的航空发动机消音器的剖面透视结构示意图。

图4为本发明提供的航空发动机消音器中消音碗的结构示意图。

附图标记：1、消音器连接部；2、消音器功能部；3、连接主体管；4、接合结构；5、消音碗组合件；6、导流件；7、消音碗；8、预留腔；9、连接环；10、连接环螺孔；11、导流槽；12、主体管延伸壁；13、导流槽外壁；14、导流出射口；15、第一导流子壁；16、第二导流子壁；17、第三导流子壁；18、第四导流子壁；19、上端开口部；20、下端开口部；21、消音碗壁部；22、消音碗分流檐；23、消音碗连接檐。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

参阅图1-3，分别为本发明提供的航空发动机消音器的侧视结构示意图、横截面结构示意图和剖面透视结构示意图。该航空发动机消音器包括消音器连接部1和消音器功能部2。其中，

该消音器连接部1和该消音器功能部2沿着该消音器的轴线方向连接；该消音器连接部1包括连接主体管3和接合结构4；该连接主体管3的一端与该消音器功能部2连接，该连接主体管3的另一端上设置有该接合结构4；该消音器功能部2包括消音碗组合件5和导流件6；该消音碗组合件5包括若干个依次层叠设置的消音碗7；该导流件6分布设置于该消音碗组合件5的外侧周面上，以对经该若干个消音碗7分流后的气体进行导流。可见，该消音器连接部1用于将该消音器与发动机的尾喷口进行固定连接，以将该发动机的尾喷口喷射的燃气直接传输到该消音器中，以进行后续的消音处理；此外，该消音碗组合件5和导流件6分别对该燃气进行结构性变向分流处理和导流出射处理，从而将该燃气中冲压声爆流的能量进行多级逐渐减弱，以最终到达消音和静音的效果。

优选地，该连接主体管3为呈圆筒状的中空主管；该中空主管内部设有预留腔8，该预留腔8用于容置与该消音器连接的气流喷射端口；该接合结构4包括连接环9和若干连接环螺孔10；该连接环9设置于该连接主体管3的该另一端的内壁面上；该若干连接环螺孔10沿该连接主体管3的周向均匀地分布于该连接主体管3的该另一端处，并贯穿该连接环9设置。其中，该连接环9上可设置有螺纹结构或者卡扣结构，以使该连接主体管3与该发动机的气流喷射端口稳固连接；该若干连接环螺孔10上可螺纹穿设有螺钉或者螺栓，这样当该发动机的气流喷射端口接入到该中空主管的预留腔8时，通过该螺钉或者螺栓对该气流喷射端口进行抵接固定，从而将该气流喷射端口固定于该预留腔8的对应深度位置中。该连接主体管3的端口侧还可设置有气密性密封圈，以避免该连接主体管3与发动机的气流喷射端口连接时发生漏气情况；该预留腔8的设置能够保证具有不同型号尺寸的气流喷射端口均能够接入值该连接主体管3中，以提高该消音器的通用性；此外，由于该气流喷射端口喷射的燃气具有较高的冲击性，为了提高该预留腔8的抗冲击性能，可在该预留腔8的避免上制作相应的机械增强结构，从而提高该预留腔8的机械强度。

优选地，该连接主体管3的该一端与该导流件6一体连接设置；该导流件6包括若干导流槽11，该若干导流槽11沿圆周方向均匀分布设置，该若干导流槽11的一端与该连接主体管3一体连接设置；在该若干导流槽11中，相邻的两个导流槽11之间均通过主体管延伸壁12连接，该主体管延伸壁12的一端与该连接主体管3一体连接设置；该主体管延伸壁12与该连接主体管3的外壁面位于同一圆柱面上；每一个该导流槽11相对于该连接主体管3的外壁面呈中空凸起结构状设置。

优选地，每一个该导流槽11包括导流槽外壁13和导流出射口14；其中，该导流槽外壁13包括第一导流子壁15、第二导流子壁16、第三导流子壁17和第四导流子壁18；该第一导流子壁15与该连接主体管3的外壁之间呈一倾斜角度设置；该第二导流子壁16的一端与该第一导流子壁15连接、并且与该连接主体管3的外壁相互平行设置；该第三导流子壁17和该第四导流子壁18分别设置于该第一导流子壁15和该第二导流子壁16的两侧，并连接该第一导流子壁15和该第二导流子壁16、与该主体管延伸壁12；该导流出射口14由该第二导流子壁16、该第三导流子壁17和该第四导流子壁18共同围闭形成，由该消音碗7分流得到的絮流态气体会被传输到该导流槽11中，最后经过该导流槽11直接从该导流出射口14中排放到外界大气环境，在此过程中，该气流的能量会发生快速的降低。

优选地，该第一导流子壁15、该第二导流子壁16、该第三导流子壁17和该第四导流子壁18的内壁面上还可设置有导流纹理结构，该导流纹理结构沿着该导流槽的长度方向延伸。该导流纹理结构可为沿该长度方向相互平行设置若干细纹理槽或者为沿着该长度方向大致沿着的若干不规则细纹理槽。通过设置该导流纹理结构，能够提高气流在该导流槽中的传输定向性和传输存留时间，从而进一步降低该气流的能量。

参阅图4，为本发明提供的航空发动机消音器中消音碗的结构示意图。每一个该消音碗7包括上端开口部19和下端开口部20；该上端开口部19的横截面尺寸大于该下端开口部20的横截面尺寸；在该消音碗组合件5中，每一个消音碗7的上端开口部19均朝向该消音器连接部1设置；在相邻层叠的两个消音碗7中，其中一个消音碗7的下端开口部20与另一个消音碗7的上端开口部19相互连接设置，以使每一个消音碗7均能够对气体进行分流，从而使从该气流喷射端口喷射的高温高压高速燃气能够被每一个消音碗7进行结构性分流，以将原本具有集中完整气流结构的燃气进行变向分流转换以变为呈絮流态的分散气流，从而极大地降低燃气的能量强度和能量集中程度。

优选地，每一个该消音碗7还包括连接该上端开口部19和该下端开口部20的消音碗壁部21；该上端开口部19和该下端开口部20均具有圆形的横截面形状；该消音碗壁部21为一封闭的圆台侧壁；该圆台侧壁的较小开口端与该上端开口部19连接，该圆台侧壁的较大开口端与该下端开口部20连接，以使每一个该消音碗7整体呈喇叭形状，由于该消音碗7具有喇叭形状，这样每一个消音碗7分流的冲压声爆流都能够最大限度地传输到该导流槽11中，从而最大化实现该冲压声爆流的分散传输。

优选地，每一个该消音碗7的该上端开口部19包括消音碗分流檐22；该消音碗分流檐22为一中空圆柱侧壁，该消音碗分流檐22的中空圆柱侧壁的一端与该消音碗壁部21的一端圆滑连接；每一个该消音碗7的该下端开口部20包括消音碗连接檐23；该消音碗连接檐23为一中空圆柱侧壁，该消音碗连接檐23的中空圆柱侧壁的一端与该消音碗壁部21的另一端连接；由于该消音碗分流檐22设置在该消音碗7的该上端开口部19处，这样使得该冲压声爆流在进入消音碗7后会首先与该消音碗分流檐22发生相互作用，该消音碗分流檐22自身的位置和结构，能够对该冲压声爆流进行强迫性的结构分流，以迫使该冲压声爆流的能量减弱，这样每当该冲压声爆流通过一个消音碗7，其都会相应地发生结构分流，从而达到使该冲压声爆流能量逐渐降低的效果。

优选地，由于该消音碗分流檐22是用于对该冲压声爆流进行结构分流，为了进一步提高该消音碗分流檐22的结构分流性能，该消音碗分流檐22的边缘可设置有非周期性分布的分流微结构，该分流微结构可具有波浪、方形或者齿状的形状，由于该冲压声爆流本身具有完整规律的声波能量分布，为了有效地将该声波能量分别转换为无规则紊乱的分布状态，需要将该分流微结构设成在结构上呈非周期性，这样当该冲压声爆流穿过该消音碗分流檐22时，该冲压声爆流会被该非周期性分布的分流微结构进行切割，从而使得该冲压声爆流内部的能量分布能够被有效和无序地破坏，以转换成无规律的紊流状态，从而有效地降低该冲压声爆流能量。

优选地，该消音碗分流檐22还可具有厚度不均一的外形，具体而言，该消音碗分流檐22沿着分流方向具有依次变厚的厚度分布状态，即该消音碗分流檐22在分流方向的最前端具有较薄的厚度、以及在分流方向的最后端具有较厚的厚度，该消音碗分流檐22在该最前端和该最后端之间的部分具有均匀或者不均匀的厚度变化。当该冲压声爆流经过该消音碗分流檐22时，首先会被该厚度较薄的最前端部切割成为若干冲压声爆子流，该若干冲压声爆子流在后续传输过程后会被逐渐变厚的剩余消音碗分流檐部分进行进一步的切割，从而最终将该冲压声爆流切割分流为紊流状态，并达到降低该冲压声爆流能量的效果。

优选地，在该消音碗组合件5中，该若干个依次层叠设置的消音碗7通过下面方式设置，在相邻层叠设置的两个消音碗7中，靠近该消音器连接部1一侧的消音碗7对应的下端开口部20的最外侧端面、与另一个消音碗7对应的上端开口部19的最外侧端面相互齐平设置，以使该相邻层叠设置的两个消音碗7之间不存在相互交叠的区域，通过上述方式设置相邻两个消音碗7的相对位置，能够充分地利用每一个消音碗7的分流作用，使该冲压声爆流能够在每一个消音碗7中有足够的停留时间进行分流，同时也能够避免该冲压声爆流在未充分分流的情况下就直接传输到该导流槽11中。

优选地，每一个该消音碗7的该下端开口部20的消音碗连接檐23通过焊接的方式与该导流件6连接，以使该若干个消音碗7沿着该导流件6的导流方向依次层叠设置，通过上述焊接的方式能够保证所有消音碗7相互之间保持稳定的相对位置关系，同时也降低了消音碗的安装难度和安装成本。

优选地，为了避免该消音碗连接檐23与该导流件6在焊接过程中形成焊接坏点而降低其分流和导流效果，可在该消音碗连接檐23的边缘均匀地设置若干焊接连接凸块，这样能够有效地提高该消音碗连接檐23与该导流件6之间的焊接稳固性和便捷性，从而有效地防止焊机坏点的出现。

优选地，该连接主体管3具有由第一主体管壁和第二主体管壁相互套设形成的双层壁结构；该第一主体管壁和该第二主体管壁之间还设有一夹缝空间；该夹缝空间的间隔尺寸为10mm-18mm；该夹缝空间内还填充有絮状石棉材料或者碳纤维材料，通过在该夹缝空间内填充具有声波吸收特性的材料能够进一步地降低该冲压声爆流的能量，以提高消音降噪效果。

优选地，该导流件6的数量为偶数，其对称均匀地分布设置于该消音碗组合件5的外侧周面上，具体而言该导流件6的数量可为4、6、8、10，通过将该导流件6的数量设为偶数能够提高该导流件6的气流出射均匀性，以避免发生气流输出不均衡情况的发生。

从上述实施例的内容可知，该航空发动机消音器是基于截流分压的原理设计出对发动机尾喷口喷射的燃气进行截流分压处理和导流出射处理的消音碗结构和导流出射结构，从而将从尾喷口集中喷射的燃气对应产生的冲压声爆流进行强迫性的结构分流，以迫使该冲压声爆流的能量逐渐减弱和到达消音的目的，该WX-I型消音器通过其中的消音碗结构自带的变向作用，将该集中喷射的燃气从集中喷射流状态变换为絮流状态，再通过其中的导流出射结构将处于絮流状态的燃气弱喷射到外界大气环境中，可见该航空发动机消音器通过分流和导流这两个过程将该集中喷射的燃气进行逐步减弱，从而有效地降低燃气对消音器的冲击以及提高其消音性能，在实际应用中，该航空发动机消音器能够将该冲压声爆流的能量减少85%-93%和将噪声分贝率减少至少87%，从而实现基本高空静音的状态；此外，该航空发动机消音器还能通过相应的消音器连接部1连接至不同型号的发动机尾喷口中，从而提高该消音器的通用性。

Claims (8)

1.航空发动机消音器，其包括消音器连接部和消音器功能部，其特征在于，

所述消音器连接部和所述消音器功能部沿着所述消音器的轴线方向连接；

所述消音器连接部包括连接主体管和接合结构；

所述连接主体管的一端与所述消音器功能部连接，所述连接主体管的另一端上设置有所述接合结构；

所述消音器功能部包括消音碗组合件和导流件；

所述消音碗组合件包括若干个依次层叠设置的消音碗；

所述导流件分布设置于所述消音碗组合件的外侧周面上，以对经所述若干个消音碗分流后的气体进行导流；

所述连接主体管的所述一端与所述导流件一体连接设置；

所述导流件包括若干导流槽，所述若干导流槽沿圆周方向均匀分布设置，所述若干导流槽的一端与所述连接主体管一体连接设置；

在所述若干导流槽中，相邻的两个导流槽之间均通过主体管延伸壁连接，

所述主体管延伸壁的一端与所述连接主体管一体连接设置；

所述主体管延伸壁与所述连接主体管的外壁面位于同一圆柱面上；

每一个所述导流槽相对于所述连接主体管的外壁面呈中空凸起结构状设置；

每一个所述导流槽包括导流槽外壁和导流出射口；其中，

所述导流槽外壁包括第一导流子壁、第二导流子壁、第三导流子壁和第四导流子壁；

所述第一导流子壁与所述连接主体管的外壁之间呈一倾斜角度设置；

所述第二导流子壁的一端与所述第一导流子壁连接、并且与所述连接主体管的外壁相互平行设置；

所述第三导流子壁和所述第四导流子壁分别设置于所述第一导流子壁和所述第二导流子壁的两侧，并连接所述第一导流子壁和所述第二导流子壁、与所述主体管延伸壁；

所述导流出射口由所述第二导流子壁、所述第三导流子壁和所述第四导流子壁共同围闭形成。

2.根据权利要求1所述的航空发动机消音器，其特征在于：

所述连接主体管为呈圆筒状的中空主管；

所述中空主管内部设有预留腔，所述预留腔用于容置与所述消音器连接的气流喷射端口；

所述接合结构包括连接环和若干连接环螺孔；

所述连接环设置于所述连接主体管的所述另一端的内壁面上；

所述若干连接环螺孔沿所述连接主体管的周向均匀地分布于所述连接主体管的所述另一端处，并贯穿所述连接环设置。

3.根据权利要求1所述的航空发动机消音器，其特征在于：

每一个所述消音碗包括上端开口部和下端开口部；

所述上端开口部的横截面尺寸大于所述下端开口部的横截面尺寸；

在所述消音碗组合件中，每一个消音碗的上端开口部均朝向所述消音器连接部设置；

在相邻层叠的两个消音碗中，其中一个消音碗的下端开口部与另一个消音碗的上端开口部相互连接设置，以使每一个消音碗均能够对气体进行分流。

4.根据权利要求3所述的航空发动机消音器，其特征在于：

每一个所述消音碗还包括连接所述上端开口部和所述下端开口部的消音碗壁部；所述上端开口部和所述下端开口部均具有圆形的横截面形状；

所述消音碗壁部为一封闭的圆台侧壁；

所述圆台侧壁的较小开口端与所述上端开口部连接，所述圆台侧壁的较大开口端与所述下端开口部连接，以使每一个所述消音碗整体呈喇叭形状。

5.根据权利要求4所述的航空发动机消音器，其特征在于：

每一个所述消音碗的所述上端开口部包括消音碗分流檐；

所述消音碗分流檐为一中空圆柱侧壁，所述消音碗分流檐的中空圆柱侧壁的一端与所述消音碗壁部的一端圆滑连接；

每一个所述消音碗的所述下端开口部包括消音碗连接檐；

所述消音碗连接檐为一中空圆柱侧壁，所述消音碗连接檐的中空圆柱侧壁的一端与所述消音碗壁部的另一端连接。

6.根据权利要求5所述的航空发动机消音器，其特征在于：

在所述消音碗组合件中，所述若干个依次层叠设置的消音碗通过下面方式设置，

在相邻层叠设置的两个消音碗中，靠近所述消音器连接部一侧的消音碗对应的下端开口部的最外侧端面、与另一个消音碗对应的上端开口部的最外侧端面相互齐平设置，以使所述相邻层叠设置的两个消音碗之间不存在相互交叠的区域。

7.根据权利要求6所述的航空发动机消音器，其特征在于：

每一个所述消音碗的所述下端开口部的消音碗连接檐通过焊接的方式与所述导流件连接，以使所述若干个消音碗沿着所述导流件的导流方向依次层叠设置。

8.根据权利要求1所述的航空发动机消音器，其特征在于：

所述连接主体管具有由第一主体管壁和第二主体管壁相互套设形成的双层壁结构；

所述第一主体管壁和所述第二主体管壁之间还设有一夹缝空间；

所述夹缝空间的间隔尺寸为10mm-18mm；

所述夹缝空间内还填充有絮状石棉材料或者碳纤维材料。

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