CN116293820A - 一种航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构 - Google Patents

一种航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构 Download PDF

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Abstract

一种航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构，包括：环形外壁，其上具有多个安装孔；分流环，在环形外壁内设置，与环形外壁之间构成外涵，其侧壁上具有多个沿周向分布的条形通孔；内锥体，在分流环内设置，与分流环之间构成内涵，其内中空，外壁上具有多个沿周向分布的条形通孔以及多个气膜孔；多个支板，沿周向支撑在分流环、内锥体之间，其内中空，连通分流环、内锥体上的各个条形通孔，侧壁具有多个气膜孔；多个低温介质喷射杆，安装在各个安装孔中，连通低温介质源，通过分流环侧壁上的各个条形通孔伸入到支板中，以及通过内锥体外壁上的各个条形通孔伸入到内锥体中，其上部分喷嘴位于支板中，部分喷嘴位于内锥体中。

Description

一种航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构
技术领域
本申请属于航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制技术领域，具体涉及一种航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构。
背景技术
航空发动机加力燃烧室主要包括环形外壁、在环形外壁内设置的分流环、在分流环内设置的内锥体，以及沿周向支撑在分流环、内锥体之间的支板，其中，环形外壁、分流环之间构成外涵，分流环、内锥体之间构成内涵。
航空发动机加力燃烧室内涵气流具有极高的温度，内锥体及其支板处于内涵高温气流中，表面温度较高，红外辐射信号明显，不利于航空发动机红外隐身。
为了提高航空发动机的红外隐身性能，当前，多是设计各个支板以及内锥体为中空结构，分流环、内锥体上具有沿周向分布的条形通孔，各个支板内部与分流环、内锥体上的条形通孔连通，以及在各个支板、内锥体上开设气膜孔，基于此，外涵气流可通过分流环上的各个条形通孔进入到支板内部，进入到各个支板内部的外涵气流部分可通过其上的气膜孔流出，以此能够降低各个支板表面的温度，进入到各个支板内部的外涵气流部分可通过内锥体上的条形通孔进入到内锥体内，进而通过内锥体上的气膜孔流出，以此能够降低内锥体表面的温度，从而可抑制航空发动机红外辐射信号的强度，提高航空发动机的红外隐身性能，但，该种技术方案存在以下缺陷：
1)外涵气流温度虽低于内涵气流温度较，但其温度仍然较高，且流量受限，并不足以使各个支板及其内锥体表面温度降至较低，对于提高航空发动机红外隐身性能的能力受限；
2)流入各个支板及其内锥体外涵气流的流量缺少主动控制，对于提高航空发动机红外隐身性能不够稳定，且难以在短时间内快速抑制航空发动机红外辐射信号的强度，不能够满足航空发动机某些情形下需要在短时间内快速增强红外隐身性能的需求。
鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
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，其并不必然属于本申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请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申请的新颖性和创造性。
发明内容
本申请的目的是提供一种航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
本申请的技术方案是：
一种航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构，包括：
环形外壁，其上具有多个沿周向分布的安装孔；
分流环，在环形外壁内设置，与环形外壁之间构成外涵，其侧壁上具有多个沿周向分布的条形通孔；
内锥体，在分流环内设置，与分流环之间构成内涵，其内中空，外壁上具有多个沿周向分布的条形通孔以及多个气膜孔；
多个支板，沿周向支撑在分流环、内锥体之间，其内中空，连通分流环、内锥体上的各个条形通孔，侧壁具有多个气膜孔；
多个低温介质喷射杆，安装在各个安装孔中，连通低温介质源，通过分流环侧壁上的各个条形通孔伸入到支板中，以及通过内锥体外壁上的各个条形通孔伸入到内锥体中，其上部分喷嘴位于支板中，部分喷嘴位于内锥体中。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构中，环形外壁上具有环绕各个安装孔的安装凸台；
各个低温介质喷射杆外壁具有安装边，各个安装边通过螺钉连接在安装凸台上。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构中，各个支板上缘两侧壁两侧具有连接边，各个连接边通过沉头螺钉、自锁螺母紧固在分流环上，该处沉头螺钉的头部沉入连接边，连接边沉入分流环内壁面。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构中，各个支板的下缘通过螺钉、六角螺母紧固在内锥体外壁上，该处螺钉的头部位于支板中，六角螺母位于内锥体内。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构中，内锥体的外壁、内壁间在前端设计环形连接边利用螺栓进行连接。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构中，内锥体的外壁分为前后两段，前段、后段之间通过止口进行定心、定位，并利用螺钉连接。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构中，内锥体上的条形通孔位于其前段上，气膜孔位于其后段上。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构中，各个低温介质喷射杆靠近各个支板的前缘。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构中，低温介质源为低温空气源或液氮源。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构中，还包括：
多个隔板，在各个支板中设置，靠近支板前缘，与支板前缘之间形成容腔，其上具有连通孔；各个低温介质喷射杆处于支板中的部位，位于容腔中。
附图说明
图1是本申请实施例提供的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构的示意图；
图2是本申请实施例提供的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构的装配示意图；
图3是本申请实施例提供的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构的剖视图；
图4是图3的A-A向视图；
其中：
1-环形外壁；2-分流环；3-内锥体；4-支板；5-低温介质喷射杆；6-隔板。
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，不能理解为对本申请的限制。
具体实施方式
为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请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申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请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。
此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“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申请的限制。本申请描述中所使用的“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。本申请描述中所使用的“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。本申请描述中所使用的“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。
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“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申请中的具体含义。
下面结合附图1至图4对本申请做进一步详细说明。
一种航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构，包括：
环形外壁1，其上具有多个沿周向分布的安装孔；
分流环2，在环形外壁1内设置，与环形外壁之间构成外涵，其侧壁上具有多个沿周向分布的条形通孔；
内锥体3，在分流环2内设置，与分流环2之间构成内涵，其内中空，外壁上具有多个沿周向分布的条形通孔以及多个气膜孔；
多个支板4，沿周向支撑在分流环2、内锥体3之间，其内中空，连通分流环2、内锥体3上的各个条形通孔，侧壁具有多个气膜孔；
多个低温介质喷射杆5，安装在各个安装孔中，连通低温介质源，通过分流环2侧壁上的各个条形通孔伸入到支板4中，以及通过内锥体3外壁上的各个条形通孔伸入到内锥体3中，其上部分喷嘴位于支板4中，部分喷嘴位于内锥体3中。
上述实施例公开的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构，在航空发动机工作时，可通过分流环2上的各个条形通孔，将外涵气流引入到各个支板4内部，进入到各个支板4内部的外涵气流部分可通过其上的气膜孔流出，以此能够降低各个支板4表面的温度，此外，进入到各个支板4内部的外涵气流部分可通过内锥体3上的条形通孔进入到内锥体3内，进而可通过内锥体3上的气膜孔流出，以此能够降低内锥体3表面的温度，即是利用外涵气流降低各个支板4及其内锥体3表面的温度，从而抑制航空发动机红外辐射信号的强度，提高航空发动机的红外隐身性能。
上述实施例公开的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构，在航空发动机工作时，还可以通过各个低温介质喷射杆5上的喷嘴向各个支板4及其内锥体3内喷入低温介质，进入到各个支板4内低温介质可与其内外涵气流混合后通过其上的气膜孔流出，进入到内锥体3内的低温介质可与其内外涵气流混合后通过其上的气膜孔流出，低温介质具有较低的温度，可将各个支板4及其内锥体3表面降至较低的温度，以此能够弥补外涵气流降温能力的不足，快速有效的抑制航空发动机红外辐射信号的强度，提高航空发动机的红外隐身性能，此外，可通过控制通入各个支板4及其内锥体3内低温介质的流量，控制各个支板4及其内锥体3表面温度的稳定，使航空发动机红外隐身性能保持稳定，且可通过控制短时间内向各个支板4及其内锥体3内大量通入低温介质，使各个支板4及其内锥体3表面的温度在短时间内快速降低，从而能够在短时间内快速抑制航空发动机红外辐射信号的强度，满足航空发动机某些情形下需要在短时间内快速增强红外隐身性能的需求。
上述实施例公开的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构中，可通过设置相应的阀门，接入航空发动机控制***，对通过各个低温介质喷射杆5通入各个支板4及其内锥体3内低温介质的流量进行控制。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构中，环形外壁1上具有环绕各个安装孔的安装凸台；
各个低温介质喷射杆5外壁具有安装边，各个安装边通过螺钉连接在安装凸台上。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构中，各个支板4上缘两侧壁两侧具有连接边，各个连接边通过沉头螺钉、自锁螺母紧固在分流环2上，该处沉头螺钉的头部沉入连接边，连接边沉入分流环2的内壁面，以避免影响内涵气动性能。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构中，各个支板4的下缘通过螺钉、六角螺母紧固在内锥体3外壁上，该处螺钉的头部位于支板4中，六角螺母位于内锥体3内，以避免影响内涵气动性能。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构中，内锥体3的外壁、内壁间在前端设计环形连接边利用螺栓进行连接，以便于对结构进行装配，且可通过对内壁的修型，对气流进行导流。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构中，内锥体3的外壁分为前后两段，前段、后段之间通过止口进行定心、定位，并利用螺钉连接，以便于对结构进行装配。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构中，内锥体3上的条形通孔位于其前段上，气膜孔位于其后段上，内锥体3对航空发动机红外隐身性能的影响主要集中在后段，设计其上气膜孔集中在后段上，可高效的利用外涵气流、低温介质提高航空发动机的红外隐身性能。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构中，各个低温介质喷射杆5靠近各个支板4的前缘，对应位于内锥体3的前段，通过低温介质喷射杆5喷嘴进入到各个支板4及其内锥体3内的低温介质可充分的沿程与外涵气流进行掺混，促进对各个支板4及其内锥体3表面各处冷却的均匀性。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构中，低温介质源为低温空气源或液氮源。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构中，还包括：
多个隔板6，在各个支板4中设置，靠近支板4前缘，与支板4前缘之间形成容腔，其上具有连通孔；各个低温介质喷射杆5处于支板4中的部位，位于容腔中，通过低温介质喷射杆5喷嘴进入到各个支板4内的低温介质，可首先在容腔内进行均匀化，其后通过连通孔进入到支板4后段，进而可充分的沿程与外涵气流进行掺混，促进对各个支板4表面各处冷却的均匀性。
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。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，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申请的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构，其特征在于，包括：
环形外壁(1)，其上具有多个沿周向分布的安装孔；
分流环(2)，在环形外壁(1)内设置，与环形外壁之间构成外涵，其侧壁上具有多个沿周向分布的条形通孔；
内锥体(3)，在分流环(2)内设置，与分流环(2)之间构成内涵，其内中空，外壁上具有多个沿周向分布的条形通孔以及多个气膜孔；
多个支板(4)，沿周向支撑在分流环(2)、内锥体(3)之间，其内中空，连通分流环(2)、内锥体(3)上的各个条形通孔，侧壁具有多个气膜孔；
多个低温介质喷射杆(5)，安装在各个安装孔中，连通低温介质源，通过分流环(2)侧壁上的各个条形通孔伸入到支板(4)中，以及通过内锥体(3)外壁上的各个条形通孔伸入到内锥体(3)中，其上部分喷嘴位于支板(4)中，部分喷嘴位于内锥体(3)中。
2.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构，其特征在于，
环形外壁(1)上具有环绕各个安装孔的安装凸台；
各个低温介质喷射杆(5)外壁具有安装边，各个安装边通过螺钉连接在安装凸台上。
3.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构，其特征在于，
各个支板(4)上缘两侧壁两侧具有连接边，各个连接边通过沉头螺钉、自锁螺母紧固在分流环(2)上，该处沉头螺钉的头部沉入连接边的内壁面。
4.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构，其特征在于，
各个支板(4)的下缘通过螺钉、六角螺母紧固在内锥体(3)外壁上，该处螺钉的头部位于支板(4)中，六角螺母位于内锥体(3)内。
5.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构，其特征在于，
内锥体(3)的外壁、内壁间在前端设计环形连接边利用螺栓进行连接。
6.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构，其特征在于，
内锥体(3)的外壁分为前后两段，前段、后段之间通过止口进行定心、定位，并利用螺钉连接。
7.根据权利要求6所述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构，其特征在于，
内锥体(3)上的条形通孔位于其前段上，气膜孔位于其后段上。
8.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构，其特征在于，
各个低温介质喷射杆(5)靠近各个支板(4)的前缘。
9.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构，其特征在于，
低温介质源为低温空气源或液氮源。
10.根据权利要求1所述的航空发动机加力燃烧室红外辐射信号抑制增强结构，其特征在于，
还包括：
多个隔板(6)，在各个支板(4)中设置，靠近支板(4)前缘，与支板(4)前缘之间形成容腔，其上具有连通孔；各个低温介质喷射杆(5)处于支板(4)中的部位，位于容腔中。
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