CN115234374A - 一种空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构 - Google Patents
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Abstract
本申请涉及一种空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构,包括:进气道;射流支板,呈叶型,支撑在进气道的进口部位,其内具有射流腔、防冰腔,其侧壁具有与射流腔连通的射流口、与防冰腔连通的防冰引气孔,其一端自进气道侧壁露出,该端具有与射流腔、防冰腔连通的开口;盖板,连接在射流支板上,封堵开口,其上具有与射流腔连通的预冷液流入孔、与防冰腔连通的防冰气进孔;预冷液接嘴,在预冷液流入孔中安装;防冰气接嘴,在防冰气进孔中安装;射流管,在射流腔内设置,一端封堵,另一端与预冷液流入孔连通,其侧壁具有射流孔;射流嘴,在射流孔中安装;垫块,在射流腔内设置,抵靠住射流管;隔热防振垫,填充在射流腔内。
Description
技术领域
本申请属于空天飞机发动机进气道进口射流预冷设计技术领域,具体涉及一种空天飞机进气道进口射流预冷结构。
背景技术
空天飞机在高空条件下以大马赫数飞行时,其发动机进气道来流总温明显上升,使发动机各截面承受极大的温度负荷,易造成发动机部件的损伤,为此,开发有射流预冷技术,通过在发动机进口处喷射预冷液,预先对发动机进气道进口处的来流进行降温,以此保护航空发动机部件不遭受高温损伤。
当前,射流预冷技术在应用时,多是在空天飞机发动机进气道进口处设置网格或杆状结构形成相连的液路,在发动机进口处喷射预冷液,该种技术方案存在以下缺陷:
1)网格或杆状结构形成相连的液路,刚度小、阻尼弱,在工作时易遭受振动损伤,且抗外物打伤能力弱,无法满足空天飞机发动机的装机要求;
2)对空天飞机发动机进气道来流压损较大,易使进气道进口处气流发生畸变,影响发动机的整体性能;
3)空天飞机在高空条件下以大马赫数飞行时,液路内预冷液喷出前,易被发动机进气道来流加热,影响射流预冷效果;
4)空天飞机以小马赫数飞行时,网格或杆状结构形成相连的液路不具有防冰功能,需要设计额外的防冰装置进行防冰,零部件数量众多,结构可靠性差,且难以装配。
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空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构,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:
一种空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构,包括:
进气道;
射流支板,呈叶型,支撑在进气道的进口部位,其内具有射流腔、防冰腔,其侧壁具有与射流腔连通的射流口、与防冰腔连通的防冰引气孔,其一端自进气道侧壁露出,该端具有与射流腔、防冰腔连通的开口;
盖板,连接在射流支板上,封堵开口,其上具有与射流腔连通的预冷液流入孔、与防冰腔连通的防冰气进孔;
预冷液接嘴,在预冷液流入孔中安装;
防冰气接嘴,在防冰气进孔中安装;
射流管,在射流腔内设置,一端封堵,另一端与预冷液流入孔连通,其侧壁具有射流孔;
射流嘴,在射流孔中安装;
垫块,在射流腔内设置,抵靠住射流管,使射流嘴自射流口漏出;
隔热防振垫,填充在射流腔内。
根据本申请的至少一个实施例,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,射流支板的两端具有凸台结构,分别卡在进气道进口部位侧壁开设的卡槽中。
根据本申请的至少一个实施例,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,射流支板为对开结构。
根据本申请的至少一个实施例,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,防冰腔及其防冰引气孔位于射流支板的前缘部位;
防冰引气孔向射流支板的后缘方向倾斜。
根据本申请的至少一个实施例,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,射流支板开口的一端具有定位槽;
射流管朝向盖板的一端外壁具有定位凸出,卡在定位槽中。
根据本申请的至少一个实施例,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,射流嘴为离心喷嘴。
根据本申请的至少一个实施例,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,射流管的横截面近似矩形;
空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构还包括:
射流嘴安装座,其上具有相对的折边,以相对的卡边卡在射流管两侧相对的边缘上,其上具有与射流孔连通的螺纹孔;
射流嘴螺接在螺纹孔中。
根据本申请的至少一个实施例,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,还包括:
密封垫,垫在射流嘴、射流嘴安装座之间。
根据本申请的至少一个实施例,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,还包括:
垫片,垫在射流支板、射流嘴之间。
根据本申请的至少一个实施例,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,射流腔内具有多个限位槽;
射流管及其相应的部件、结构有多个,每个射流管对应在一个限位槽中设置。
根据本申请的至少一个实施例,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,对应于各个射流管的射流嘴,朝向射流支板的两侧分布。
根据本申请的至少一个实施例,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,对应于各个射流管的射流嘴及其相应的部件、结构有多个,每个射流管上的射流嘴沿射流支板的轴向分布。
根据本申请的至少一个实施例,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,防冰引气孔有多个,在射流支板的两侧沿轴向分布。
根据本申请的至少一个实施例,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,射流支板及其相应的部件、结构有多个;
各个射流支板在进气道的进口部位沿径向排列分布。
附图说明
图1是本申请实施例提供的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构的示意图;
图2是本申请实施例提供的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构的局部示意图;
图3是图2的A-A向剖视图;
图4是本申请实施例提供的射流管的示意图;
图5是本申请实施例提供的射流嘴的示意图;
图6是本申请实施例提供的射流嘴安装座的示意图;
其中:
1-进气道;2-射流支板;3-盖板;4-预冷液接嘴;5-防冰气接嘴;6-射流管;7-射流嘴;8-垫块;9-隔热防振垫;10-射流嘴安装座;11-密封垫;12-垫片。
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
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6对本申请做进一步详细说明。
一种空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构,包括:
进气道1;
射流支板2,呈叶型,支撑在进气道1的进口部位,其内具有射流腔、防冰腔,其侧壁具有与射流腔连通的射流口、与防冰腔连通的防冰引气孔,其一端自进气道1侧壁露出,该端具有与射流腔、防冰腔连通的开口;
盖板3,连接在射流支板2上,封堵开口,其上具有与射流腔连通的预冷液流入孔、与防冰腔连通的防冰气进孔;
预冷液接嘴4,在预冷液流入孔中安装;
防冰气接嘴5,在防冰气进孔中安装;
射流管6,在射流腔内设置,一端封堵,另一端与预冷液流入孔连通,其侧壁具有射流孔;
射流嘴7,在射流孔中安装;
垫块8,在射流腔内设置,抵靠住射流管6,使射流嘴7自射流口漏出;
隔热防振垫9,填充在射流腔内。
对于上述实施例公开的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构,领域内技术人员可以理解的是,其利用射流支板2集成预冷功能及其防冰功能,结构紧凑,便于装配,在空天飞机于高空条件下以大马赫数飞行时,可通过预冷液接嘴4,向射流管6内引入预冷液,经射流嘴7喷入到发动机进口处,对发动机进口处的来流进行预冷降温,保护航空发动机部件不遭受高温损伤,在空天飞机以小马赫数飞行时,可通过防冰气接嘴5向防冰腔引入防冰气,经防冰引气孔排出,附着在射流支板2的表面,实现对防冰功能。
对于上述实施例公开的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构,领域内技术人员还可以理解的是,其整体以射流支板2支撑在进气道1的进口部位,射流支板2呈叶型,可降低对空天飞机发动机进气道来流的压损,避免使进气道进口处气流发生畸变,进而保障发动机的整体性能,且具有足够的刚度、强度,抗外物打伤能够力强,便于装机。
对于上述实施例公开的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构,领域内技术人员还可以理解的是,其设计在射流腔内填充隔热防振垫9,防振隔热垫9可以轻质、隔热、隔振材料制造,其具体形状可以是条形,以能够顺利填充到射流腔内为宜,以防振隔热垫9填充射流腔,一方面,具有阻尼作用,可降低结构整体遭受振动损伤的可能,另一方面,具有隔热作用,包覆射流管6,可避免其内预冷液喷出前,被发动机进气道来流加热,影响射流预冷效果。
对于上述实施例公开的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构,领域内技术人员还可以理解的是,其设计以在射流腔内设置的垫块8,抵靠住射流管6,使射流嘴7自射流口漏出,垫块8的形状可以呈条形,以能够顺利的伸入到射流腔内,抵靠住射流管6,固定射流嘴7为宜,在进行该部分结构装配时,可参照以下步骤进行:
将射流管6连同其上射流嘴7伸入到射流腔内;
将射流嘴7对准射流口,沿射流支板2的径向,推动射流管6,使射流嘴7自射流口漏出;
将垫块8伸入到射流腔内,抵靠住射流管6,固定射流嘴7的位置。
在一些可选的实施例中,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,射流支板2的两端具有凸台结构,分别卡在进气道1进口部位侧壁开设的卡槽中,在进气道1进口部位形成简支结构,使构型稳定。
在一些可选的实施例中,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,射流支板2为对开结构,焊接连接。
在一些可选的实施例中,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,防冰腔及其防冰引气孔位于射流支板2的前缘部位;
防冰引气孔向射流支板2的后缘方向倾斜,以使自其流出的防冰气能够自前向后流动,有效覆盖射流支板2的表面,有效进行防冰。
在一些可选的实施例中,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,射流支板2开口的一端具有定位槽;
射流管6朝向盖板3的一端外壁具有定位凸出,卡在定位槽中,在进行装配时,可容易实现对射流管6、射流嘴7的定位。
在一些可选的实施例中,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,射流嘴7为离心喷嘴,对预冷液雾化效果好,可提高对进气道1进口部位气流的预冷效果。
在一些可选的实施例中,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,射流管6的横截面近似矩形,也可以是其他形状,以便于装配为宜;
空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构还包括:
射流嘴安装座10,其上具有相对的折边,以相对的卡边卡在射流管6两侧相对的边缘上,其上具有与射流孔连通的螺纹孔;
射流嘴7螺接在螺纹孔中。
在一些可选的实施例中,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,还包括:
密封垫11,垫在射流嘴7、射流嘴安装座10之间。
在一些可选的实施例中,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,还包括:
垫片12,垫在射流支板2、射流嘴7之间。
在一些可选的实施例中,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,射流腔内具有多个限位槽;
射流管6及其相应的部件、结构有多个,每个射流管6对应在一个限位槽中设置;
射流管6及其相应的部件、结构,与限位槽的具体数量及其分布位置,可由相关技术人员在应用本申请公开的技术方案时,根据具体实际进行确定,在此不再进行更细致的说明。
在一些可选的实施例中,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,对应于各个射流管6的射流嘴7,朝向射流支板2的两侧分布,具体分布位置,可由相关技术人员在应用本申请公开的技术方案时,根据具体实际进行确定,在此不再进行更细致的说明。
在一些可选的实施例中,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,对应于各个射流管6的射流嘴7及其相应的部件、结构有多个,每个射流管6上的射流嘴7沿射流支板2的轴向分布;
对应于各个射流管6的射流嘴7及其相应的部件、结构的具体数量及其分布位置,可由相关技术人员在应用本申请公开的技术方案时,根据具体实际进行确定,在此不再进行更细致的说明。
在一些可选的实施例中,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,防冰引气孔有多个,在射流支板2的两侧沿轴向分布,其具体数量及其分布位置,可由相关技术人员在应用本申请公开的技术方案时,根据具体实际进行确定,在此不再进行更细致的说明。
在一些可选的实施例中,上述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构中,射流支板2及其相应的部件、结构有多个;
各个射流支板2在进气道1的进口部位沿径向排列分布,或按照一定规律进行排列分布;
射流支板2的具体数量及其分布位置,可由相关技术人员在应用本申请公开的技术方案时,根据具体实际进行确定,在此不再进行更细致的说明。
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)
1.一种空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构,其特征在于,包括:
进气道(1);
射流支板(2),呈叶型,支撑在所述进气道(1)的进口部位,其内具有射流腔、防冰腔,其侧壁具有与所述射流腔连通的射流口、与所述防冰腔连通的防冰引气孔,其一端自所述进气道(1)侧壁露出,该端具有与所述射流腔、防冰腔连通的开口;
盖板(3),连接在所述射流支板(2)上,封堵所述开口,其上具有与所述射流腔连通的预冷液流入孔、与所述防冰腔连通的防冰气进孔;
预冷液接嘴(4),在所述预冷液流入孔中安装;
防冰气接嘴(5),在所述防冰气进孔中安装;
射流管(6),在所述射流腔内设置,一端封堵,另一端与所述预冷液流入孔连通,其侧壁具有射流孔;
射流嘴(7),在所述射流孔中安装;
垫块(8),在所述射流腔内设置,抵靠住所述射流管(6),使所述射流嘴(7)自所述射流口漏出;
隔热防振垫(9),填充在所述射流腔内。
2.根据权利要求1所述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构,其特征在于,
所述射流支板(2)的两端具有凸台结构,分别卡在所述进气道(1)进口部位侧壁开设的卡槽中。
3.根据权利要求1所述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构,其特征在于,
所述射流支板(2)为对开结构。
4.根据权利要求1所述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构,其特征在于,
所述防冰腔及其防冰引气孔位于所述射流支板(2)的前缘部位;
所述防冰引气孔向所述射流支板(2)的后缘方向倾斜。
5.根据权利要求1所述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构,其特征在于,
所述射流支板(2)开口的一端具有定位槽;
所述射流管(6)朝向所述盖板(3)的一端外壁具有定位凸出,卡在所述定位槽中。
6.根据权利要求1所述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构,其特征在于,
所述射流嘴(7)为离心喷嘴。
7.根据权利要求1所述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构,其特征在于,
所述射流管(6)的横截面近似矩形;
所述空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构还包括:
射流嘴安装座(10),其上具有相对的折边,以相对的卡边卡在所述射流管(6)两侧相对的边缘上,其上具有与所述射流孔连通的螺纹孔;
所述射流嘴(7)螺接在所述螺纹孔中。
8.根据权利要求7所述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构,其特征在于,
还包括:
密封垫(11),垫在所述射流嘴(7)、射流嘴安装座(10)之间。
9.根据权利要求7所述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构,其特征在于,
还包括:
垫片(12),垫在所述射流支板(2)、射流嘴(7)之间。
10.根据权利要求1所述的空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构,其特征在于,
所述射流腔内具有多个限位槽;
所述射流管(6)及其相应的部件、结构有多个,每个所述射流管(6)对应在一个所述限位槽中设置。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202210885376.XA CN115234374A (zh) | 2022-07-26 | 2022-07-26 | 一种空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构 |
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Publications (1)
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ID=83674844
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CN202210885376.XA Pending CN115234374A (zh) | 2022-07-26 | 2022-07-26 | 一种空天飞机发动机进气道进口射流预冷结构 |
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- 2022-07-26 CN CN202210885376.XA patent/CN115234374A/zh active Pending
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