一种航空发动机红外辐射信号控制S弯喷管的制作方法

一种航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管
技术领域
1.本技术属于航空发动机s弯喷管设计技术领域，具体涉及一种航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管。


背景技术：

2.航空发动机设计采用s弯喷管，利用s型弯对航空发动机后端低压涡轮高温部件进行遮挡，以降低红外红辐射信号强度，提高航空发动机的红外隐身性能。
3.航空发动机的排气具有较高的温度，会使s弯喷管上侧壁弯曲部位具有较高的温度，同时该部位为后向可视部位，其红外辐射信号会被捕获，影响航空发动机的红外隐身性能，且不具备对于红外辐射信号强度的调节控制能力，难以在短时间内快速降低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。
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，其并不必然属于本技术的现有技术，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发动机红外辐射信号抑制s弯喷管，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：
8.一种航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管，包括：
9.圆转方段，进口端用以连接到低压涡轮后端；
10.s弯左侧壁，前端连接在圆转方段出口端左侧；
11.s弯右侧壁，前端连接在圆转方段出口端右侧；
12.s弯下侧壁，前端连接在圆转方段出口端下侧；
13.s弯上侧壁，前端连接在圆转方段出口端上侧，与s弯左侧壁、s弯右侧壁、s弯下侧壁相互拼接，其上后向可视部位具有多个冲击冷却孔，外壁具有环绕后向可视部位的环形支撑边；
14.盖板，连接在环形支撑边上，其上具有低温介质通入孔；
15.分流板，在环形支撑边内设置，连接在盖板上，与盖板之间形成分流腔，其上具有多个分流孔，与s弯上侧壁之间形成冲击冷却腔；
16.隔热屏，连接在s弯上侧壁内侧，覆盖后向可视部位，与s弯上侧壁之间形成隔热腔，其上具有多个气膜孔。
17.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管中，环形支撑边具有外向环形折边；
18.盖板边缘部位与外向环形折边通过螺栓进行连接。
19.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管中，盖板、分流板之间设计有多个支架，利用螺栓进行连接。
20.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管中，s弯上侧壁内侧后向可视部位局部凹陷，形成凹槽；
21.隔热屏边缘部位弯折形成弯折边，弯折边卡入到凹槽中，支撑在s弯上侧壁内侧，使隔热屏与s弯上侧壁内侧平齐，且光滑过渡。
22.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管中，s弯上侧壁、隔热屏之间通过螺栓进行紧固。
23.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管中，还包括：
24.喇叭口，连接在盖板上，与低温介质通入孔连通，通过管路连通低温介质源，低温介质源为低温空气或液氮。
附图说明
25.图1是本技术实施例提供的航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管的示意图；
26.图2是本技术实施例提供的航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管装配示意图；
27.图3是本技术实施例提供的航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管的局部示意图；
28.图4是本技术实施例提供的航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管的后向可视部位的示意图；
29.其中：
30.1-圆转方段；2-s弯左侧壁；3-s弯右侧壁；4-s弯下侧壁；5-s弯上侧壁；6-盖板；7-分流板；8-隔热屏；9喇叭口。
31.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，不能理解为对本技术的限制。
具体实施方式
32.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。
33.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。
34.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。
35.下面结合附图1至图4对本技术做进一步详细说明。
36.一种航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管，如图2所示，包括：
37.圆转方段1，进口端用以连接到低压涡轮后端；
38.s弯左侧壁2，前端连接在圆转方段1出口端左侧；
39.s弯右侧壁3，前端连接在圆转方段1出口端右侧；
40.s弯下侧壁4，前端连接在圆转方段1出口端下侧；
41.s弯上侧壁5，前端连接在圆转方段1出口端上侧，与s弯左侧壁2、s弯右侧壁3、s弯下侧壁4相互拼接，其上后向可视部位具有多个冲击冷却孔，外壁具有环绕后向可视部位的环形支撑边；
42.盖板6，连接在环形支撑边上，其上具有低温介质通入孔；
43.分流板7，在环形支撑边内设置，连接在盖板6上，与盖板6之间形成分流腔，其上具有多个分流孔，与s弯上侧壁5之间形成冲击冷却腔；
44.隔热屏8，连接在s弯上侧壁5内侧，覆盖后向可视部位，与s弯上侧壁5之间形成隔热腔，其上具有多个气膜孔。
45.上述实施例公开的航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管，在航空发动机工作时，可通过低温介质通入孔向分流腔内通入低温介质，低温介质在分流腔内均布，通过分流孔均匀流入到冲击冷却腔内，对s弯上侧壁5后向可视部位进行均匀的冲击冷却，其后通过冲击冷却孔流入到隔热腔内，由气膜孔流出，汇入到航空发动机排气中，如图3所示，使s弯喷管后向可视部位维持较低的温度，以此，能够降低s弯喷管后向可视部位的红外辐射信号强度，提高航空发动机的红外隐身性能，且可通过控制低温介质的流量，控制s弯喷管后向可视部位的温度及其红外辐射信号强度，使航空发动机能够保持稳定的红外隐身性能，此外，可通过控制短时间内大量通入低温介质，使s弯喷管后向可视部位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。
46.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管中，环形支撑边具有外向环形折边；
47.盖板6边缘部位与外向环形折边通过螺栓进行连接。
48.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管中，盖板6、分流板7之间设计有多个支架，利用螺栓进行连接。
49.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管中，s弯上
侧壁5内侧后向可视部位局部凹陷，形成凹槽；
50.隔热屏8边缘部位弯折形成弯折边，弯折边卡入到凹槽中，支撑在s弯上侧壁5内侧，稳定的构造隔热腔，且使隔热屏8与s弯上侧壁5内侧平齐，并光滑过渡，以保证气动性能。
51.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管中，s弯上侧壁5、隔热屏8之间通过螺栓进行紧固。
52.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管中，还包括：
53.喇叭口9，连接在盖板6上，与低温介质通入孔连通，通过管路连通低温介质源，低温介质源为低温空气或液氮，具有较低的温度，低温介质可通过管路流入到喇叭口中9，进行扩压降速，使流动平稳，其后通过低温介质通入孔通入到分流腔中，低温介质的流量可通过在管路上设置相应的阀门，接入航空发动机控制系统进行控制。
54.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管中，为了保证对s弯上侧壁5后向可视部位的温度控制，可设计盖板6、分流板7、隔热屏8及其相应的结构覆盖范围略大于s弯上侧壁5上的后向可视部位，如图4所示。
55.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。
56.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：
1.一种航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管，其特征在于，包括：圆转方段(1)，进口端用以连接到低压涡轮后端；s弯左侧壁(2)，前端连接在圆转方段(1)出口端左侧；s弯右侧壁(3)，前端连接在圆转方段(1)出口端右侧；s弯下侧壁(4)，前端连接在圆转方段(1)出口端下侧；s弯上侧壁(5)，前端连接在圆转方段(1)出口端上侧，与s弯左侧壁(2)、s弯右侧壁(3)、s弯下侧壁(4)相互拼接，其上后向可视部位具有多个冲击冷却孔，外壁具有环绕后向可视部位的环形支撑边；盖板(6)，连接在环形支撑边上，其上具有低温介质通入孔；分流板(7)，在环形支撑边内设置，连接在盖板(6)上，与盖板(6)之间形成分流腔，其上具有多个分流孔，与s弯上侧壁(5)之间形成冲击冷却腔；隔热屏(8)，连接在s弯上侧壁(5)内侧，覆盖后向可视部位，与s弯上侧壁(5)之间形成隔热腔，其上具有多个气膜孔。2.根据权利要求1所述的航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管，其特征在于，环形支撑边具有外向环形折边；盖板(6)边缘部位与外向环形折边通过螺栓进行连接。3.根据权利要求1所述的航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管，其特征在于，盖板(6)、分流板(7)之间设计有多个支架，利用螺栓进行连接。4.根据权利要求1所述的航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管，其特征在于，s弯上侧壁(5)内侧后向可视部位局部凹陷，形成凹槽；隔热屏(8)边缘部位弯折形成弯折边，弯折边卡入到凹槽中，支撑在s弯上侧壁(5)内侧，使隔热屏(8)与s弯上侧壁(5)内侧平齐，且光滑过渡。5.根据权利要求1所述的航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管，其特征在于，s弯上侧壁(5)、隔热屏(8)之间通过螺栓进行紧固。6.根据权利要求1所述的航空发动机红外辐射信号控制s弯喷管，其特征在于，还包括：喇叭口(9)，连接在盖板(6)上，与低温介质通入孔连通，通过管路连通低温介质源，低温介质源为低温空气或液氮。

技术总结
本申请属于航空发动机S弯喷管设计技术领域，具体涉及一种航空发动机红外辐射信号控制S弯喷管，包括：圆转方段，进口端用以连接到低压涡轮后端；S弯左侧壁、S弯右侧壁、S弯下侧壁、S弯上侧壁接在圆转方段出口端，相互拼接，且S弯上侧壁其上后向可视部位具有多个冲击冷却孔，外壁具有环绕后向可视部位的环形支撑边；盖板，连接在环形支撑边上，其上具有低温介质通入孔；分流板，在环形支撑边内设置，连接在盖板上，与盖板之间形成分流腔，其上具有多个分流孔，与S弯上侧壁之间形成冲击冷却腔；隔热屏，连接在S弯上侧壁内侧，覆盖后向可视部位，与S弯上侧壁之间形成隔热腔，其上具有多个气膜孔。膜孔。膜孔。


技术研发人员：王群 邓洪伟 卢浩浩 芮长胜 杨胜男 陈瀚赜 朱雪朋
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：2023.04.17
技术公布日：2023/6/7