申请/专利权人:中国航发商用航空发动机有限责任公司
申请日:2021-01-26
公开(公告)日:2021-09-21
公开(公告)号:CN214247530U
主分类号:F02K3/04(20060101)
分类号:F02K3/04(20060101);F02C7/18(20060101)
优先权:
专利状态码:有效-授权
法律状态:2021.09.21#授权
摘要:本实用新型公开了一种涡扇发动机内涵排气装置以及航空发动机,涉及航空发动机领域,用以有效实现对尾锥的冷却。涡扇发动机内涵排气装置包括尾喷管、尾锥以及引气管。尾喷管具有贯通自身轴线方向的第一通孔。尾锥位于尾喷管的第一通孔的下游,且部分位于尾喷管的外部;尾锥与尾喷管固定连接;尾锥的壁体被构造为双层或者多层的,且在相邻两层壁体之间形成空腔。引气管,位于尾锥的内壁的上游,且位于第一通孔中;引气管与尾喷管和尾锥至少其中之一固定连接,引气管的一端与尾锥的壁体之间的空腔流体连通。上述技术方案,其尾锥采用双层壁或者多层壁结构,并且经由引气管将外部冷却气体引入到尾锥的空腔中,以实现对尾锥的有效冷却。
主权项:1.一种涡扇发动机内涵排气装置,其特征在于,包括:尾喷管1,具有贯通自身轴线方向的第一通孔11;尾锥2,位于所述尾喷管1的所述第一通孔11的下游,且部分位于所述尾喷管1的外部;所述尾锥2与所述尾喷管1固定连接;所述尾锥2的壁体被构造为双层或者多层的,且在相邻两层所述壁体之间形成空腔20;以及引气管3,位于所述尾锥2的内壁的上游,且位于所述第一通孔11中;所述引气管3与所述尾喷管1和所述尾锥2至少其中之一固定连接,所述引气管3的一端与所述尾锥2的壁体之间的空腔20流体连通。
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权利要求:
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