CN106314807B - 一种吸气式超燃冲压发动机的推力架结构 - Google Patents
一种吸气式超燃冲压发动机的推力架结构 Download PDFInfo
- Publication number
- CN106314807B CN106314807B CN201610710112.5A CN201610710112A CN106314807B CN 106314807 B CN106314807 B CN 106314807B CN 201610710112 A CN201610710112 A CN 201610710112A CN 106314807 B CN106314807 B CN 106314807B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- heat
- engine
- fuselage
- sliding block
- thrust frame
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 13
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims abstract description 11
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 claims abstract description 10
- 210000001015 abdomen Anatomy 0.000 claims abstract description 4
- 238000009413 insulation Methods 0.000 claims description 9
- 238000010276 construction Methods 0.000 claims description 4
- 210000005069 ears Anatomy 0.000 claims description 3
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims description 3
- 230000008450 motivation Effects 0.000 claims description 2
- 239000002243 precursor Substances 0.000 claims 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 abstract description 5
- 238000004080 punching Methods 0.000 abstract 1
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 description 3
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 2
- 239000012141 concentrate Substances 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 230000006870 function Effects 0.000 description 2
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 2
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 2
- 240000002853 Nelumbo nucifera Species 0.000 description 1
- 235000006508 Nelumbo nucifera Nutrition 0.000 description 1
- 235000006510 Nelumbo pentapetala Nutrition 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000012938 design process Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000011900 installation process Methods 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 238000011835 investigation Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
Abstract
本发明公开了一种吸气式超燃冲压发动机的推力架结构，采用“对流冷却+被动隔热”的热防护方式，用来阻止发动机内部热量传递至机身内部，为飞行器机身内部的低温推进剂储箱提供适宜的工作环境。冲压发动机位于飞行器机身腹部，进气道压缩面、发动机机体与尾喷管为一体结构；推力架位于发动机机体上连接发动机机体与机身承载框架，热交换面板与上面板通过若干波纹腹板连接，并在与波纹腹板之间形成的空间内填充隔热纤维，形成隔热承载一体化防热层；热交换面板内均布若干冷却管路。工字梁与滑块组合形成滑动承载结构，分别位于上面板的中间和尾部；工字梁与滑块间以滑动来消除上下结构间的热膨胀变形的不匹配，减小结构的热应力。
Description
技术领域
本发明涉及吸气式超燃冲压发动机领域，具体地说，涉及一种吸气式超燃冲压发动机的推力架结构。
背景技术
高超声速运载器、天地往返空天飞行器等都需要采用吸气式超燃冲压发动机。目前，高超声速飞行器均采用推力架结构来实现发动机机体与飞行器机身之间的连接。
超燃冲压发动机在工作过程中，需要承受严峻的气动的加热和推进剂燃气加热，发动机内部最高温度通常达到3000K以上，而与超燃冲压发动机连接的机身舱段内通常布置推进剂储箱，且储箱结构对工作环境的要求极为严苛，因此隔热性能是推力架结构设计的一项关键指标。此外，超燃冲压发动机在高温环境下工作，必然会发生严重的热膨胀，从而导致发动机机体与高超声速飞行器机身之间出现热膨胀变形不匹配，从而产生的极大的热应力，因此在推力架结构设计过程中，需要充分考虑其结构热应力的影响。
文献“高超声速组合动力飞行器结构初步设计研究”(西北工业大学，2014，硕士学位论文)一文中,介绍了一种发动机推力架结构，该推力架利用抗弯夹芯结构矩形梁结构，在发动机机体与飞行器机身之间传递推力，但是这类结构没有充分考虑推力架结构在热载荷作用下的热应力，对超燃冲压发动机性能有所影响。
发明内容
为了避免现有技术存在的不足，克服现有推力架结构隔热和热膨胀变形不匹配的问题，本发明提出一种吸气式超燃冲压发动机的推力架结构。该结构以“对流冷却+被动隔热”的热防护方式，用来阻止发动机内部热量传递至机身内部，为飞行器机身内部的低温推进剂储箱提供适宜的工作环境。结构采用“前端铰接+滑轨连接”的连接方式，使得结构热膨胀变形能释放，避免发动机与机身连接处的热应力集中。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:吸气式超燃冲压发动机的推力架结构，由飞行器机身、超燃冲压发动机、前体进气道压缩面、发动机机体、后体尾喷管和机身承载框架、推力架组成，超燃冲压发动机位于飞行器机身腹部，前体进气道压缩面、发动机机体与后体尾喷管为一体结构，推力架位于发动机机体上面，用于连接发动机机体与机身承载框架，其特征在于，所述推力架还包括热交换面板、波纹腹板、隔热纤维、上固定件、下固定件、工字梁、滑块、冷却管路、上面板，热交换面板与上面板通过若干波纹腹板连接，并在与波纹腹板之间形成的空间内填充隔热纤维，形成隔热、承载一体化防热层；热交换面板内均布若干冷却管路；工字梁与滑块组合形成滑动支撑结构，滑动支撑结构分别位于上面板的中间部位和尾部，工字梁与机身承载框架通过螺栓连接，滑块与上面板通过螺栓连接，工字梁与滑块间以滑动来消除上下结构之间的热膨胀变形的不匹配，减小结构的热应力；上固定件与下固定件通过螺栓连接形成固定结构件，固定结构件位于上面板的前端部，下固定件与上面板通过螺栓固连，上固定件与机身承载框架通过螺栓固连。
所述上固定件与所述下固定件均为T字形结构，上固定件中间单耳上开有两个平行对称的圆孔，下固定件中间双耳上分别开有两个平行对称的圆孔，上固定件的圆孔与下固定件的圆孔同轴。
工字梁与滑块组合形成的滑动支撑结构为多件。
有益效果
本发明提出的吸气式超燃冲压发动机的推力架结构，采用“对流冷却+被动隔热”的热防护方式，用来阻止发动机内部热量传递至机身内部，为飞行器机身内部的低温推进剂储箱提供适宜的工作环境；通过“前端铰接+滑轨连接”的连接方式，使得结构热膨胀变形能释放，避免发动机与机身连接处的热应力集中。
本发明吸气式超燃冲压发动机的推力架结构，用于连接超燃冲压发动机机体与飞行器机身。推力架结构由热交换面板、波纹夹芯防隔热/承载一体化防热层、固定结构、可滑动支撑结构以及机身内部承载梁组成，其中可滑动支撑结构包括工字梁和滑块。热交换面板作为发动机结构外壳，下表面与发动机内部其它结构相连接，上表面采用波纹夹芯腹板、高温隔热纤维形成隔热/承载一体化防热层，通过螺栓与滑块连接，工字梁利用螺栓与飞行器机身内部承载结构固定。工字梁和滑块之间滑动来消除上下结构之间的热膨胀变形的不匹配，从而减小结构的热应力。
本发明吸气式超燃冲压发动机的推力架结构，使得超燃冲压发动机与飞行器机身之间通过离散点安装，安装过程简单，热交换面板与波纹夹芯结构的“主动+被动”防热方式，为机身结构及内部低温推进剂储箱提供较大的空间。各结构部件实现多功能、多用途，在完成推力架结构隔热和承载功能的前提下，能最大程度减小结构的质量。
附图说明
下面结合附图和实施方式对本发明一种吸气式超燃冲压发动机的推力架结构作进一步详细说明。
图1为超燃冲压发动机在典型高超声速飞行器中安装部位示意图。
图2为超燃冲压发动机及推力架结构示意图。
图3为推力架结构轴测图。
图4为推力架结构剖视图。
图5为推力架结构剖视放大图。
图6为上固定件与下固定件结构轴测图。
图7为滑动支撑结构轴测图。
图中
1.飞行器机身 2.超燃冲压发动机 3.前体进气道压缩面 4.发动机机体 5.后体尾喷管 6.推力架 7.热交换面板 8.波纹腹板 9.隔热纤维 10.上固定件 11.下固定件12.螺栓 13.工字梁 14.滑块 15.机身承载框架 16.冷却管路 17.上面板
具体实施方式
本实施例是一种吸气式超燃冲压发动机的推力架结构。
参阅图1～图7，本实施例吸气式超燃冲压发动机的推力架结构，由飞行器机身1、超燃冲压发动机2、前体进气道压缩面3、发动机机体4、后体尾喷管5和机身承载框架15、推力架6组成，超燃冲压发动机2位于飞行器机身1腹部，前体进气道压缩面3、发动机机体4与后体尾喷管5为一体结构，其中前体进气道压缩面3和后体尾喷管5同时又作为飞行器机身的一部分用于承受气动载荷。推力架6安装在发动机机体4上面，用于连接发动机机体4与机身承载框架15。其中，推力架包括热交换面板7、波纹腹板8、隔热纤维9、上固定件10、下固定件11、工字梁13、滑块14、螺栓12、冷却管路16、上面板17，热交换面板7与上面板17通过若干波纹腹板8连接，并在与波纹腹板之间形成的空间内填充隔热纤维9，形成隔热、承载一体化防热层；热交换面板7内均布若干冷却管路。工字梁13与滑块14组合形成滑动支撑结构，滑动支撑结构分别安装在上面板17的中间部位和尾部，工字梁13与机身承载框架15通过螺栓固定连接，滑块14与上面板17通过螺栓固定连接，工字梁13与滑块14之间以滑动来消除上下结构之间的热膨胀变形的不匹配，减小结构的热应力。工字梁13与滑块14组合形成的滑动支撑结构为多件。上固定件10与下固定件11通过螺栓12连接形成固定结构件，固定结构件安装在上面板17的前端部；下固定件11与上面板17通过螺栓固定连接，上固定件10与机身承载框架15通过螺栓固连。上固定件10与下固定件11均为T字形结构，上固定件10中间单耳上开有两个平行对称的圆孔，下固定件11中间双耳上分别开有两个平行对称的圆孔，上固定件10的圆孔与下固定件11的圆孔同轴。
本实施例中，热交换面板7结构直接接触超燃冲压发动机进气道、隔离段、燃烧室的高温高压环境，采用主动冷却的方式用来保证发动机结构的温度低于材料的耐受极限；其中，低温推进剂由输送系统进入冷却管路16，在流动的过程中，带走由于空气压缩以及推进剂燃烧产生的高温。此外，热交换面板7同时作为下面板与波纹腹板8、上面板17以及内部填充的高温隔热纤维9共同组成波纹夹芯隔热/承载一体化防热层结构。防热层结构一方面能隔离经由热交换面板7传递来的热量，保证机身结构以及机身内部设备的工作环境；另一方面，防热层结构具有较强的面内和面外刚度，在承受发动机内部压力和推力的同时，最大程度地减小整体结构的质量。上固定件10与下固定件11之间通过螺栓12固定连接，工字梁13与滑块14之间形成滑动约束；滑块14的小范围移动，使得发动机在高温环境下工作中,上下结构间的热膨胀变形的不匹配产生的应力减小。在发动机工作过程中，滑块根据飞行器控制系统的指令，在不同的位置卡死，发动机的载荷通过工字梁传递到飞行器机体的承载框架上。
本实施例中，波纹夹芯隔热/承载一体化防热层结构的波纹腹板不仅限于平板结构，只要保证结构内部能填充高温隔热纤维，同时实现承载和隔热的功能即可。由工字梁13与滑块14组合成滑动支撑结构，通过滑块滑动减小上下结构之间的热膨胀变形的不匹配；在不改变结构滑动的原理，也可由滑块前后滑动来消除变形不匹配。
Claims (2)
1.一种吸气式超燃冲压发动机的推力架结构，由飞行器机身、超燃冲压发动机、前体进气道压缩面、发动机机体、后体尾喷管和机身承载框架、推力架组成，超燃冲压发动机位于飞行器机身腹部，前体进气道压缩面、发动机机体与后体尾喷管为一体结构，推力架位于发动机机体上面，用于连接发动机机体与机身承载框架，其特征在于:所述推力架还包括热交换面板、波纹腹板、隔热纤维、上固定件、下固定件、工字梁、滑块、冷却管路、上面板，热交换面板与上面板通过若干波纹腹板连接，并在与波纹腹板之间形成的空间内填充隔热纤维，形成隔热、承载一体化防热层；热交换面板内均布若干冷却管路；工字梁与滑块组合形成滑动支撑结构，滑动支撑结构分别位于上面板的中间部位和尾部，工字梁与机身承载框架通过螺栓连接，滑块与上面板通过螺栓连接，工字梁与滑块间以滑动来消除上下结构之间的热膨胀变形的不匹配，减小结构的热应力；上固定件与下固定件通过螺栓连接形成固定结构件，固定结构件位于上面板的前端部，下固定件与上面板通过螺栓固连，上固定件与机身承载框架通过螺栓固连；所述上固定件与所述下固定件均为T字形结构，上固定件中间单耳上开有两个平行对称的圆孔，下固定件中间双耳上分别开有两个平行对称的圆孔，上固定件的圆孔与下固定件的圆孔同轴。
2.根据权利要求1所述的吸气式超燃冲压发动机的推力架结构，其特征在于:工字梁与滑块组合形成的滑动支撑结构为多件。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201610710112.5A CN106314807B (zh) | 2016-08-23 | 2016-08-23 | 一种吸气式超燃冲压发动机的推力架结构 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201610710112.5A CN106314807B (zh) | 2016-08-23 | 2016-08-23 | 一种吸气式超燃冲压发动机的推力架结构 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN106314807A CN106314807A (zh) | 2017-01-11 |
| CN106314807B true CN106314807B (zh) | 2018-08-21 |
Family
ID=57742718
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201610710112.5A Expired - Fee Related CN106314807B (zh) | 2016-08-23 | 2016-08-23 | 一种吸气式超燃冲压发动机的推力架结构 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN106314807B (zh) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10508810B2 (en) * | 2017-09-19 | 2019-12-17 | Hexcel Corporation | Thermal panel with a corrugated ceramic composite sheet having unequal ridge widths |
| CN115384783B (zh) * | 2022-10-31 | 2022-12-27 | 北京凌空天行科技有限责任公司 | 一种外挂冲压发动机连接装置 |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2793768B1 (fr) * | 1999-05-17 | 2001-09-07 | Aerospatiale Airbus | Dispositif de montage sur un mat d'un ensemble propulsif d'aeronef et mat adapte a ce dispositif |
| FR2828167B1 (fr) * | 2001-07-31 | 2003-11-21 | Airbus France | Dispositif d'accrochage d'un moteur sur un aeronef |
| FR2891248B1 (fr) * | 2005-09-28 | 2009-05-01 | Airbus France Sas | Ensemble moteur pour aeronef comprenant un moteur ainsi qu'un mat d'accrochage d'un tel moteur |
| US8353476B2 (en) * | 2009-11-23 | 2013-01-15 | Spirit Aerosystems, Inc. | Truss-shaped engine pylon and method of making same |
| FR2981636B1 (fr) * | 2011-10-19 | 2013-12-27 | Airbus Operations Sas | Carenage aerodynamique arriere pour dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef, comprenant un bouclier thermique capable de se dilater librement |
| JP6266775B2 (ja) * | 2013-07-26 | 2018-01-24 | エムアールエイ・システムズ・エルエルシー | 航空機エンジンパイロン |
-
2016
- 2016-08-23 CN CN201610710112.5A patent/CN106314807B/zh not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN106314807A (zh) | 2017-01-11 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN103057709B (zh) | 用于飞行器发动机悬架系统的包括能够自由膨胀的热防护板的后吊架整流罩 | |
| US9168716B2 (en) | Metallic sandwich structure having small bend radius | |
| CN106314807B (zh) | 一种吸气式超燃冲压发动机的推力架结构 | |
| US4986495A (en) | Cooling structure | |
| JP2009542502A (ja) | 長時間滞空型水素駆動車両 | |
| US8814080B2 (en) | Aerodynamic aft fairing of an aircraft engine suspension pylon | |
| CN106403661B (zh) | 一种低速冷却水热防护装置 | |
| CN103672966A (zh) | 利用发汗冷却对超燃发动机燃料喷注支板的热防护方法 | |
| CN209410346U (zh) | 引气散热装置 | |
| CN110513216B (zh) | 一种波纹管结构的机械式矢量喷管 | |
| US7481059B2 (en) | Method and apparatus for providing an afterburner fuel-feed arrangement | |
| CN114180026B (zh) | 一种疏导相变复合柔性热防护结构及其在可变形飞行器中的应用 | |
| US20180222595A1 (en) | Aircraft engine pylon with inbuilt multifunctional framework | |
| CN204783321U (zh) | 一种二元塞式喷管及具有其的发动机系统及飞机 | |
| CN209988107U (zh) | 高超声速飞行器及其热防护结构与冷却剂循环系统 | |
| CN112455699B (zh) | 一种高融合飞机后体 | |
| CN112412656A (zh) | 一种全复材蒙皮飞机发动机舱冷却结构 | |
| CN210087485U (zh) | 一种平板隔热屏 | |
| CN107738755B (zh) | 一种适应天地往返的高效主被动热管理系统及其设计方法 | |
| CA2654751A1 (en) | Engine exhaust system | |
| CN114294679B (zh) | 一种复合型热防护凹腔燃烧室 | |
| CN109018298A (zh) | 一种带内部流道的飞机防火墙隔热板结构 | |
| WO2018133640A1 (zh) | 低风阻管道式轨道、内置轨道的模拟平流层低风阻管道、运载火箭航天器发射系统及降低管道式轨道阻力的方法 | |
| Tao et al. | An Extended Configuration Design of High-Throughput Satellite | |
| CN220263058U (zh) | 一种内置于飞机翼面的埋入式次流系统 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| TR01 | Transfer of patent right | ||
| TR01 | Transfer of patent right |
Effective date of registration: 20200107 Address after: 710072 Xi'an friendship West Road, Shaanxi, No. 127 Co-patentee after: BEIJING INSTITUTE OF ELECTRONIC SYSTEM ENGINEERING Patentee after: Northwestern Polytechnical University Address before: 710072 Xi'an friendship West Road, Shaanxi, No. 127 Patentee before: Northwestern Polytechnical University |
|
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20180821 |