耐高温结构的制作方法

本申请涉及航空发动机技术领域，具体提供一种耐高温结构。

背景技术：

进行发动机加力燃烧室试验时，为保证试验件主流进口温度的要求，主流温度需要达到1000℃以上，为提高高温管段的使用寿命，在高温管段增加了隔热屏结构，通过支板将隔热屏固定，支板完全暴露在高温气流中，承受高温气流的热冲击，对于高温合金材料可以短时间在1000℃高温环境中安全工作，但支板在长时间的高温试验环境中工作有发生热疲劳断裂的风险，为提高支板在高温气流热冲击下的工作可靠性，需要对原有支板结构进行改进，设计一种耐高温的支板结构，提高支板在高温环境中的使用寿命和工作可靠性。

现有高温环境中支板结构一般采用提高支板强度、减小支板受力的方式进行设计，如增大支板厚度，增大支板固定面接触面积，减小支板迎风面积等，但这种方式不能从根本上改善支板结构的工作环境，并需要将支板设计的比较笨重，增大了加工支板的原材料成本。

技术实现要素：

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种耐高温结构，包括：连接段，具有引气孔，所述引气孔的开口方向正对冷气的来流方向；进气管，与所述连接段连接且与所述引气孔连通，所述进气管上沿其轴向方向上开设有多排出气孔，其中，至少两排所述出气孔位于所述进气管的径向方向的两端；第一挡板，两端弯折且固定连接于所述进气管，以形成容纳空间，至少两排所述出气孔位于所述容纳空间内；第二挡板，分别与所述进气管和所述第一挡板连接，以封堵所述容纳空间；出气管，贯穿所述第二挡板，使得所述出气管至少部分设置于所述容纳空间内，所述出气管上沿其轴向开设有至少一排进气孔，所述至少一排进气孔的开口方向正对所述第一挡板的弯折处。

在一些实施例中，所述出气孔有三排，所述进气孔有一排，其中，两排所述出气孔位于所述容纳空间内，另一排所述出气孔位于所述容纳空间外，所述一排所述进气孔的开口方向正对所述第一挡板的弯折处。

在一些实施例中，所述连接段与所述进气管通过定位螺栓连接，所述定位螺栓具有冷气通道，所述冷气通道的一端与所述引气孔连通，另一端与所述进气管连通。

在一些实施例中，所述冷气通道包括相互连通的第一冷气通道和第二冷气通道，所述第一冷气通道的开口方向与所述引气孔的开口方向相同，所述第二冷气通道沿所述定位螺栓的轴向方向设置。

在一些实施例中，所述进气管远离所述连接段的一端和所述出气管远离所述连接段的一端均连接于圆筒。

在一些实施例中，还包括隔热屏，所述隔热屏与所述第一挡板固定连接。

本申请实施例提供的耐高温结构中，通过在隔热屏通道、定位螺柱和第一挡板内部腔道设计冷气流路，实现了高温环境下对第一挡板的冷却，该第一挡板通过一端焊接一端悬浮的固定方式，既解决了第一挡板内部管路的固定问题，又解决了管路热膨胀问题，提高了支板结构在高温环境下的工作可靠性。同时，由于第一挡板内部为空腔结构，节省了加工支板的原材料，实用性较好，易于推广应用，具有较大的实用价值。

附图说明

图1是本申请实施例提供的耐高温结构的结构示意图；

图2是图1中b处的局部放大图；

图3是图1中a-a剖面图。

其中：

1、第一挡板；2、第二挡板；3、定位螺栓；31、第一进气通道；32、第二进气通道；4、连接段；41、引气孔；5、隔热屏；6、进气管；61、出气孔；7、出气管；71、进气孔；8、圆筒。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关申请，而非对该申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

需要说明的是，在本申请的描述中，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方向或位置关系的术语是基于附图所示的方向或位置关系，这仅仅是为了便于描述，而不是指示或暗示所述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，因此不能理解为对本申请的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，还需要说明的是，在本申请的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，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，可以是两个元件内部的连通。对于本领域技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

本申请实施例提供了一种耐高温结构，应用于航空发动机，通过隔热屏冷气通道向第一挡板冷却气路引入冷气，实现在高温环境下对支板结构的冷却。

下面结合图1至图3来详细说明本申请的技术方案。

如图1、图2和图3所示，该耐高温结构包括连接段4、进气管6、第一挡板1、第二挡板2及出气管7。

连接段4具有引气孔41，引气孔41的开口方向正对冷气的来流方向。

进气管6与连接段4连接且与引气孔41连通，进气管6上沿其轴向方向上开设有多排出气孔61，其中，至少两排出气孔61位于进气管6的径向方向的两端。

第一挡板1两端弯折且固定连接于进气管6，以形成容纳空间，至少两排出气孔61位于容纳空间内。

第二挡板2分别与进气管6和第一挡板1连接，以封堵所述容纳空间。

出气管7贯穿第二挡板2，使得出气管7至少部分设置于容纳空间内，出气管7上沿其轴向开设有至少一排进气孔71，至少一排进气孔71的开口方向正对第一挡板1的弯折处。

在本实施例中，通过引气孔41将冷却气引入到进气管6中，冷却气由出气孔61中排出，以对第一挡板1进行冷却，再由进气孔71进入到出气管7中，由出气管7排出，并使冷却气汇入冷气流中，以对连接段4进行冷却。

在一些实施例中，出气孔61有三排，进气孔71有一排，其中，两排出气孔61位于容纳空间内，另一排出气孔61位于容纳空间外，一排进气孔71的开口方向正对第一挡板1的弯折处。

在一些实施例中，连接段4与进气管6通过定位螺栓3连接，定位螺栓3具有冷气通道，冷气通道的一端与引气孔41连通，另一端与进气管6连通。

进一步地，冷气通道包括相互连通的第一冷气通道31和第二冷气通道32，第一冷气通道31的开口方向与引气孔41的开口方向相同，第二冷气通道32沿定位螺栓3的轴向方向设置。

在一些实施例中，进气管6远离连接段4的一端和出气管7远离连接段4的一端均连接于圆筒8。

在一些实施例中，该耐高温结构还包括隔热屏5，隔热屏5与第一挡板1固定连接。

在本实施例中，由进气管6上的出气孔61排出的冷却气对其进行冷却。

在一些实施例中，连接段4的两端分别设置有固定安装边，在该固定安装边上设置有固定孔，以将该耐高温结构固定于航空发动机上。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，上述描述的系统、模块和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。应理解，本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本申请的保护范围之内。