CN101782026A

CN101782026A - 一种扩张段注气式扩张型双喉道喷管

Info

Publication number: CN101782026A
Application number: CN201010109976A
Authority: CN
Inventors: 额日其太; 王强; 苏沛然
Original assignee: Beihang University
Current assignee: Beihang University
Priority date: 2010-02-08
Filing date: 2010-02-08
Publication date: 2010-07-21
Anticipated expiration: 2030-02-08
Also published as: CN101782026B

Abstract

本发明公开了一种扩张段注气式扩张型双喉道喷管，喷管壳体内部空腔由进气端到出气端依次为平直段、第一收缩段、扩张段、第二收缩段，其中第二收缩段的喉部尺寸大于第一收缩段的喉部尺寸。在第一收缩段的喉部开有第一注气缝，在扩张段上开有第二注气缝，从而实现扩张段注气。扩张段注气可以产生斜激波系，并在注气口前后各形成一个大的分离区，改变了扩张型双喉道喷管主气流通道的形状，减小了激波损失，解决了喷管的起动问题，并使喷管性能有显著的提高且结构简单，减轻了重量，降低了成本。

Description

一种扩张段注气式扩张型双喉道喷管

技术领域

本发明涉及一种航空发动机尾喷管流体控制推力矢量技术，具体设计一种扩张段注气式扩张型双喉道喷管。

背景技术

推力矢量技术可以给战斗机带来诸如提高机动性和敏捷性，减少尾翼面积，减小飞机的阻力和重量，提高飞机的隐身性能、安全和生存能力，缩短飞机的起飞与着陆距离，显著提高空战效能等多方面的益处，适应了未来空战环境中人们对战斗机的要求，成为第四代战斗机的必备技术之一。

对于推力矢量技术来说，推力矢量喷管技术是其基础，发展先进适用的推力矢量喷管技术就成为发展飞机推力矢量技术的必要条件。

当今的航空技术的发展趋势是高性能和高经济性并重。在实现提高喷管性能，增加喷管功能的同时保持其较低的重量和造价，改进其可靠性、降低使用成本将是喷管技术的未来发展方向。传统的推力矢量喷管大都采用液压或机械作动部件控制整个喷管，或者通过折流板转向产生推力矢量。如美国通用电器公司的专利：WO 98/16732(An axisymmetricvectoring nozzle actuating system having multiple power control circuits)；美国通用电器公司在我国的专利：申请(专利)号：99801570.9(矢量喷管控制系统)；美国专利US 6938408 B2(Thrust vectoring and variable exhaust area for jet enginenozzle)。上述专利都是采用传统的推力矢量喷管技术。但是这种形式的矢量喷管通常要使发动机增重20～30％左右，而且复杂的作动部件和管壁结构增加了系统的复杂性，高温环境下的运动部件增多，冷却要求提高，系统的可靠性下降。

上世纪九十年代后，流体控制矢量技术逐渐成为人们研究的焦点。其优点是可以大大减轻重量，降低成本提高隐身能力和可靠性，同时流体控制的响应也快于传统的机械控制。对于流体控制矢量喷管，美国公司Grumman Aerospace Corporation(现在的NorthropGrumman Corporation)在国际上已经开始有相关的专利：WO 96/20867(Fluidiccontrol thrust vectoring nozzle)。Grumman Aerospace Corporation的专利只是在普通的几何结构固定的喷管喉道部分加装了注气装置，以达到流体矢量控制的目的。

对于超音速飞机，喷管性能需要在起飞、巡航和着陆等多种条件下进行优化。通常情况下，需要改变喷管膨胀比，以适应这样宽的工作范围。几何结构固定的流体控制矢量喷管，无法通过改变几何形状调节喷管的膨胀比。在不同的飞行状态下，对喷管性能的要求也不同。超音速巡航时，通常不需要大的矢量角，但是要具有较高的推力性能；在亚音速飞行时，则要求喷管能提供较大的矢量角。因此，对于超音速飞机，重点是保证高速条件下的喷管推力性能和低速条件下的推力矢量性能。

双喉道喷管是综合性能优良的流体控制矢量喷管。为了满足超音速飞机的要求，NASA(美国国家航空航天局)兰利研究中心提出了第二喉道(喷管出口)面积大于第一喉道面积的扩张型双喉道喷管方案，并对其性能进行了研究(Karen A.Deere，Jeffrey D.Flamm，Bobby L.Berrier，Stuart K.Johnson，Computational Study of an AxisymmetricDual Throat Fluidic Thrust Vectoring Nozzle for a Supersonic Aircraft Application，AIAA 2007-5085)。研究发现，对于这种类型的喷管，由于第二喉道的限制作用，喷管内形成了正激波，出现了不能起动的现象，并带来了很大的推力损失。为了改善喷管性能，NASA兰利研究中心提出了第二喉道面积可调喷管方案。这种方案的不足之处是：首先，增加了运动部件，使喷管结构更复杂、重量和成本增加；其次，并没有显著改善大落压比条件下的喷管性能。本发明就是要解决双喉道喷管的不起动问题，同时改善喷管性能。

发明内容

本发明的目的在于解决扩张型双喉道喷管的起动问题、提高喷管性能，提出一种扩张段注气式扩张型双喉道喷管。

本发明一种扩张段注气式扩张型双喉道喷管，喷管内部空腔有由进气端到出气端依次为平直段、第一收缩段、扩张段、第二收缩段；在第一收缩段的喉部开有第一注气缝，在扩张段上开有第二注气缝。

喷管各参数取值范围为：0°＜A＜90°，0°＜B＜90°，Xe/Xt＝1～2，Lt1/Xt＝1～5，Lt2/LD＝0～1，Ls2/Xt＝0.01～0.1。其中角度A为扩张段腔体扩张角，即扩张段和喷管轴线的夹角；角度B为喷管的腔体收敛角，即第二收缩段和喷管轴线的夹角；角度C为第一注气缝的注气角，即第一注气缝反向延长线与水平轴线的夹角；角度D为喷管扩张段注气角，即第二注气缝反向延长线与水平轴线的夹角。长度参数Xt是第一收缩段喉部的高度，Xe是第二收缩段喉部的高度，Lt1是第一收缩段喉部距离第二收缩段喉部的距离，Lt2是第二注气缝距离第一收缩段喉部的水平距离，LD是扩张段的水平长度，Ls1是第一注气缝的宽度，Ls2是第二注气缝的宽度。

本发明的优点在于：

1、本发明一种扩张段注气式扩张型双喉道喷管，结构简单，减轻了重量，降低了成本；

2、本发明一种扩张段注气式扩张型双喉道喷管，解决了双喉道喷管的不起动问题，同时改善喷管性能。

附图说明

图1为本发明扩张段注气式扩张型双喉道喷管剖视图。

图2为本发明二维扩张段注气式扩张型双喉道喷管示意图；

图3为本发明轴对称扩张段注气式扩张型双喉道喷管示意图；

图4为现有的普通扩张型双喉道喷管内气压流动图；

图5为本发明扩张段注气式扩张型双喉道喷管内气压流动图；

图6为本发明扩张段注气式扩张型双喉道喷管在启动状态(注气量SPR＝1.2)时，喷管内内气压流动图；

图7为在SPR＝1.2时，本发明扩张段注气式扩张型双喉道喷管内气压流动图。

图中：

1-喷管壳体 2-内部空腔 3-第一注气缝 4-第二注气缝 101-平直段

102-第一收缩段 103-扩张段 104-第二收缩段 5-注气稳定腔 6-正激波

7-“λ”激波系 8-分离区A 9-弓形激波 10-分离区B 11-斜激波

具体实施方式

下面将结合附图对本发明作进一步的详细说明。

本发明一种扩张段注气式扩张型双喉道喷管，如图1所示，喷管壳体1内部空腔由进气端到出气端依次为平直段101、第一收缩段102、扩张段103、第二收缩段104，其中第二收缩段104的喉部尺寸大于第一收缩段102的喉部尺寸。在第一收缩段102的喉部开有第一注气缝3，在扩张段上开有第二注气缝4，从而实现扩张段103注气。扩张段103注气可以产生斜激波系，并在注气口前后各形成一个大的分离区，改变了扩张型双喉道喷管主气流通道的形状，减小了激波损失，解决了喷管1的起动问题，并使喷管1性能有显著的提高。在第一注气缝3与第二注气缝4的靠喷管外壁一端开有扩张段103注气稳定腔5，所述注气稳定腔5为三角形空腔。

角度A为扩张段103腔体扩张角，即扩张段103和喷管轴线的夹角；角度B为喷管的腔体收敛角，即第二收缩段104和喷管轴线的夹角；角度C为第一注气缝3的注气角，即第一注气缝3反向延长线与水平轴线的夹角；角度D为喷管扩张段注气角，即第二注气缝4反向延长线与水平轴线的夹角。长度参数Xt是第一收缩段102喉部的高度，Xe是第二收缩段104喉部的高度，Lt1是第一收缩段102喉部距离第二收缩段104喉部的距离，Lt2是第二注气缝4距离第一收缩段102喉部的水平距离，LD是扩张段103的水平长度，Ls1是第一注气缝3的宽度，Ls2是第二注气缝4的宽度。喷管设计落压比NPR，设计出口马赫数为Ma，注气压比SPR；其中，0°＜A＜90°，0°＜B＜90°，Xe/Xt＝1～2，Lt1/Xt＝1～5，Lt2/LD＝0～1，Ls2/Xt＝0.01～0.1。

如图2所示，本发明整体可为二维扩张段注气式扩张型双喉道喷管，也可为轴对称扩张段注气式扩张型双喉道喷管，如图3所示。

如图4所示，对于扩张段103没有注气的普通扩张型双喉道喷管，由于气流在喷管内快速膨胀和加速，喷管内的静压显著降低，为了抵御喷管出口反压及二次收缩形成的很强的逆压梯度，喷管腔体2内出现了正激波6。激波和边界层的相互干扰，形成了“λ”激波系7。经过激波之后，气流总压损失较大，而第二喉道的面积相对较小，所能通过的最大流量有限。因此，第二收缩段104喉部发生壅塞，喷管出现“不起动”现象，喷管性能必然会显著降低。

如图5所示，采用本发明时，在注气压比较小时(如SPR＝0.8)，喷管处于起动状态，由于注气及注气产生的分离区A8的影响，第二注气缝4前面出现了弓形激波9。超音速气流到达凹腔底部的分离区B10时，受到分离区B10的压缩，又出现了一道斜激波11。弓形激波9和斜激波11提高了喷管内气流的压力，减小了气流速度，正激波6显著减小。弓形激波9和斜激波11相交，形成了大的“鱼鳞状”的波系结构。

如图6所示，注气压比增大时(如SPR＝1.0)，喷管处于起动状态，注气口前的分离区A8和凹腔底部分离区B10都显著增大，分离区B10甚至延伸到注气口。造成弓形激波9和斜激波11的位置前移，由于波前马赫数降低，激波强度减弱。喷管内出现了多道斜激波11交叉的现象，形成了小的“鱼鳞状”的波系结构。

如图7所示，注气压比进一步增大时(如SPR＝1.2)，喷管内的斜激波11已经很弱，分离区A8与分离区B10之间形成了逐渐扩张的气流通道，主气流通过这个通道逐渐加速，喷管完全起动，由此可见，本发明可以解决扩张型双喉道喷管的不起动问题。

本发明采用是一组二维喷管结构，参数为：A＝10°，B＝30°，Lt1/Xt＝1.74，Xe/Xt＝1.217，Lt2/LD＝0.5，Ls2/Xt＝0.0217，经试验可得在这种参数下的扩张段注气式喷管的性能最佳，表1为在这种参数下的扩张段注气喷管与普通的双喉道喷管和扩张型双喉道喷管的推力系数比较：

表1喷管推力性能比较

NPR	普通双喉道喷管Cf	扩张型双喉道喷管Cf	扩张段注气双喉道喷管Cf
NPR	普通双喉道喷管Cf	扩张型双喉道喷管Cf	扩张段注气双喉道喷管Cf	4	0.967	0.945	0.97
8	0.937	0.938	0.957	4	0.967	0.945	0.97

由上表可见：在低落压比时，本发明扩张段注气双喉道喷管具有较好的推力性能，而普通的双喉道喷管与扩张型双喉道喷管的性能较差。高落压比时，扩张段注气式扩张型双喉道喷管的推力性能要高于普通的双喉道喷管与扩张型双喉道喷管。综上可看出，扩张段注气双喉道喷管可以显著改善扩张型双喉道喷管的性能，具有很好的控制效果。

Claims

1.一种扩张段注气式扩张型双喉道喷管，其特征在于：喷管壳体内部空腔由进气端到出气端依次为平直段、第一收缩段、扩张段、第二收缩段，在第一收缩段的喉部开有第一注气缝，在扩张段上开有第二注气缝；第二收缩段的喉部尺寸大于第一收缩段的喉部尺寸。

喷管各参数取值范围为：0°＜A＜90°，0°＜B＜90°，Xe/Xt＝1～2，Lt1/Xt＝1～5，Lt2/LD＝0～1，Ls2/Xt＝0.01～0.1；其中，角度A为扩张段腔体扩张角，即扩张段和喷管中轴线的夹角；角度B为喷管的腔体收敛角，即第二收缩段和喷管中轴线的夹角；角度C为第一注气缝的注气角，即第一注气缝反向延长线与水平轴线的夹角；角度D为喷管扩张段注气角，即第二注气缝反向延长线与水平轴线的夹角。长度参数Xt是第一收缩段喉部的高度，Xe是第二收缩段喉部的高度，Lt1是第一收缩段喉部距离第二收缩段喉部的距离，Lt2是第二注气缝距离第一收缩段喉部的水平距离，LD是扩张段的水平长度，Ls1是第一注气缝的宽度，Ls2是第二注气缝的宽度。

2.如权利要求1所述一种扩张段注气式扩张型双喉道喷管，其特征在于：所述扩张段注气式扩张型双喉道喷管整体为二维扩张段注气式扩张型双喉道喷管或轴对称扩张段注气式扩张型双喉道喷管。

3.如权利要求1所述一种扩张段注气式扩张型双喉道喷管，其特征在于：第二收缩段喉部的高度Xe与第一收缩段喉部的高度Xt之间满足：Xe/Xt＝1～2。

4.如权利要求1或2所述一种扩张段注气式扩张型双喉道喷管，其特征在于：扩张段腔体扩张角A＝10°，喷管的腔体收敛角B＝30°，Lt1/Xt＝1.74，Xe/Xt＝1.217，Lt2/LD＝0.5，Ls2/Xt＝0.0217。