CN102926888B

CN102926888B - 一种隐身排气系统

Info

Publication number: CN102926888B
Application number: CN201210466023.2A
Authority: CN
Inventors: 方力; 王家启; 艾俊强; 李青
Original assignee: Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Current assignee: Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Priority date: 2012-11-16
Filing date: 2012-11-16
Publication date: 2014-10-22
Anticipated expiration: 2032-11-16
Also published as: CN102926888A

Abstract

本发明涉及在飞行器上使用的排气系统。更具体地说，本发明涉及一种隐身排气系统。本发明提供了一种隐身排气系统，喷管喉道截面形状设计成宽高比大于1的非圆形状，可增强发动机高温排气气流与环境大气的掺混，降低排气温度，提高排气系统的红外隐身性能。该隐身排气系统的中心线为3个纵向S弯的曲线，弯曲的中心线使得喷管侧壁遮挡了发动机的高温部件，有利于提高排气系统的红外隐身性能；同时，弯曲的中心线还可以使得从后方进入隐身排气系统的雷达波不易产生回波，也有利于提高排气系统的雷达隐身性能，在确保隐身性能的同时，兼顾排气系统的性能，减小隐身排气系统对布置空间的要求，提高该隐身排气系统的适应性。

Description

一种隐身排气系统

技术领域

本发明涉及在飞行器上使用的排气系统。更具体地说，本发明涉及一种隐身排气系统。

背景技术

目前，大多数飞行器采用喷气式发动机作为动力。在飞行器飞行过程中，空气经由飞行器的进气系统抵达发动机入口，随后空气被发动机中的一组或多组压气机压缩，并与燃料在燃烧室中混合、燃烧，形成高温高压混合气体，在通过了涡轮等部件后，最终通过排气系统排出，产生推动飞机前行的动力。

常规的飞机排气系统一般采用圆截面的直喷管，其优点在于排气损失小、调节机构设计简单等。但随之现代战争对于飞行器隐身性能的要求越来越高，常规圆直喷管在隐身特性上的缺点越来越明显，具体表现为：1）喷管对于发动机后部的高温部件，如涡轮，没有进行有效的遮挡，这导致了这些高温部件所产生的信号很容易被后方的红外探测器所捕获；2）喷管本身形成了一个高温腔体，其产生的腔体辐射也增大了飞行器的后向红外辐射强度；3）圆截面的喷管形式不利于排气的高温气流与周围的冷空气掺混，导致发动机尾焰长度长，这样会导致飞行器排气红外辐射强度的增大。

为解决上述问题，产生了多种可以降低喷管红外辐射的喷管设计。这些喷管设计的核心主要有两点：1）采用出口为矩形或其他不同于圆的具有一定宽高比的几何形状的二元喷管；2）喷管管道设计成1个或2个S弯的形式，可以对发动机部件实现完全遮挡。例如US7681400专利中公布了一种带有水平S弯的排气系统。该喷管在入口处后方分列为两个管道，各自向左侧后右侧弯曲。每一个管道的中心线均呈现双S弯的形态。这样的设计可以有效遮挡发动机各高温部件，但存在的问题包括：1）排气气流需进入两个不同的排气管道，导致排气损失加大；2）喷管水平弯曲，占用了大量横向的布置空间，这对于多发布局，特别是2台以上发动机需要近距、并列布置的飞机来说，采用这一类型的喷管将严重影响全机的布置，难以投入实用。US7581400专利公布了一种带有纵向和横向S弯的排气系统。与US7681400专利类似，排气气流同样需要进入两个纵向和横向均具有S弯的排气管道。这样的设计存在的问题包括：1）气流分排所导致的附近排气损失大；2）喷管不但对于纵向的布置高度有严格的要求，且同样占据了横向的布置空间，适应性差；3）喷管出口中心线与发动机轴线需位于统一平面，否则将导致两个排气管道的型面和推力不对称；US7784284专利中公布了另一种具有S弯的排气系统。在这一发明的其中一种构型中，喷管具有纵向的双S弯结构，排气气流在流经喷管的过程中不再分成两股，而是由同一个管道排出。这一设计解决了前述专利中气流分排导致的附近推力损失大和横向布置空间占用大的问题。但是，在纵向布置空间方面，由于需要考虑对于发动机涡轮等部件的全面遮挡，喷管在纵向方向上最大偏距位置处依然需要有较大的布置空间，这同样降低了喷管的适应性。

发明内容

本发明的目的是提出一种能在有效遮挡发动机高温部件的同时，减少排气系统所占用的空间，同时还能兼顾排气系统的气动性能的隐身排气系统。

本发明的技术解决方案是，该隐身排气系统由排气系统入口、第一S弯控制截面、第二S弯控制截面、喷管喉道截面、喷管侧壁和喷口组成，排气系统入口的截面形状为圆形，喷管喉道截面的形状为宽高比大于1的非圆形，喷管侧壁的形状自排气系统入口的圆形逐渐过渡为喷管喉道截面所对应的形状，隐身排气系统的中心线为穿过隐身排气系统所有横截面中点的曲线，隐身排气系统的中心线为3个纵向S弯的曲线，并具有两个S弯控制截面；设排气系统入口截面的圆心为坐标原点建立笛卡尔坐标系，X轴垂直于排气系统入口截面并指向喷管喉道截面，Y轴垂直于X轴并指向上，设隐身排气系统任意横截面的上极值点为该横截面中Y坐标的绝对值最大的点，隐身排气系统任意横截面的下极值点为该横截面中Y坐标的绝对值最小的点；S弯控制截面的设置为如下两种情况之一：

第一S弯控制截面与隐身排气系统的中心线的交点的Y坐标为正，且该Y坐标的绝对值小于等于排气系统入口截面半径的1/2，第一S弯控制截面与隐身排气系统的中心线的交点的X坐标处在排气系统入口与喷管喉道截面间距离的10%～30%范围内，第二S弯控制截面与隐身排气系统的中心线的交点的Y坐标为负，且该Y坐标的绝对值小于等于排气系统入口截面半径，第二S弯控制截面与隐身排气系统的中心线的交点的X坐标处在排气系统入口与喷管喉道截面间距离的50%～70%范围内，且第二S弯上极值点不高于第一S弯下极值点与喉道下极值点的连线；

第一S弯控制截面与隐身排气系统的中心线的交点的Y坐标为负，且该Y坐标的绝对值小于等于排气系统入口截面半径的1/2，第一S弯控制截面与隐身排气系统的中心线的交点的X坐标处在排气系统入口与喷管喉道截面间距离的10%～30%范围内，第二S弯控制截面与隐身排气系统的中心线的交点的Y坐标为正，且该Y坐标的绝对值小于等于排气系统入口截面半径，第二S弯控制截面与隐身排气系统的中心线的交点的X坐标处在排气系统入口与喷管喉道截面间距离的50%～70%范围内，且第二S弯下极值点不低于第一S弯上极值点与喉道上极值点的连线。

本发明具有的优点和有益效果，本发明提供了一种隐身排气系统，喷管喉道截面形状设计成宽高比大于1的非圆形状，例如：矩形、椭圆、橄榄形等形状，可增强发动机高温排气气流与环境大气的掺混，降低排气温度，提高排气系统的红外隐身性能。该隐身排气系统的中心线为3个纵向S弯的曲线，弯曲的中心线使得喷管侧壁遮挡了发动机的高温部件，如涡轮，有利于提高排气系统的红外隐身性能；同时，弯曲的中心线还可以使得从后方进入隐身排气系统的雷达波不易产生回波，也有利于提高排气系统的雷达隐身性能。该隐身排气系统具有两个S弯控制截面，通过优选这两个S弯控制截面的布置位置，可以在确保隐身性能的同时，兼顾排气系统的性能，减小隐身排气系统对布置空间的要求，提高该隐身排气系统的适应性。

附图说明

图1是根据本发明的一个实施样例的隐身排气系统的侧视图。

图2是根据本发明的一个实施样例的隐身排气系统与典型双S弯排气系统的侧视图对比。

图3是根据本发明的一个实施样例的隐身排气系统10的轴侧视图。

具体实施方式

通过详细描述和其中附图可以充分理解本发明；

图1是根据本发明的一个实施样例的隐身排气系统10的侧视图。该隐身排气系统10由排气系统入口12、第一S弯控制截面14、第二S弯控制截面16、喷管喉道截面18、喷管侧壁19和喷口20组成。该隐身排气系统10在排气系统入口12处与喷气式航空发动机连接，且入口截面中心线11与发动机轴线重合。发动机所产生的高温高压排气气流通过排气系统入口12进入该隐身排气系统10，并在由喷管侧壁19所围成的管道内流动。发动机排气依次流经第一S弯控制截面14和第二S弯控制截面16，在通过喷管喉道截面18后进入喷口20，并最终由喷口20离开该隐身排气系统10进入环境大气中。

排气系统入口12的截面形状为圆形，喷管喉道截面18的形状为宽高比大于1的非圆形状，例如：矩形、椭圆、橄榄形。通过将喷管喉道截面18设计为宽高比大于1的非圆形状可以增强发动机高温排气气流与环境大气的掺混，降低排气温度，提高排气系统的隐身性。喷管侧壁19的截面形状自排气系统入口12的圆形逐渐过渡为喷管喉道截面18所对应的形状。

隐身排气系统10的中心线30为穿过该隐身排气系统10所有横截面中点的曲线，且该隐身排气系统10的中心线30为3个纵向S弯的曲线，并具有两个S弯控制截面，分别为第一S弯控制截面14和第二S弯控制截面16，弯曲的中心线使得喷管侧壁遮挡了发动机的高温部件，如涡轮，有利于提高排气系统的红外隐身性能；同时，弯曲的中心线还可以使得从后方进入隐身排气系统的雷达波不易产生回波，也有利于提高排气系统的雷达隐身性能。此外，通过优选两个S弯控制截面的位置，还可以减小隐身排气系统所占用的布置空间，提高该隐身排气系统的适应性。

设排气系统入口12的圆心为坐标原点建立笛卡尔坐标系，X轴垂直于排气系统入口12并指向喷管喉道截面18，Y轴垂直于X轴并指向上，设隐身排气系统10任意横截面的上极值点为该横截面中Y坐标的绝对值最大的点，隐身排气系统10任意横截面的下极值点为该横截面中Y坐标的绝对值最小的点。

对于图1所示的实施样例，中心线30在排气系统入口12和第一S弯控制截面14之间随X轴方向坐标的增大而向Y轴正向偏转；在第一S弯控制截面14和第二S弯控制截面16之间，中心线30向Y轴负向偏转；在第二S弯控制截面16和喷管喉道截面18之间，中心线30向Y轴正向偏转。在第一S弯控制截面14处，中心线30达到第一S弯最大偏距13；而在第二S弯控制截面16处，中心线30达到第二S弯最大偏距15。设计中为保证该隐身排气系统10的气动性能，需对第一Ｓ弯最大偏距13和第二S弯最大偏距15进行优选，但第一Ｓ弯最大偏距13应不大于入口截面半径12R的1/2，第二S弯最大偏距15应不大于入口截面半径12R。

该隐身排气系统10的第一S弯控制截面14在X方向上与排气系统入口12的距离为第一S弯长度10a，第二S弯控制截面16在X方向上与排气系统入口12的距离为第二S弯长度10b，喷管喉道截面18在X方向上与排气系统入口12的距离为喷管长度10c。为降低隐身排气系统10的气动损失，第一S弯长度10a应优选在喷管长度10c的10%～30%之间，第二S弯长度10b应优选在喷管长度10c的50%～70%之间。

该隐身排气系统10的第一S弯控制截面14在Y轴方向上有第一S弯上极值点14a和第一S弯下极值点14b，第二S弯控制截面16在Y轴方向上有第二S弯上极值点16a和第而S弯下极值点16b，喷管喉道截面18在Y轴方向上有喉道上极值点18a和喉道下极值点18b。对于图1所示的实施样例，为保证喷管侧壁19对发动机高温部件的有效遮挡，应保证第二S弯上极值点16a不高于第一S弯下极值点14b与喉道下极值点18b的连线。

该隐身排气系统10的喷口中心线21与入口截面中心线11在Y轴方向的上的距离为进出口偏距17。进出口偏距17应根据飞行器总体设计的相关要求，如布置要求确定，且喷口中心线21可以高于、低于入口截面中心线11或与入口截面中心线11重合，但进出口偏距17应优选在入口截面半径12R的3/2倍以内。

图2是根据本发明的一个实施样例的隐身排气系统10与典型双S弯排气系统的侧视图对比。图中实线所表示的为本发明的一个实施样例的隐身排气系统10的侧视图，虚线所表示的是一个典型双S弯排气系统的侧视图。对比表明，采用本发明的排气系统可以减小排气系统对于布置空间的要求，所减小的布置空间可以由空间需求减小量50来表示。

虽然已经根据各种特定的实施样例对本发明进行了描述，但是本领域技术人员应该认识到，可以在权利要求书的精髓和范围内对本发明进行改进。

Claims

1.一种隐身排气系统,该隐身排气系统由排气系统入口、第一S弯控制截面、第二S弯控制截面、喷管喉道截面、喷管侧壁和喷口组成，排气系统入口的截面形状为圆形，喷管喉道截面的形状为宽高比大于1的非圆形，喷管侧壁的形状自排气系统入口的圆形逐渐过渡为喷管喉道截面所对应的形状，隐身排气系统的中心线为穿过隐身排气系统所有横截面中点的曲线，隐身排气系统的中心线为3个纵向S弯的曲线，并具有两个S弯控制截面，其特征是，设排气系统入口截面的圆心为坐标原点建立笛卡尔坐标系，X轴垂直于排气系统入口截面并指向喷管喉道截面，Y轴垂直于X轴并指向上，设隐身排气系统任意横截面的上极值点为该横截面中Y坐标的绝对值最大的点，隐身排气系统任意横截面的下极值点为该横截面中Y坐标的绝对值最小的点；S弯控制截面的设置为如下两种情况之一：

第一S弯控制截面与隐身排气系统的中心线的交点的Y坐标为正，且该Y坐标的绝对值小于等于排气系统入口截面半径的1/2，第一S弯控制截面与隐身排气系统的中心线的交点的X坐标处在排气系统入口与喷管喉道截面间距离的10％～30％范围内，第二S弯控制截面与隐身排气系统的中心线的交点的Y坐标为负，且该Y坐标的绝对值小于等于排气系统入口截面半径，第二S弯控制截面与隐身排气系统的中心线的交点的X坐标处在排气系统入口与喷管喉道截面间距离的50％～70％范围内，且第二S弯上极值点不高于第一S弯下极值点与喉道下极值点的连线；

第一S弯控制截面与隐身排气系统的中心线的交点的Y坐标为负，且该Y坐标的绝对值小于等于排气系统入口截面半径的1/2，第一S弯控制截面与隐身排气系统的中心线的交点的X坐标处在排气系统入口与喷管喉道截面间距离的10％～30％范围内，第二S弯控制截面与隐身排气系统的中心线的交点的Y坐标为正，且该Y坐标的绝对值小于等于排气系统入口截面半径，第二S弯控制截面与隐身排气系统的中心线的交点的X坐标处在排气系统入口与喷管喉道截面间距离的50％～70％范围内，且第二S弯下极值点不低于第一S弯上极值点与喉道上极值点的连线。