CN103291495A - 超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置，包括喷管的收缩段和扩张段，还包括引气旁路以及控制引气旁路打开和关闭的控制装置，引气旁路是连通喷管收缩段和扩张段的内流通道，利用喷管收缩段的进气口与喷管扩张段的出气口之间的自然压差建立内部流场；当飞行器在跨声速、过膨胀状态下工作时，旁路打开，将喷管收缩段的高压气体引至喷管扩张段，形成二次流引射效果，提高喷管的推力系数；飞行器在正常工作状态时，关闭引气旁路通道，不会影响喷管设计点性能。本发明结构简单，不需要额外的引气源，无附加重量，喷管推力性能提高。

Description

超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置

技术领域

本发明涉及一种超声速/高超声速飞行器喷管内流道设计。

背景技术

为满足跨大马赫数范围飞行的要求，特别是类似TBCC/RBCC的组合循环发动机，要求排气系统在宽广的范围内都具有良好的气动性能，包括推力、升力、俯仰力矩等。传统的轴对称喷管存在膨胀面的机械限制和密封等问题, 使得喷管无法在不同飞行工况下达到均达到较高的推力性能，这使得超声速/高超声速飞行器的生存空间受到严重压缩。因此，扩大其飞行马赫数，提高非设计点性能是一个重要的研究方向。

可参考图1和图2可看出，图1表明当飞行器在跨声速范围（即马赫数0.8~1.2附近），特别是M=1附近后体阻力（Afterbody Drag）剧增，同时图2中喷管净推力（Thrust-Minus-Drag Performance）在飞行马赫数（Flight Mach Number）较小时下降较剧烈。由于尾喷管作为冲压发动机的重要部件，它的性能优劣直接影响着整个飞行器推进系统的推进效率。因此，本发明旨在解决高超声速飞行器在宽马赫数范围飞行时，由于喷管偏离设计点，甚至导致严重过膨胀，由此造成喷管性能急剧恶化的问题。

一般来说解决该技术问题通常有两种方案：第一种，使用可变几何的喷管，即喷管为可调喷管，可以根据飞行状况调整喷管截面积。但是由于机械构造复杂、附加重量大、防热密封等技术问题，实现难度大。第二种，二次流引气方案，该方案类似于本发明的引气方案，最大的不同点在于本发明巧妙地利用了喷管收缩段的高压气体，而不需要额外的引气源，解决了二次流引气方案需要附加气源的技术难题。

发明内容

本发明针对现有技术需要额外配备二次流气源、喷管推力性能受限附加重量大等不足，提出了一种超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式控制装置，本发明通过将喷管收缩段的高压气体引至喷管扩张段，形成二次流引射的效果，提高了喷管的推力系数，即喷管推力性能提高了，降低了负升力，这样有利于减小飞行器的俯仰力矩差。通过将喷管收缩段的高压气流引至扩张段引射，并且在扩张段产生一系列的激波反射，使扩张段壁面压力增加，喷管推力系数升高，可以有效地改善发动机的非设计点性能，扩大了超声速/高超声速飞行器的生存空间。

为实现以上的技术目的，本发明将采取以下的技术方案：

一种超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置，所述的旁路式装置包括过膨胀喷管收缩段和扩张段，其特征在于还包括连通喷管收缩段和扩张段的引气旁路、用于开启和关闭引气旁路通道的挡片，引气旁路利用喷管收缩段的进气口与喷管扩张段的出气口之间的自然压差建立内部流场；所述的引气旁路包括了顺序连通的进气口1、第一通道2、第一转角3、第二通道4、第二转角5、第三通道6、出气口7，所述的进气口1与喷管收缩段连通，出气口7与喷管扩张段连通。

作为本发明的一个优选方案，引气旁路通道为等宽度设计，通道宽度为喷管扩张段与收缩段连接处的高度的5%~20%；所述的引气旁路通道进气口1的角度α为90°，所述角度为第一通道与喷管收缩段的切线之间的夹角；出气口7的角度为90°~160°，所述角度为第三通道起始段至出气端的连线与水平线之间的夹角；所述的进气口1和出气口7的设计空间位置分别布置在喷管收缩段和喷管扩张段0~50%处范围内；第三通道6入射角度β与水平线呈逆时针90°~160°。

作为本发明的进一步优选方案，所述的进气口1设置在喷管收缩段30.53%，所述的出气口7设置在喷管扩张段30.0%，所述的通道宽度为喷管扩张段与收缩段连接处的高度的5.2%，所述的第三通道6入射角度β与水平呈逆时针为150.4°。

在上述技术方案的基础上，第一转角3、第二转角5的转弯半径弧长至少为通道宽度的4倍。

为实现上述的超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置的技术方案的控制装置，其特征在于，当超声速/ 高超声速飞行器旁路装置处于设计点上工作时，此时飞行器在跨声速、过膨胀状态下工作时，控制装置发出指令，开启引气通道的挡片；当超声速/ 高超声速飞行器旁路装置偏离设计点工作时，此时飞行器在正常工作状态时，控制装置发出指令，关闭引气旁路通道的挡片。

挡片可以分别位于引气旁路进出口两端，并与飞行控制系统作动机构相连。

挡片也可以位于引气旁路通道内，并与飞行控制系统作动机构相连。

与现有技术相比，采用上述技术方案的效果是：结构简单，由于本发明利用了喷管收缩段的高压气流，只需要引气管路将高压气体引至喷管扩张段引射，避免了传统的因二次气引流所需要添加的气源设备，能够在不增加附加重量的条件下提高喷管的推力性能。

本发明所述的旁路式引气控制装置的打开与关闭是由飞行器控制系统来控制，当飞行器工作在跨声速或者严重过膨胀状态下时，在喷管收缩段和扩张段之间设置内流通道的引气旁路打开，旁路通道在打开时，将喷管收缩段内的高压气流引至扩张段引射。气流从进气口1进入旁路通道，从出气口7中射出，这股二次流从出气口7射出后，与喷管中的主流相互作用，将喷管内的主流抬起，使主流在上膨胀面发生一系列的激波反射，使上膨胀面壁面压力积分增加，而下膨胀面由于主流抬起，则被环境气体填充，喷管推力性能获得增益。此时，喷管推力系数增加，负升力降低。当超声速/ 高超声速飞行器在设计点上工作时，控制装置发出指令，关闭引气旁路通道，引气旁路关闭，并且不会影响喷管设计点性能。

在内流通道设置了包括顺序连通的进气口1、第一通道2、第一转角3、第二通道4、第二转角5、第三通道6、出气口7，其中进气口1设置在喷管收缩段，出气口7设置在喷管扩张段。本发明的技术方案中引气旁路利用位于喷管收缩段的进气口和扩张段的出气口之间的压差建立内部流场，而旁路装置工作压比范围可以根据飞行器控制需要来选取，并且是由旁路通道各设计参数大小决定的。本发明在考虑耦合作用的条件下对内流通道、进气口、出气口的位置的进行优化设计，能够降低气流在引气通道内的损失，确保以最小的引气代价得到喷管性能最大增益，进一步改善推力性能。

旁路通道的宽度，即为通道的大小，它决定了引气流量的大小，引气旁路通道宽度的大小需要根据飞行器的需要进行优化设计。对引气旁路通道的等宽度设计，其中，通道3宽度采用喷管收缩段与扩张段连接处高度进行无量纲化；引气旁路进气口1的角度α、第三通道6的入射角度β、进气口1的位置与出气口7的位置，这四个参数的确定是考虑了耦合作用的优化结果。优化目标为在引气流量比最小的条件下所能得到较好的推力性能，进一步提高推力性能。 

引气旁路通道进气口1的角度α为90°，即第一通道2与喷管收缩段的切线之间的夹角为90°，第三通道6入射角度β与水平呈逆时针角度为90°~160°，；出气口7的角度为90°~160°，该角度为第三通道起始段至出气端的连线与水平线之间的夹角。由于收缩段内气流速度较大，进气口1采用与喷管地型面相垂直的设计，是为了保证引流在进入旁路时不会在进口处产生较大的流动损失；出气口7的角度设计是为了获得最佳的二次流射流引射效果；进气口1和出气口7的设计空间位置分别布置在喷管收缩段前和喷管扩张段0~50%处范围内，在不考虑耦合作用的条件下，进气口1的设计空间在喷管收缩段0~50%范围内，越靠前喷管性能提升越大；出气口7的设计空间也喷管扩张段0~50%处范围内，越靠前喷管性能提升越大；故进气口1和出气口7不能过于靠后，否则将会影响喷管的推力性能；第三通道6入射角度与水平呈逆时针90°~160°，在不考虑耦合作用的条件下，通道6的角度越大，喷管推力性能提升越大。但由于本发明所涉方案工作压比范围需要根据飞行器的需要来确定，因此需要根据具体方案选定效果比较好的数值范围。在考虑到引气旁路进气口1的角度α为90°、出气口7的角度、第三通道6的角度β、进气口1的位置与出气口7的位置这些关键参数的耦合作用，选取了以上的数值范围。

但是，由于各因素存在一定的耦合作用，性能最优的参数组合并不能使喷管性能达到最优。在综合考虑了引气流量比较小而性能增益较高的限制后，根据优化结果， 本发明的一个优选实施例是：当旁路通道宽度为喷管收缩段与扩张段连接处的高度的5.2%、进气口1位于喷管进口30.53%、出气口7位于喷管扩张段前30.0%，而第三通道6的角度β与水平夹角为150.4°时，在引气流量比为3.22%的条件下，喷管推力系数升高8.57%，负升力下降95.1%。

从附图6可以看出，三角形组成的线段为安装了旁路装置后飞行器喷管的工作效果，四角形组成的线段为安装了旁路装置后飞行器喷管的工作性能。在安装了旁路装置后，旁路通道的工作压比范围最大值为压比10.5~11时，喷管性能比没有安装旁路的基准喷管性能优越。

在以上技术方案的基础上，第一转角3、第二转角5的转弯半径弧长至少为通道宽度的4倍，以保证气流通过转角时不发生气流分离。若转弯半径过小，气流经过转角时会产生流动分离，产生较大的管路损失。

本发明所述的技术方案同时适用于喷管为对称喷管或非对称喷管，扩大了本发明应用的范围。因为不管是对称喷管还是非对称喷管，它们运用的原理都相同，均是通过二次流产生激波使壁面压力升高来获得推力性能的增益。

附图说明

图1不同飞行马赫数下飞行器后体阻特性。

图2不同飞行马赫数下喷管净推力性。

图3本发明的结构示意图。

图4本发明的立体示意图。

图5本发明优选实施例的结构示意图。

图6采用自适应控制方案后，喷管在设计压比内性能曲线图。

在图1和图2中：图1表明当飞行器在跨声速范围（即马赫数0.8~1.2附近），特别是M=1附近后体阻力（Afterbody Drag）剧增，同时图2中喷管净推力（Thrust-Minus-Drag Performance）在飞行马赫数（Flight Mach Number）较小时下降较剧烈。

在图3中：1、进气口，2、第一通道，3、第一转角，4、第二通道，5、第二转角，6、第三通道，7、出气口。

在图5中：8、出气口位于喷管扩张段前30.0%的位置，9、喷管喉道高度，10、进气口位于喷管进口前30.53%的位置，11、旁路通道宽度。

在图6中：三角形组成的线段为安装了旁路装置后飞行器喷管的工作效果，四角形组成的线段为没有安装旁路装置的飞行器喷管的工作性能。

具体实施方式

下面结合附图和实施例，对本发明作详细说明：

如图3、图4和图5 所示，本发明所述的超声速/高超声速旁路式引气控制装置，包括过膨胀喷管收缩段和扩张段，以及设置喷管收缩段和扩张段之间的引气旁路通道，旁路通道连接喷管收缩段和扩张段，所述旁路通道包括进气口1、第一通道2、第一转角3、第二通道4、第二转角5、第三通道6、出气口7。进气口1设置在喷管收缩段，进气口1的设计空间优选在喷管进口前部0~50%处范围内；出气口7设置在喷管扩张段，出气口7的设计空间优选在喷管扩张段前部0~50%处范围内。引气旁路进气口1α角度为90°，出口7角度为90°~160°，旁路宽度为喷管扩张段与收缩段连接处的高度的5%~20%。第一通道2与喷管收缩段的切线互相垂直；第一转角3的转弯半径弧长至少为通道宽度的4倍，保证气流通过使不分离；第二通道4为一直线；第二转角5的设计与第一转角3相同；第三通道6入射角β与水平呈90°~160°（逆时针）夹角。

本发明所给出的旁路通道结构为优化结果，优化目标为引气流量比最小的条件下所能得到的最大推力性能增益。

在此给出一实施例，当旁路通道宽度为喷管扩张段与收缩段连接处的高度5.2%、第三通道6入射角度β为150.4°（逆时针夹角）、进气口1位于喷管进口前30.53%、出气口7位于喷管扩张段前30.0%，在引气流量比为3.22%的条件下，旁路通道的工作压比范围最大值为压比10.5~11时，从图6中可以看出，三角形组成的线段为安装了旁路装置后飞行器喷管的工作效果，四角形组成的线段为没有安装旁路装置的飞行器喷管的工作性能，很显然安装了旁路装置的喷管性能比没有安装旁路的基准喷管性能优越。在安装了旁路装置后，当超声速/ 高超声速飞行器旁路装置处于设计点上工作时，此时飞行器在跨声速、过膨胀状态下工作时，控制装置发出指令，开启引气旁路通道，当旁路通道在打开时，将喷管收缩段内的高压气流引至扩张段引射。这股二次流从出气口7射出后，将喷管内的主流抬起，使主流在上膨胀面发生一系列的激波反射，使上膨胀面壁面压力积分增加，而下膨胀面由于主流抬起，则被环境气体填充，因此，喷管推力系数增加，负升力降低。实验证明，喷管推力系数升高了8.57%，负升力下降95.1%。

当然如果想进一步提高喷管推力性能，在上面所给出的技术方案的基础上，可以通过扩大旁路通道的宽度来实现，也可以单独通过扩大旁路通道的宽度来实现。

本发明所述的管体/管道的形状和截面面积可根据超声速/高超声速飞行器的具体情况进行设计。

Claims (6)

1.一种超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置，所述的旁路式装置包括过膨胀喷管收缩段和扩张段，其特征在于还包括连通喷管收缩段和扩张段的引气旁路、用于开启和关闭引气旁路通道的挡片，引气旁路利用喷管收缩段的进气口与喷管扩张段的出气口之间的自然压差建立内部流场；所述的引气旁路包括了顺序连通的进气口（1）、第一通道（2）、第一转角（3）、第二通道（4）、第二转角（5）、第三通道（6）、出气口（7），所述的进气口（1）与喷管收缩段连通，出气口（7）与喷管扩张段连通。

2.依权利要求1所述的超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置，其特征在于，所述的引气旁路通道为等宽度设计，通道宽度为喷管扩张段与收缩段连接处的高度的5%~20%；所述的引气旁路通道进气口（1）的角度为90°，所述角度为第一通道与喷管收缩段的切线之间的夹角；出气口（7）的角度为90°~160°，所述角度为第三通道（6）起始段至出气端的连线与水平线之间的夹角；所述的进气口（1）和出气口（7）的设计空间位置分别布置在喷管收缩段和喷管扩张段0~50%处范围内，第三通道（6）入射角度与水平呈逆时针90°~160°。

3.依权利要求2所述的超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置，其特征在于，所述的进气口（1）设置在喷管收缩段30.53%，所述的出气口（7）设置在喷管扩张段30.0%，所述的通道宽度为喷管扩张段与收缩段连接处的高度的5%，所述的第三通道（6）入射角度与水平呈逆时针为150.4°。

4.依权利要求3所述的超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置，其特征在于，第一转角（3）、第二转角（5）的转弯半径弧长至少为通道宽度的4倍。

5.依权利要求1-4所述的超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置，其特征在于，所述的挡片分别位于引气旁路进出口两端。

6.依权利要求1-4所述的超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置，其特征在于，所述的挡片位于引气旁路通道内。

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