CN106014686A - 一种涡扇发动机s弯喷管结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种涡扇发动机S弯喷管结构，包括：“S”形的第一喷管段和“S”形的第二喷管段，第一喷管段和第二喷管段中具有多个气流偏转部；其中，第一喷管段具有与发动机的外涵通道和内涵通道均连通的进气口，第二喷管段具有排气口，各个气流偏转部的公切线的延伸线不通过内涵通道的出口的端面和/或排气口的端面；应用本发明技术方案的涡扇发动机S弯喷管结构，实现了在较小的喷管偏距下对涡扇发动机内涵通道的完全遮挡，解决了现有技术中的涡扇发动机所采用的S弯喷管难以将发动机内涵高温部件的完全遮挡从而导致其隐身性能大大降低的问题。

Description

一种涡扇发动机S弯喷管结构

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，具体而言，涉及一种涡扇发动机S弯喷管结构。

背景技术

随着先进红外制导导弹、机载红外搜索跟踪系统以及雷达制导技术的迅速发展，现代无人机、轰炸机对红外隐身技术和雷达隐身技术的要求越来越高。研究表明，S弯喷管因具有以下明显的优势而成为低可探测性技术的研究重点，一方面，S弯型面可对涡轮导向器、加力燃烧室火焰稳定器等内部高温部件进行有效遮挡，显著降低其红外辐射；另一方面，采用S弯流道使得入射的电磁波在S弯通道内反复折射消耗，同时S弯流道亦能有效遮挡涡轮叶片、加力燃烧室火焰稳定器，避免旋转的叶片和加力燃烧室火焰稳定器直接暴露在电磁波面前，增强了排气系统的雷达隐身特性；另外，S弯喷管具有非轴对称喷管的特性，可增强尾喷流与外界大气的混合，显著减少尾喷流的高温核心区；最后，S弯喷管和S形进气道组合应用于飞翼布局飞机，在具有良好的隐身性能的同时，通过发动机埋入式安装、背负式进气等安装方案，可以大大降低飞机的外阻。S弯隐身喷管的主要作用是遮挡发动机高温部件，包括涡轮出口端、加力筒体以及热壁面，在不考虑内、外涵进气的条件下，S弯喷管对于高温部件的完全遮挡容易确定和实现，但是现代发动机均为涡扇发动机，S弯喷管很难实现将含有内、外涵通道的涡扇发动机内涵高温部件的完全遮挡，从而使装备涡扇发动机的无人机、轰炸机的隐身性能大大降低。

发明内容

本发明的主要目的在于提供一种涡扇发动机S弯喷管结构，以至少解决现有技术中的涡扇发动机所采用的S弯喷管难以将发动机内涵高温部件的完全遮挡从而导致其隐身性能大大降低的问题。

为了实现上述目的，根据本发明，提供了一种涡扇发动机S弯喷管结构，包括：“S”形的第一喷管段和“S”形的第二喷管段，第一喷管段和第二喷管段相互连通以在第一喷管段和第二喷管段中形成多个气流偏转部；其中，第一喷管段的自由端具有与发动机的外涵通道的出口和内涵通道的出口均连通的进气口，第二喷管段的自由端具有排气口，各个气流偏转部的公切线的延伸线不通过内涵通道的出口的端面和/或排气口的端面。

进一步地，气流偏转部包括沿进气口到排气口的方向依次形成的第一气流偏转部、第二气流偏转部和第三气流偏转部；其中，第一气流偏转部的流道由与内涵通道的轴向平行的方向沿径向向下偏离内涵通道的轴向；第二气流偏转部的流道由向下偏离内涵通道的轴向转为沿径向向上偏转并趋向内涵通道的轴向；第三气流偏转部的流道由上偏转并趋向内涵通道的轴向转为与内涵通道的轴向平行。

进一步地，第二气流偏转部的上壁面与第三气流偏转部的下壁面的公切线过内涵通道的出口的端面的最低点和/或排气口的端面的最高点。

进一步地，第一喷管段和第二喷管段的长度之和与第一喷管段的最大直径之比在2.5至3.0之间。

进一步地，第一喷管段与第二喷管段沿内涵通道的轴向的长度之比在2∶3至2∶5之间。

进一步地，外涵通道为直管道，内涵通道的出口的横截面沿朝向进气口方向逐渐收缩。

进一步地，外涵通道和内涵通道长度相等。

进一步地，内涵通道的出口的端面与第一喷管段的进气口的端面共面。

进一步地，内涵通道中沿其轴向设置有尾椎，尾椎的长度小于内涵通道的长度。

进一步地，第一喷管段的进气口的端面为圆形，并与外涵通道的出口的端面相匹配；第二喷管段的排气口的端面为矩形。

应用本发明技术方案的涡扇发动机S弯喷管结构，通过设置“S”形的第一喷管段和“S”形的第二喷管段，第一喷管段和第二喷管段相互连通以在第一喷管段和第二喷管段中形成多个气流偏转部；其中，第一喷管段的自由端具有与发动机的外涵通道的出口和内涵通道的出口均连通的进气口，第二喷管段的自由端具有排气口，各个气流偏转部的公切线的延伸线不通过内涵通道的出口的端面和/或排气口的端面，从而实现在较小的喷管偏距下对涡扇发动机内涵通道的完全遮挡，既显著降低了喷管热壁面的红外辐射强度，同时，减小了流动分离对发动机推力造成的影响，保证了发动机较好的气动性能。解决了现有技术中的涡扇发动机所采用的S弯喷管难以将发动机内涵高温部件的完全遮挡从而导致其隐身性能大大降低的问题技术问题。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是根据本发明实施例可选的涡扇发动机尾喷管的立体结构示意图；

图2是根据本发明实施例可选的涡扇发动机尾喷管一种纵剖面的结构示意图；

图3是根据本发明实施例可选的涡扇发动机尾喷管另一纵剖面的结构示意图。

其中，上述附图包括以下附图标记：

1、第一喷管段；11、进气口；2、第二喷管段；21、排气口；3、外涵通道；4、内涵通道；5、第一气流偏转部；6、第二气流偏转部；7、第三气流偏转部；8、尾椎。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。

根据本发明实施例，提供了一种涡扇发动机S弯喷管结构，如图1和图2所示，包括：“S”形的第一喷管段1和“S”形的第二喷管段2，第一喷管段1和第二喷管段2相互连通以在第一喷管段1和第二喷管段2中形成的多个气流偏转部；其中，第一喷管段1的自由端具有与发动机的外涵通道3的出口和内涵通道4的出口均连通的进气口11，第二喷管段2的自由端具有排气口21，各个气流偏转部的公切线的延伸线不通过内涵通道4的出口的端面和/或排气口21的端面。

应用本发明技术方案的涡扇发动机S弯喷管结构，通过设置“S”形的第一喷管段1和“S”形的第二喷管段2，第一喷管段1和第二喷管段2相互连通以在第一喷管段1和第二喷管段2中形成多个气流偏转部；其中，第一喷管段1的自由端具有与发动机的外涵通道3的出口和内涵通道4的出口均连通的进气口11，第二喷管段2的自由端具有排气口21，各个气流偏转部的公切线的延伸线不通过内涵通道4的出口的端面和/或排气口21的端面，从而实现在较小的喷管偏距下对涡扇发动机内涵通道4的完全遮挡，既显著降低了喷管热壁面的红外辐射强度，同时，减小了流动分离对发动机推力造成的影响，保证了发动机较好的气动性能。解决了现有技术中的涡扇发动机所采用的S弯喷管难以将发动机内涵高温部件的完全遮挡从而导致其隐身性能大大降低的问题技术问题。

具体实施时，第一喷管段1和第二喷管段2由进气口11至排气口21方向其喷管截面积逐渐收缩。第一喷管段1的进气口11的端面为圆形，并与外涵通道3的出口的端面相匹配；第二喷管段2的排气口21的端面为矩形，该构型便于发动机尾喷管与飞机的一体化设计，从而减少战机的飞行阻力。气流偏转部包括沿进气口11到排气口21的方向依次形成的第一气流偏转部5、第二气流偏转部6和第三气流偏转部7；其中，第一气流偏转部5靠近进气口11设置，第一气流偏转部5的流道由与内涵通道4的轴向平行的方向沿径向向下偏离内涵通道4的轴向，来自外涵通道3的冷态空气与来自内涵通道4的热态燃气相互混合后沿第一气流偏转部5向下偏离内涵通道4的轴向；第二气流偏转部6位于第一喷管段1和第二喷管段2的过渡处，第一喷管段1和第二喷管段2在两者的过渡处有一部分重合形成第二气流偏转部6，第二气流偏转部6的流道由向下偏离内涵通道4的轴向转为沿径向向上偏转并趋向内涵通道4的轴向，从而使向下偏离内涵通道4的轴向的气流转为向上偏转并趋向于内涵通道4的轴向；第三气流偏转部7靠近排气口21设置，第三气流偏转部7的流道由上偏转并趋向内涵通道4的轴向转为与内涵通道4的轴向平行，从而使气流沿排气口21以与内涵通道4的轴向平行的方向高速喷出，从而获得较大的推力。

第一喷管段1和第二喷管段2的结构的完全遮挡内涵通道4的高温部件的条件由第一喷管段1和第二喷管段2对称面上的上、下纵线的公切线来确定，即上、下纵线的公切线需通过内涵通道4的出口端面的下端点和/或上、下纵线的公切线需通过排气口21的端面的上端点。

具体地，如图2所示，第二气流偏转部6的上壁面与第三气流偏转部7的下壁面的公切线MN过内涵通道4的出口的端面的最低点E′或者过排气口21的端面的最高点F，从而使第二气流偏转部6和第三气流偏转部7将内涵通道4的出口的端面完全遮挡或者将排气口21的端面完全遮挡。如此可显著降低喷管热壁面的红外辐射强度，使得发动机在任何角度下其内涵通道4的出口的端面均不能被直接照射到。

为了既实现对内涵通道4端面的完全遮挡同时使第一喷管段1和第二喷管段2具有最小的径向偏距以减小发动机的流动分离，从而获得更佳的气动性能，第二气流偏转部6的上壁面与第三气流偏转部7的下壁面的公切线MN同时过内涵通道4的出口的端面的最低点E′和排气口21的端面的最高点F，即第二气流偏转部6和第三气流偏转部7将内涵通道4的出口的端面和排气口21的端面同时遮挡。

通过以上结构可在含有内、外涵通道的条件下实现对内涵通道4中高温部件的完全遮挡，增强了排气系统的红外隐身能力；同时可使得入射的电磁波在S弯通道内反复折射消耗，提高了排气系统的雷达隐身能力。

可选地，第一喷管段1和第二喷管段2的长度之和与第一喷管段1的最大直径之比在2.5至3.0之间，以避免第一喷管段1和第二喷管段2内部出现的激波损失，在飞机布局允许的情况下，可选较长的长径比以提供较好的内、外涵掺混能力。

第一喷管段1与第二喷管段2沿内涵通道4的轴向的长度之比在2∶3至2∶5之间，以保证第一喷管段1与第二喷管段2具有较高的气动性能。

可选地，如图1至图3所示，外涵通道3为直管道，内涵通道4的出口的横截面沿朝向进气口11方向逐渐收缩，外涵通道3和内涵通道4长度相等，内涵通道4的出口的端面与第一喷管段1的进气口11的端面共面，以保证内涵通道4的高温气流和外涵通道3的低温气流在第一喷管段1内有效的掺混，降低核心流的红外辐射强度。

内涵通道4中沿其轴向设置有尾椎8，尾椎8的长度小于内涵通道4的长度，以避免尾椎被直接探测到。

以上仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种涡扇发动机S弯喷管结构，其特征在于，包括：“S”形的第一喷管段和“S”形的第二喷管段，所述第一喷管段和所述第二喷管段相互连通以在所述第一喷管段和所述第二喷管段中形成多个气流偏转部；

其中，所述第一喷管段的自由端具有与发动机的外涵通道的出口和内涵通道的出口均连通的进气口，所述第二喷管段的自由端具有排气口，各个所述气流偏转部的公切线的延伸线不通过所述内涵通道的出口的端面和/或所述排气口的端面。

2.根据权利要求1所述的涡扇发动机S弯喷管结构，其特征在于，所述气流偏转部包括沿所述进气口到所述排气口的方向依次形成的第一气流偏转部、第二气流偏转部和第三气流偏转部；

其中，所述第一气流偏转部的流道由与所述内涵通道的轴向平行的方向沿径向向下偏离所述内涵通道的轴向；所述第二气流偏转部的流道由向下偏离所述内涵通道的轴向转为沿径向向上偏转并趋向所述内涵通道的轴向；所述第三气流偏转部的流道由上偏转并趋向所述内涵通道的轴向转为与所述内涵通道的轴向平行。

3.根据权利要求2所述的涡扇发动机S弯喷管结构，其特征在于，所述第二气流偏转部的上壁面与所述第三气流偏转部的下壁面的公切线过所述内涵通道的出口的端面的最低点和/或所述排气口的端面的最高点。

4.根据权利要求1所述的涡扇发动机S弯喷管结构，其特征在于，所述第一喷管段和所述第二喷管段的长度之和与所述第一喷管段的最大直径之比在2.5至3.0之间。

5.根据权利要求1所述的涡扇发动机S弯喷管结构，其特征在于，所述第一喷管段与所述第二喷管段沿所述内涵通道的轴向的长度之比在2∶3至2∶5之间。

6.根据权利要求1所述的涡扇发动机S弯喷管结构，其特征在于，所述外涵通道为直管道，所述内涵通道的出口的横截面沿朝向所述进气口方向逐渐收缩。

7.根据权利要求6所述的涡扇发动机S弯喷管结构，其特征在于，所述外涵通道和所述内涵通道长度相等。

8.根据权利要求6所述的涡扇发动机S弯喷管结构，其特征在于，所述内涵通道的出口的端面与所述第一喷管段的进气口的端面共面。

9.根据权利要求1所述的涡扇发动机S弯喷管结构，其特征在于，所述内涵通道中沿其轴向设置有尾椎，所述尾椎的长度小于所述内涵通道的长度。

10.根据权利要求1所述的涡扇发动机S弯喷管结构，其特征在于，所述第一喷管段的进气口的端面为圆形，并与所述外涵通道的出口的端面相匹配；所述第二喷管段的排气口的端面为矩形。