CN106438103A

CN106438103A - 一种s弯收‑扩喷管结构

Info

Publication number: CN106438103A
Application number: CN201610378300.2A
Authority: CN
Inventors: 孙啸林; 王占学; 周莉; 史经纬; 张明阳; 程稳
Original assignee: Northwestern Polytechnical University
Current assignee: Northwestern Polytechnical University
Priority date: 2016-05-30
Filing date: 2016-05-30
Publication date: 2017-02-22

Abstract

本发明公开了一种S弯收‑扩发动机喷管结构，包括：收缩段和扩张段，收缩段具有与发动机的高温涡轮出口连接的进气口，扩张段连接在收缩段的尾部并具有排气口，在收缩段和扩张段的过渡处形成喷管喉道；应用本发明技术方案的S弯收‑扩发动机喷管结构，来自发动机的高温涡轮出口的气流在收缩段膨胀加速并在喷管喉道处加速到音速，达到音速的气流通过喷管喉道后在扩张段进一步加速到超声速。解决了现有技术中的战机采用的收缩型发动机尾喷管无法满足战机覆盖亚、跨、超声速飞行的问题。

Description

一种S弯收-扩喷管结构

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，具体而言，涉及一种S弯收-扩喷管结构。

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，现代战斗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，增强了排气系统的雷达隐身特性；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；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。因此，S型喷管技术已得到国内外研究机构的高度重视。

然而现有的战机采用的S弯喷管均为收缩型，最大的飞行速度均未达到超音速，因此，现有的战斗机无法满足覆盖亚、跨、超声速的飞行包线。

发明内容

本发明的主要目的在于提供一种S弯收-扩喷管结构，以至少解决现有技术中的战机采用的收缩型发动机尾喷管无法满足战机覆盖亚、跨、超声速飞行的问题。

为了实现上述目的，根据本发明，提供了一种S弯收-扩喷管结构，包括：收缩段和扩张段，收缩段具有与发动机的高温涡轮出口连接的进气口，扩张段连接在收缩段的尾部并具有排气口，在收缩段和扩张段的过渡处形成喷管喉道。

进一步地，收缩段包括“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沿进气口到喷管喉道的方向依次形成第一气流偏转部、第二气流偏转部和第三气流偏转部。

进一步地，第一气流偏转部靠近进气口设置，第二气流偏转部位于第一喷管段和第二喷管段的过渡处，第三气流偏转部靠近喷管喉道处设置。

进一步地，第一气流偏转部的流道由与高温涡轮出口的轴向平行的方向沿第一喷管段的径向向下偏离；第二气流偏转部的流道由向下偏离高温涡轮出口的轴线方向转为沿第二喷管段的径向向上偏转并趋向高温涡轮出口的轴线方向；第三气流偏转部的流道由上偏转并趋向高温涡轮出口的轴线方向转为与高温涡轮出口的轴线方向平行的方向。

进一步地，第二气流偏转部的下壁面与第三气流偏转部的上壁面的公切线过进气口横截面的最低点。

进一步地，第一喷管段与第二喷管段沿高温涡轮出口的轴线方向的长度之比在2∶3至2∶5之间。

进一步地，收缩段的进气口的横截面为圆形，并与高温涡轮出口相匹配；喷管喉道的横截面与扩张段的横截面均为矩形。

进一步地，扩张段的排气口的横截面的宽度与高度之比在1.2至2之间。

进一步地，喷管喉道的横截面与扩张段的横截面相互平行且与高温涡轮出口的轴线方向垂直。

进一步地，扩张段为沿喷管喉道至排气口方向横截面逐渐增大的直喷管且扩张段的扩张角小于或等于15°。

进一步地，扩张段的排气口的横截面的面积与喷管喉道的横截面的面积之比大于1.69。

应用本发明技术方案的一种S弯收-扩喷管结构，包括：收缩段和扩张段，收缩段具有与发动机的高温涡轮出口连接的进气口，扩张段连接在收缩段的尾部并具有排气口，在收缩段和扩张段的过渡处形成喷管喉道。来自发动机的高温涡轮出口的气流在收缩段膨胀加速并在喷管喉道处加速到音速，达到音速的气流通过喷管喉道后在扩张段进一步加速到超声速。解决了现有技术中的战机采用的收缩型发动机尾喷管无法满足战机覆盖亚、跨、超声速飞行的问题。

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一种S弯收-扩喷管结构的立体结构示意图；

图2是根据本发明实施例可选的一种S弯收-扩喷管结构的纵剖面结构示意图。

上述附图中包括以下附图标记：

1、收缩段；11、进气口；12、第一气流偏转部；13、第二气流偏转部；14、第三气流偏转部；2、扩张段；21、排气口；3、喷管喉道；4、第一喷管段；5、第二喷管段。

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。

根据本发明实施例的一种S弯收-扩喷管结构，如图1所示，包括：收缩段1和扩张段2，收缩段1具有与发动机的高温涡轮出口连接的进气口11，扩张段2连接在收缩段1的尾部并具有排气口21，在收缩段和扩张段的过渡处形成喷管喉道3。

应用本发明技术方案的一种S弯收-扩喷管结构，包括：收缩段1和扩张段2，收缩段1具有与发动机的高温涡轮出口连接的进气口11，扩张段2连接在收缩段1的尾部并具有排气口21，在收缩段1和扩张段2的过渡处形成喷管喉道3。来自发动机高温涡轮出口的气流在收缩段1膨胀加速并在喷管喉道3处加速到音速，达到音速的气流通过喷管喉道3后在扩张段2进一步加速到超音速。解决了现有技术中的战机采用的收缩型发动机尾喷管无法满足战机覆盖亚、跨、超声速飞行的问题。

具体实施时，收缩段1和扩张段2的长度根据航空发动机在飞机上的布局来确定。为了实现对高温涡轮出口端面的有效遮挡，使得发动机在任何角度下其高温涡轮出口端面均不能被直接照射到。可选地，收缩段1包括“S”形的第一喷管段4和“S”形的第二喷管段5，第一喷管段4的流道为反向的“S”形，第二喷管段5的流道为正向的“S”形，第一喷管段4和第二喷管段5的连接过渡处有一部分重合。可选地，第一喷管段4与第二喷管段5沿高温涡轮出口的轴线方向的长度之比在2∶3至2∶5之间，以保证收缩段1具有较高的气动性能。

第一喷管段4和第二喷管段5中沿进气口11到喷管喉道3的方向依次形成第一气流偏转部12、第二气流偏转部13和第三气流偏转部14；第一气流偏转部12靠近进气口11设置，来自高温涡轮出口的气流通过进气口11进入第一气流偏转部12，第一气流偏转部12的流道由与高温涡轮出口的轴向平行的方向沿第一喷管段4的径向向下偏离，使气流向下流动偏离高温涡轮出口的轴向；第二气流偏转部13位于第一喷管段4和第二喷管段5的过渡处，通过第一气流偏转部12的气流进入第二气流偏转部13，第二气流偏转部13的流道由向下偏离高温涡轮出口的轴线方向转为沿第二喷管段5的径向向上偏转并趋向高温涡轮出口的轴线方向；第三气流偏转部14靠近喷管喉道3处设置，第三气流偏转部14的流道由向上偏转并趋向高温涡轮出口的轴线方向转为与高温涡轮出口的轴线方向平行的方向并使气流通过喷管喉道3进入扩张段2。

在本发明实施例中，第一气流偏转部12、第二气流偏转部13和第三气流偏转部14的径向偏距满足完全遮挡高温涡轮出口端面的原则。喷管结构完全遮挡高温涡轮出口端面的条件由喷管对称面上的上、下纵线的公切线来确定，即上、下纵线的公切线需通过喷管进口截面的下端点。或者，根据喷管长度的不同，上、下纵线的公切线需通过喷管出口截面的上端点。具体地，如图2所示，第二气流偏转部13的下壁面与第三气流偏转部14的上壁面的公切线MN过进气口11横截面的最低点B，从而使第二气流偏转部13和第三气流偏转部14将高温涡轮出口端面完全遮挡。

通过将两个“S”形喷管段组成本发明实施例的S弯收-扩喷管结构的收缩段1，并调节第一气流偏转部12、第二气流偏转部13和第三气流偏转部14的径向偏距，达到在预定长径比下，将高温涡轮出口及内部的涡轮导向器、加力燃烧室火焰稳定器等内部高温部件有效地进行遮挡，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高温涡轮出口端面均不能被直接照射到。

收缩段1的进气口11的横截面为圆形，并与高温涡轮出口相匹配；喷管喉道3的横截面与扩张段2的横截面均为矩形，可选地，扩张段2的排气口21的横截面的宽度与高度之比在1.2至2之间，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。

可选地，喷管喉道3的横截面与扩张段2的横截面相互平行且与高温涡轮出口的轴线方向垂直，扩张段2的排气口21的横截面的面积与喷管喉道3的横截面的面积之比大于1.69，以保证出口马赫数大于2，实现超声速飞行；扩张段2为沿喷管喉道3至排气口21方向横截面逐渐增大的直喷管且扩张段2的扩张角小于或等于15°，以避免扩张段出现流动分离从而导致喷管推力下降。

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

1.一种S弯收-扩喷管结构，其特征在于，包括：收缩段和扩张段，所述收缩段具有与发动机的高温涡轮出口连接的进气口，所述扩张段连接在所述收缩段的尾部并具有排气口，在所述收缩段和所述扩张段的过渡处形成喷管喉道。

2.根据权利要求1所述的一种S弯收-扩喷管结构，其特征在于，所述收缩段包括“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中沿所述进气口到所述喷管喉道的方向依次形成第一气流偏转部、第二气流偏转部和第三气流偏转部。

3.根据权利要求2所述的一种S弯收-扩喷管结构，其特征在于，所述第一气流偏转部靠近所述进气口设置，所述第二气流偏转部位于所述第一喷管段和所述第二喷管段的过渡处，所述第三气流偏转部靠近所述喷管喉道处设置。

4.根据权利要求3所述的一种S弯收-扩喷管结构，其特征在于，所述第一气流偏转部的流道由与所述高温涡轮出口的轴向平行的方向沿所述第一喷管段的径向向下偏离；所述第二气流偏转部的流道由向下偏离所述高温涡轮出口的轴线方向转为沿所述第二喷管段的径向向上偏转并趋向所述高温涡轮出口的轴线方向；所述第三气流偏转部的流道由上偏转并趋向所述高温涡轮出口的轴线方向转为与所述高温涡轮出口的轴线方向平行的方向。

5.根据权利要求4所述的一种S弯收-扩喷管结构，其特征在于，所述第二气流偏转部的下壁面与所述第三气流偏转部的上壁面的公切线过所述进气口横截面的最低点。

6.根据权利要求2所述的一种S弯收-扩喷管结构，其特征在于，所述第一喷管段与所述第二喷管段沿所述高温涡轮出口的轴线方向的长度之比在2∶3至2∶5之间。

7.根据权利要求1所述的一种S弯收-扩喷管结构，其特征在于，所述收缩段的进气口的横截面为圆形，并与所述高温涡轮出口相匹配；所述喷管喉道的横截面与所述扩张段的横截面均为矩形。

8.根据权利要求7所述的一种S弯收-扩喷管结构，其特征在于，所述扩张段的所述排气口的横截面的宽度与高度之比在1.2至2之间。

9.根据权利要求1所述的一种S弯收-扩喷管结构，其特征在于，所述喷管喉道的横截面与所述扩张段的横截面相互平行且与所述高温涡轮出口的轴线方向垂直。

10.根据权利要求1所述的一种S弯收-扩喷管结构，其特征在于，所述扩张段为沿所述喷管喉道至所述排气口方向横截面逐渐增大的直喷管且所述扩张段的扩张角小于或等于15°。

11.根据权利要求10所述的一种S弯收-扩喷管结构，其特征在于，所述扩张段的所述排气口的横截面的面积与所述喷管喉道的横截面的面积之比大于1.69。