CN110080907A - 一种出口具有锯齿形固体突片的喉道偏移式气动矢量喷管 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种出口具有锯齿形固体突片的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管本体，其内流道依次包括喷管进口、等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张段、二喉道前部收敛段、二喉道；所述二喉道前部收敛段下游的上下壁面处设置有锯齿状固体突片，并保证喷管出口的投影面积不变。本发明通过在出口上下两侧设置向内倾斜的锯齿状固体突片，在保证出口的投影面积和原来相等的情况下，提高了喷管的红外隐身性能。相比基准的矩形出口截面的喉道偏移式气动矢量喷管，本发明喷管可以通过加强出口喷流掺混，有效降低喷流中心线速度和降低核心区长度并降低噪音，同时降低排气温度，提高了红外隐身性能。

Description

一种出口具有锯齿形固体突片的喉道偏移式气动矢量喷管

技术领域

本发明涉及一种出口具有锯齿形固体突片的喉道偏移式气动矢量喷管，属于推力矢量航空发动机喷管技术领域。

背景技术

随着科学技术的发展和空战形势的变化，现代飞机对于高机动性、低可探测性和一体化设计的需求越来越高。一方面，采用推力矢量喷管将成为未来飞行器提高机动性的必然选择；另一方面，采用非轴对称喷管已经成为强调低可探测性和一体化设计的飞行器的共识。因此，具备推力矢量功能的非轴对称喷管对于未来飞行器具有重大价值。

流体推力矢量喷管以其结构简单、重量轻等优势成为了各国的研究热点。其中，喉道偏移式气动矢量喷管作为新兴的气动推力矢量喷管的一种，具有总体结构简单、矢量性能突出的特点，受到了越来越多的重视。传统的喉道偏移式气动矢量喷管为双喉道形式，具体结构有喷管进口、等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张收敛段、二喉道。

本发明正常工作状态分两种：矢量状态与非矢量状态，且工作状态通过一喉道处有无气流注入来切换。以矢量状态为例，在一喉道上部或下部注入气流，注入的气流对主流的流动作用一个竖直方向的力，主流产生扰动并沿着二喉道前部扩张收敛段一侧壁面流动，通过凹腔的作用将气流折转效果放大喷出，最终产生抬头或低头力矩。矢量状态在一喉道处注入的气流可以是外部气源，如高压气瓶、气泵、飞行器外部气流等等，也可以是从发动机内部高于一喉道压力的位置处引气，如从风扇后部、压气机等位置引气，还可以通过特制的通道将涡轮出口的气体引过来注入，实现自适应无源控制。因此，根据是否需要从外部引气将喉道偏移式气动矢量喷管分为有源型和无源型。

当下，飞行器为实现低可探测性，多采用的非对称出口截面的喷管，但是仍然很少将气动矢量喷管和海狸尾或锯齿突片相结合，其结合难度在于，由于喷管的主流顺压力梯度流动，外流的近似零压力梯度流动以及凹腔内涡产生的低压区，需兼顾气流流经锯齿状固体突片产生的流向涡造成的主流与外流的强化掺混作用以及凹腔内全三维运动效应的涡的高效转动。

发明内容

发明目的：针对现有技术的不足，本发明提出了一种出口具有锯齿状固体突片的喉道偏移式气动矢量喷管，将锯齿状固体突片与喷管总体设计相结合，而并非简单在喷管出口安装小突片，在保证出口的投影面积和原来相等的情况下，增大喷管出口处高温气体与外界空气的掺混接触面积，有效提高喷管的红外隐身性能。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种出口具有锯齿形固体突片的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管本体，其内流道依次包括喷管进口、等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张段、二喉道前部收敛段、二喉道(喷管出口)；所述二喉道前部收敛段下游的上下壁面处设置有向内倾斜的锯齿状固体突片，并保证喷管出口的投影面积不变。

优选的，所述锯齿状固体突片呈单个或者多个相同的等腰三角形，即单锯齿固体突片和多锯齿固体突片，其中单锯齿固体突片又叫“海狸尾”。

进一步的，所述上下布置的锯齿状固体突片分别与二喉道前收敛段的上下壁面共面，且等腰三角形的中位线所在平面与基准型喉道偏移式气动矢量喷管的二喉道所在截面保持一致。

进一步的，若锯齿形固体突片只有一个，则该等腰三角形底边长度与二喉道前部收敛段的壁面宽度保持一致；若锯齿形固体突片有多个，则每侧的等腰三角形底边长度之和与二喉道前部收敛段的该侧壁面宽度保持一致。

进一步的，等腰三角形的底角α受多重约束：首先，由于几何限制，α不能过大，否则上下壁面会接触，造成出口壅塞，因此，一般来说，α的几何约束上限不超过45°；同时，α增大，喷管的矢量性能和推力性能的损失将逐渐增大，特别是α大于15°后相关参数损失明显增大，假设喷管的二喉道高度为H_th2，二喉道宽度为b，凹腔收敛段与竖直平面的夹角为γ(图2所示)，则周长C的公式为其中在某种特殊构型的喉道偏移式气动矢量喷管下，b、H_th2、γ为定值。根据图5可以得到，随着α的逐渐增大，喷管出口的周长越大，喷管内喷出的高温燃气(尾焰)与飞行器外部的冷空气接触面积更大，掺混更充分，因此高温燃气(尾焰)的红外辐射信号越低，越难以被红外传感器探测到，隐身性越好，一般来讲，α大于10度时喷管的红外信号明显减小。所以优选α的范围为10-30度。

作为本发明的进一步改进，所述喷管在锯齿角α相同的情况下，喷管矢量角和推力等性能参数均受一喉道宽高比影响。一喉道宽高比的选取以2-4为宜。假设一喉道高度为H_th1，二喉道高度为H_th2，一喉道与二喉道宽度都为b，假设喷管的扩张比为k，即则极限情况下(当α角最大造成壅塞时)，一喉道宽高比为

进一步的，多锯齿状固体突片的数量n可以为2以上，假设喷管的二喉道高度为H_th2，二喉道宽度为b，凹腔收敛段与竖直平面的夹角为γ(图2所示)，则出口实际周长C与锯齿数量n之间满足其中在某种特殊构型的喉道偏移式气动矢量喷管下，b、H_th2、α、γ为定值。由此可见，随着n的增大，周长C逐渐减小，趋于某定值。所以随着n的增大，喷管的红外隐身性能逐渐降低，但是气动性能有所恢复。一般来讲，假设二喉道的宽高比为K，则根据图8可得，

作为本发明的进一步改进，所述喷管二喉道前收敛段侧壁面两侧可对称固定安装侧挡板，在保证可探测性基本不变的情况下，进一步有效提高喷管的推力性能，小幅增加喷管的矢量性能。

进一步的，所述侧挡板的形状为矩形或等腰梯形：若侧挡板的形状为矩形，则其高等于上下壁面安装的锯齿突片的底边之间的距离；若侧挡板的形状为等腰梯形，则等腰梯形的较长底边长度等于上下壁面安装的锯齿突片的底边之间的距离。

进一步的，所述侧挡板的安装角度可以调整变化。当落压比小于设计落压比时，两侧挡板向内侧转动一定角度；当落压比大于设计落压比时，两侧挡板向外侧转动一定角度。假设一喉道高度为H_th1，二喉道高度为H_th2，一喉道与二喉道宽度都为b，喷管的扩张比为k，即当落压比小于设计落压比时，挡板向内折转的最大角度当落压比大于设计落压比时，假设喷管在某落压比下，喷管处于完全膨胀的出口λ_e为一定值，此时气动函数q(λ_e)为定值，由此可得挡板向外折转角

有益效果：本发明提供的一种出口具有锯齿形固体突片的喉道偏移式气动矢量喷管，相对于现有技术，具有以下优点：

(1)与原矩形截面喷管相比，在相同的截面面积下，带有锯齿状固体突片的喷管出口喷流掺混更完全，因此排气温度降低，有效提高了红外隐身性能；

(2)仅仅通过在出口安装固体突片获得了较好的气流掺混效果，设计简单，保持了原有喉道偏移式气动矢量喷管的基本结构和原有控制规律，依旧可以提供较大的推力矢量角；

(3)非轴对称的喷管设计，更能满足未来飞行器气动-隐身一体化布局的要求，有效降低后机身飞行阻力与后机身设计难度。

附图说明

图1为本发明实施例一的三维结构示意图；

图2为本发明实施例一的主视图；

图3为本发明实施例一的俯视图；

图4为本发明实施例一的右视图；

图5为本发明实施例中α角大小与出口投影周长的关系图；

图6为本发明实施例二的三维结构示意图；

图7为本发明实施例三的结构示意图；

图8为本发明实施例中典型构型单侧锯齿数n与出口实际周长的关系图；

图9为本发明针对双发喷管的改造示意图；

图10为本发明在矢量状态下不同锯齿角度的典型构型的矢量角数据图；

图11为本发明在矢量状态下不同锯齿角度的典型构型的推力系数数据图；

图12为本发明在矢量状态下基于α＝10°锯齿构型有无侧挡板的矢量角对比图；

图13为本发明在矢量状态下基于α＝10°锯齿构型有无侧挡板的推力系数对比图；

图14为本发明在典型工作状态下不同构型的速度衰减图；

图中包括：1、喷管进口，2、等直段，3、一喉道前部收敛段，4、一喉道，5、二喉道前部扩张段，6、二喉道前部收敛段，7、二喉道，8、锯齿状固体突片。

具体实施方式

下面结合附图及实施例对本发明作更进一步的说明。

实施例一

如图1-4所示为一种出口具有锯齿形固体突片的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管本体，其内流道依次包括喷管进口1、等直段2、一喉道前部收敛段3、一喉道4、二喉道前部扩张段5、二喉道前部收敛段6、二喉道7，相比传统相同尺寸的矩形出口的喉道偏移式气动矢量喷管即后文所述基准构型喷管，在保证喷管出口投影面积不变的前提下，所述二喉道前部收敛段6下游的上下壁面处设置有向内倾斜的锯齿状固体突片8。

本实施例中，所述锯齿状固体突片8为单个等腰三角形，该等腰三角形底边长度与喷管宽度壁面宽度保持一致；所述上下布置的锯齿状固体突片8分别与二喉道7前收敛段的上下壁面共面，且等腰三角形的中位线所在平面与基准型喉道偏移式气动矢量喷管的二喉道所在截面保持一致(如图3所示)。

进一步的，所述等腰三角形的底角α受多重约束：首先，由于几何限制，α不能过大，否则上下壁面会接触，造成出口壅塞，因此，一般来说，α的几何约束上限不超过45°；同时，α增大，喷管的矢量性能和推力性能的损失将逐渐增大，特别是α大于15°后相关参数损失明显增大，假设一种特殊构型的出口具有固体突片的喉道偏移式气动矢量喷管的二喉道高度为Hth2，二喉道宽度为b，凹腔收敛段与竖直平面的夹角为γ(图2所示)，则周长C的公式为对于基本参数相同的、确定的喉道偏移式气动矢量喷管，b、H_th2、γ为定值。根据图5可以得到，随着α的逐渐增大，喷管出口的周长越大，喷管内喷出的高温燃气(尾焰)与飞行器外部的冷空气接触面积更大，掺混更充分，因此高温燃气(尾焰)的红外辐射信号越低，越难以被红外传感器探测到，隐身性越好。一般来讲，α大于10度时喷管的红外信号明显减小。所以α的优选范围为10--30度。

作为本发明的进一步改进，所述喷管在锯齿角α相同的情况下，喷管矢量角和推力等性能参数均受一喉道宽高比影响。一喉道宽高比的选取以2-4为宜。假设一喉道高度为H_th1，二喉道高度为H_th2，一喉道与二喉道宽度都为W，假设喷管的扩张比为k，即则极限情况下(当α角最大造成壅塞时)，一喉道宽高比为

实施例二

图6展示了本发明在出口两侧加挡板的三维几何构型，该构型和原构型相比，能通过两侧的挡板，减少气流向两侧流动，造成损失，进一步提高喷管的气动性能。

所述喷管二喉道前收敛段下游的侧壁面两侧可对称安装侧挡板，在保证可探测性基本不变的情况下，进一步大幅提高喷管的推力性能，小幅增加喷管的矢量性能。所述侧挡板最短和固体突片顶端保持齐平，即侧挡板长度不短于固体突片等腰三角形的高在水平面的投影。但本喷管的侧挡板不能无限增长，当喷管长度超过一定值后，喷管矢量性能和推力性能将保持基本不变，但重量会逐渐上升。其最长尺寸约束应满足如下条件，假设二喉道高度为H_th2，基准构型喷管的矢量角为β，则挡板最长为H_th2/tan(β+ε)，其中ε取值范围是5°≤ε≤8°。

作为本发明的进一步改进，所述侧挡板的形状可以为矩形也可以为等腰梯形：若形状为矩形，则其高等于上下壁面安装的锯齿突片的底边之间的距离；若形状为等腰梯形，则此长的底边(即下底边)长度等于上下壁面安装的锯齿突片的底边之间的距离。

实施例三

图7展示了本发明具有多锯齿形固体突片的一种构型，图中展示的为双锯齿形固体突片，突片数仍可以进一步提高，以改善喷管气动性能。此时等腰三角形锯齿状固体突片仍与喷管二喉道前收敛段共面，等腰三角形中位线所在平面与基准线喉道偏移式气动矢量喷管保持一致。若锯齿突片只有一个，则该等腰三角形底边长度与喷管宽度壁面宽度保持一致；若所述锯齿突片有多个，则等腰三角形底边长度之和与喷管宽度壁面宽度保持一致。

在出口投影面积相同的情况下，锯齿角度为α的多锯齿状固体突片的喷管气动性能更接近于出口无固体突片的基准构型喉道偏移式气动矢量喷管，不低于锯齿角度为α的单固体突片的喉道偏移式气动矢量喷管的气动性能。

多锯齿状固体突片数量可以为2以上，假设喷管的二喉道高度为H_th2，二喉道宽度为b，凹腔收敛段与竖直平面的夹角为γ(图2所示)，则出口实际周长C与锯齿数量n之间满足b、H_th2、α、γ为定值。由此可见，随着n的增大，周长C逐渐减小，趋于某定值。所以随着n的增大，喷管的红外隐身性能逐渐降低，但是气动性能有所恢复。一般来讲，假设宽高比为K，则根据图8可得，

本发明主要结构与出口为矩形的气动矢量喷管基本一致，能在保持原有控制规律的基础上提供较大的俯仰矢量角。

作为本发明的进一步改进，如图9所示，若采用双发发动机，固体突片的形状可由原来的等腰三角形改成向两侧偏移的三角形，但其边与喷管展向夹角依旧为α。

考虑与飞行器结合，等腰三角形在水平面的投影后，其腰应平行于飞行器边缘型线，如进气道唇口、机翼前缘或后缘型线等，以进一步提高飞行器隐身性能。

为进一步改进，本发明可以与其他特殊构型的喉道偏移式气动矢量喷管一起使用，例如梯形出口的喉道偏移式气动矢量喷管、平行四边形出口的喉道偏移式气动矢量喷管和具有反推功能的喉道偏移式气动矢量喷管等。

本发明在保证为飞行器提供推力及推力矢量的基础上，通过增大喷管出口处高温气体与外界空气的掺混接触面积，有效减低排气的温度，进而降低排气系统的红外辐射特征信号，提高飞行器的低可探测性和生存性。

实验数据分析

图10、11展示了基于一种特殊构型的出口具有锯齿状固体突片的喉道偏移式气动矢量喷管，不同落压比和不同锯齿角度时喷管的矢量性能和气动性能，横坐标为落压比，即(进口总压与环境压力的比值)，纵坐标分别为推力矢量角和推力系数。三条曲线分别展示等腰三角形底角α＝10°、20°、30°的构型的参数。根据仿真结果显示，在该特殊构型下，锯齿角度为10度时气动性能和矢量性能最佳。

图12、13展示了基于一种特殊构型的出口具有锯齿状固体突片的喉道偏移式气动矢量喷管，不同落压比情况下有无侧挡板对于俯仰矢量叫和推力系数的对比。不同落压比和有无侧挡板时喷管的矢量性能和气动性能，横坐标为落压比，即(进口总压与环境压力的比值)，纵坐标分别为推力矢量角和推力系数。两条曲线分别展示α＝10°时有无挡板构型的参数(其中baffle指有侧挡板的构型、no baffle指无侧挡板的构型)。由图可知，加上侧挡板之后，推力系数显著上升，俯仰矢量角也有提高。

图14展示了在典型工作状态下，不同突片角度的典型构型的喉道偏移式气动矢量喷管远场射流的速度衰减情况，其中横坐标为x/L(L指喷管的长度，x指中心线上任意点距喷管出口的x方向的距离)，纵坐标为该点的x方向分速度。由图可知，α＝30°时速度衰减最快，掺混速率最高，α＝10°时速度衰减最慢，掺混速率最低。此结论与前文研究出口掺混周长所得结论相同。

以上所述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，改动锯齿突片的形状，例如对于锯齿突片各边进行一定的曲线化，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种出口具有锯齿形固体突片的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管本体，其内流道依次包括喷管进口(1)、等直段(2)、一喉道前部收敛段(3)、一喉道(4)、二喉道前部扩张段(5)、二喉道前部收敛段(6)、二喉道(7)，其特征在于，所述二喉道前部收敛段(6)下游的上下壁面处设置有向内倾斜的锯齿状固体突片(8)，并保证喷管出口的投影面积不变。

2.根据权利要求1所述的一种出口具有锯齿形固体突片的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述锯齿状固体突片(8)呈单个或者多个相同的等腰三角形。

3.根据权利要求2所述的一种出口具有锯齿形固体突片的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述上下布置的锯齿状固体突片(8)分别与二喉道(7)前收敛段的上下壁面共面。

4.根据权利要求3所述的一种出口具有锯齿形固体突片的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述上、下侧的等腰三角形底边长度之和均与二喉道前部收敛段(6)的该侧壁面宽度保持一致。

5.根据权利要求4所述的一种出口具有锯齿形固体突片的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述等腰三角形的底角α的范围为10-30度。

6.根据权利要求5所述的一种出口具有锯齿形固体突片的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述一喉道宽高比的范围为2-4。

7.根据权利要求2所述的一种出口具有锯齿形固体突片的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述等腰三角形的数量n满足其中K为二喉道(7)的宽高比。

8.根据权利要求1所述的一种出口具有锯齿形固体突片的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述二喉道前部收敛段(6)下游的左右壁面处对称安装有侧挡板。

9.根据权利要求8所述的一种出口具有锯齿形固体突片的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述侧挡板的形状为矩形或等腰梯形：若侧挡板的形状为矩形，则其高等于上下壁面安装的锯齿状固体突片(8)的底边之间的距离；若侧挡板的形状为等腰梯形，则等腰梯形的较长底边长度等于上下壁面安装的锯齿状固体突片(8)的底边之间的距离。