CN110671231B

CN110671231B - 一种具有前置扰流片的喉道偏移式气动矢量喷管

Info

Publication number: CN110671231B
Application number: CN201910981590.3A
Authority: CN
Inventors: 潘睿丰; 徐惊雷; 俞凯凯; 黄帅; 汪阳生; 蒋晶晶; 陈匡世; 宋光韬
Original assignee: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Current assignee: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date: 2019-10-16
Filing date: 2019-10-16
Publication date: 2021-09-17
Anticipated expiration: 2039-10-16
Also published as: CN110671231A

Abstract

本发明公开了一种具有前置扰流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、整流段、扰流片、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(喷管出口)；所述喷管进口至一喉道之间的内流道处设置有扰流片，保证整流段流通面积变化缓慢。本发明通过在整流段设置流线型扰流片，相比基准的不安装扰流片的喉道偏移式气动矢量喷管，能够通过扰流片改变整流段流通面积，使流动通道面积变化缓慢，从而减少来流动能损失，且能根据不同类型的涡轮出口相匹配；同时，前置扰流片与喷管前部内流道构成上下对称或套环状的S弯通道，能够进一步提高矢量角并提高飞机隐身性能。

Description

一种具有前置扰流片的喉道偏移式气动矢量喷管

技术领域

本发明涉及一种具有前置扰流片的喉道偏移式气动矢量喷管，属于航空发动机推力矢量喷管技术领域。

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要求越来越高。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，现役及未来战斗机对于其隐身性有着很高的要求，喷管作为主要的红外及雷达辐射源，其隐身设计也日益受到关注。

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。

流体推力矢量喷管的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，由于航空发动机种类多样性，飞机发动机与尾喷管的匹配成为一个难题，多数发动机涡轮出口与喷管进口之间设置整流段，而整流段的流动损失成为了制约喷管推力性能的一大因素。所以，如何通过设计整流段来减少气动损失，从而提高喷管推力性能成为当下的技术难点。

发明内容

发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种具有前置扰流片的喉道偏移式气动矢量喷管，通过整流段处设置的流线型扰流片，使得喷管一喉道前流动面积不发生突变，从而减少流动分离造成的损失；同时，前置扰流片与喷管前部内流道构成上下对称或套环状的S弯通道，能够进一步提高矢量角并提高飞机隐身性能。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种具有前置扰流片的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管本体，其内流道包括依次连通的喷管进口(涡轮出口)、整流段、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)；所述喷管进口至一喉道之间的内流道处设置有扰流片，通过扰流片使得喷管一喉道前的流通面积变化缓慢，减小流动损失。

进一步的，所述喷管本体包括二元式构型和三元轴对称式构型，其二元式构型由上下对称的型线沿展向拉伸而成，三元轴对称构型由型线绕喷管中心线旋转而成。按照扰流片能否调节可以分为扰流片可调型和扰流片不可调型。

当喷管为二元时，前置扰流片与所述喉道偏移式气动矢量喷管一喉道前流道共同形成两个上下对称的S弯流道，在S弯流道里增加电磁波信号的反射次数，从而有效减小其RCS(反映雷达反射信号大小参数，参数越小，雷达可探测性越低，隐身性越好)。

当喷管轴对称时，前置扰流片与所述喉道偏移式气动矢量喷管一喉道前流道共同形成一个套环状S弯流道，同理也能提高其雷达隐身性能与红外隐身性能。

此外，前置扰流片配合喷管壁面恰好能够遮蔽发动机高温部件(如涡轮)，有效减小涡轮出口的高温核心区，且通过更多壁面的接触可以进一步减小喷管出口温度，减小红外辐射强度，所以采用前置扰流片可有效增强其红外隐身性能。

进一步的，所述喷管前部整流段根据喷管进口面积匹配，可以是扩张型、等直型或者收敛型，相应的前置扰流片位置和型线改变，具体包括：

(a)当喷管进口面积小于整流段出口面积时，一般此种情况为电动涵道，喷管工作的落压比较低，喷管进口为低亚声速(马赫数Ma≤0.3)。此时扩张型整流段对亚声速气流的减速作用使得喷管的动能损失增大，且采用扩张型整流段会造成突扩损失，采用前置的扰流片可以改变流道面积变化规律，使得一喉道前流道由渐扩变为渐缩，从而减少动能损失，减少流动分离损失。

(b)当喷管进口面积大于或等于整流段出口面积时，此种情况一般为喷气式发动机，喷管工作的落压比较高。此时喷管进口大多数工况为高亚声速(马赫数Ma≤0.8)，因为喷管进口面积大于等于整流段出口面积，所以喷管进口大多数工况为亚声速。喷管前整流段为渐缩，增加上述前置扰流片可以保证整流段渐缩，并且使流道面积变化缓慢，减少突扩突缩损失以及流动分离损失。

(c)对于当下常见的涡扇/涡喷发动机，发动机涡轮都存在尾锥，所以其整流段仍然是渐扩的，其设计规律可以参考(a)和(b)情况。

由于亚声速气流在渐扩通道里减速，并且扩张型通道造成较大的突扩损失，所以此种情况损失最大。因此，针对此种情况(a)，进行前置扰流片外形的设计。

进一步的，所述扰流片截面基本形状呈流线形，最终型线上下对称，是在基准型线上倒圆形成，其基准型线包括GH、HI、IJ、JI’、I’H’、H’G，且GH与G H’、HI与H’I’、IJ与I’J均沿中心线G J对称；所述基准型线六边形GHIJI’H’的确定需要同时满足以下条件：

(1)ABCDEF为喷管部分框架，喷管框架沿AF镜面对称，沿喷管内部流动方向来看，从左到右依次是AB-喷管进口，BC-整流段，CD-等直段，DE-一喉道前部收敛段，EF-一喉道；六边形GHIJI’H’处于上述喷管框架内，其中J点在EF之前，G点在AB之后，且GH平行于BC，HI平行于CD，IJ平行于DE。

(2)设KK’表示GH到BC的距离，LL’表示HI到CD的距离，MM’表示IJ到DE的距离，可以用AB、KK’、LL’、MM’、EF来表示相应位置的流通面积，所以，需保证AB≥KK≥LL’≥MM’≥EF。

(3)优选的，令AB＝k1*KK’，KK’＝k2*LL’，LL’＝k3*MM’，MM’＝k4*EF；根据流量连续方程，在理想情况下，一喉道处为临界声速截面，马赫数为1，q(λ)函数值也为1，则要求k1、k2、k3、k4满足

当喷管进口马赫数为0.3时，

当喷管进口马赫数为0.8时，

其中λ_in为进口的速度系数，q(λ)为流量函数。所以k1，k2，k3，k4在1.01至1.25的范围内。

进一步的，在上述条件下，所述扰流片曲线由基准型线在H、I、I’、H’处倒圆，形成光滑曲线，保证流道面积缓慢变化，减小突扩，突缩损失。其曲线要满足以下条件：

(4)所述扰流片曲线可分为沿中心线对称的6段，包括OP、PQ、QR及其镜像部分，沿流动方向依次是OP、PQ、QR。其中O点在G点、H点之间，R点在I点、J点之间。

(5)点S是前置扰流片上距离喷管对称中心线最远的一点，其位置不高于HI且不低于E点。

优选的，在以上要求下，所述流线型扰流片型线可以先根据要求(1)-(5)设计出一个构型，采用商业CFD软件计算，然后得出绕着构型的流线，进一步优化设计出流线构型。扰流片形状可以为多次曲线、样条曲线。

进一步的，当喷管本体为二元式构型，则扰流片可绕其中心点T旋转α角，其中T点为流线型扰流片最高点作垂线相交于中心线的点，0°<α<3°，由于绕中心轴旋转可改变喷管内流量分布，改变流量分配的比例，使得一侧旁路通道中的次流流量增加，使得喷管矢量角增加。该喷管与该典型构型的不具有前置扰流板的喉道偏移式气动矢量喷管的矢量角相比增加0°+α至2°+α。当喷管本体为三元轴对称式构型，其扰流片通过支杆固定，其扰流片可以多自由度旋转，以改变其流量配比，增加该方向的矢量角。

有益效果：本发明提供的一种具有前置扰流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、通过整流段处设置的流线型扰流片，使得喷管一喉道前流通面积变化缓慢且均匀，减小突扩、突缩以及流动分离造成的损失，且能根据不同类型的出口相匹配，保证亚声速气流在渐缩流道里始终加速，减少动能损失；

2、通过前置扰流片与喷管前部内流道构成上下对称或套环状的S弯通道，能够进一步提高喷管的红外隐身以及雷达隐身性能；

3、通过小幅度转动前置扰流片，进一步增大喉道偏移式气动矢量喷管的矢量角，同时增加喉道前流动不均匀性，特别是增加流量和压力的不均匀度，进一步提高矢量角并提高飞机隐身性能；

4、该设计可应用于其他功能构型的喉道偏移式气动矢量喷管上。

附图说明

图1为发动机出口面积小于喷管进口时本发明的平行流向剖视图；

图2为发动机出口面积小于喷管进口时本发明中喷管进口至一喉道的局部放大图；

图3为发动机出口面积大于喷管进口时本发明的平行流向剖视图；

图4为发动机出口面积等于喷管进口时本发明的平行流向剖视图；

图5为带有涡轮尾锥时本发明的平行流向剖视图；

图6为一种典型构型的喉道偏移式气动矢量喷管在有无前置扰流片时的落压比矢量角变化对比图；

图7为一种典型构型的喉道偏移式气动矢量喷管在无前置扰流片和扰流片旋转一个小角度时的落压比矢量角变化对比图；

图8为一种典型构型的喉道偏移式气动矢量喷管在前置扰流片旋转一个小角度时的马赫数云图；

图中包括：1-喷管进口、2-整流段、3-扰流片、4-等直段、5-一喉道前部收敛段、6-一喉道、7-二喉道前部扩张段、8-二喉道前部收敛段、9-二喉道(喷管出口)、10-中心线、11-涡轮尾锥。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作更进一步的说明。

如图1所示为一种具有前置扰流片的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管本体，其内流道包括依次连通的喷管进口1、整流段2、等直段4、一喉道前部收敛段5、一喉道6、二喉道前部扩张7、二喉道前部收敛段8、二喉道9(喷管出口)；所述喷管进口1至一喉道6之间的内流道处设置有扰流片3，保证整流段流通面积变化缓慢。

本发明常见的具体实现形式为二元式和三元轴对称式，其二元式构型由上下对称的型线拉伸而成，三元轴对称构型由型线旋转而成。按照扰流片能否调节可以分为扰流片可调型和扰流片不可调型。以二元扰流片可调喉道偏移式气动矢量喷管进行具体描述。当涡轮出口面积小于喷管进口面积时，一般此种情况为电动涵道，喷管工作的落压比较低，喷管出口为亚声速，此时喷管进口前的扩张通道对亚声速气流的减速作用使得喷管的动能损失增大，采用前置的扰流片可以改变流道变化规律，使得一喉道前流道渐缩，从而减少动能损失，并且使流道面积变化缓慢，减少突扩突缩损失以及流动分离损失。

图2为发动机出口面积小于喷管进口时本发明中喷管进口至一喉道的局部放大图。常见的扰流片截面呈流线形，基本型线上下对称，对应二元构型喷管是由型线拉伸而成，除去导圆的型线以外，其基准型线由GH、HI、IJ、JI’、I’H’、H’G，即GH与H’G、HI与I’H’、IJ与JI’沿中心线10对称，且点G、点J在中心线上。六边形GHIJI’H’的确定需要同时满足以下条件：

(1)ABCDEF为喷管部分框架，喷管框架沿AF镜面对称，其中沿流向看依次是AB-涡轮出口，BC-整流段，CD-喷管等直段，DE-喷管收敛段，EF-喷管一喉道；六边形GHIJI’H’应处于上述喷管框架内，其中J点在EF之前，G点在AB之后，且GH平行于BC，HI平行于CD，IJ平行于DE。

(2)设KK’表示GH到BC的距离，LL’表示HI到CD的距离，MM’表示IJ到DE的距离，可以用AB、KK’、LL’、MM’、EF来表示相应位置的流通面积。为均匀来流，保证一喉道EF前流道渐缩，所以，需保证AB≥KK≥LL’≥MM’≥EF。

(3)令AB＝k1*KK’，KK’＝k2*LL’，LL’＝k3*MM’，MM’＝k4*EF；根据流量连续方程，在理想情况下，一喉道处为临界声速截面，马赫数为1，q(λ)函数值也为1。所以要求k1、k2、k3、k4满足

当喷管进口马赫数为0.3时，

当喷管进口马赫数为0.8时，

其中λ_in为进口的速度系数，q(λ)为流量函数。所以k1、k2、k3、k4在1.01至1.25的范围内。

在上述条件下，我们把H、I、I’、H’处倒圆，形成一条光滑曲线，保证流道面积缓慢变化，减小突扩，突缩损失。其曲线要满足一下条件：

(4)所述前置扰流片曲线可分为沿中心线对称的6段，包括OP、PQ、QR及其镜像部分，沿流向看依次是OP、PQ、QR，其中O点在A点、H点之间,R点在I点、J点之间；(5)所述前置扰流片的最高点S的位置不超过HI且不低于E点。

在以上要求下，所述流线型扰流片型线可以先根据要求(1)-(5)设计出一个构型，采用商业CFD软件计算，然后得出绕着构型的流线，进一步优化设计出流线构型。扰流片形状可以为多次曲线、样条曲线。

图3为发动机出口面积大于喷管进口时本发明的平行流向剖视图。当喷管进口面积小于整流段出口面积时，一般此种情况为电动涵道，喷管工作的落压比较低，喷管进口为低亚声速(马赫数Ma≤0.3)。此时扩张型整流段对亚声速气流的减速作用使得喷管的动能损失增大，且采用扩张型整流段会造成突扩损失，采用前置的扰流片可以改变流道面积变化规律，使得一喉道前流道由渐扩变为渐缩，从而减少动能损失，减少流动分离损失。

图4为发动机出口面积等于喷管进口时本发明的平行流向剖视图。当喷管进口面积大于或等于整流段出口面积时，此种情况一般为喷气式发动机，喷管工作的落压比较高。此时喷管进口大多数工况为高亚声速(马赫数Ma≤0.8)，因为喷管进口面积大于等于整流段出口面积，所以喷管进口大多数工况为亚声速。喷管前整流段为渐缩，增加上述前置扰流片可以保证整流段渐缩，并且使流道面积变化缓慢，减少突扩突缩损失以及流动分离损失。

图5为带有涡轮尾锥11时本发明的平行流向剖视图。对于当下普遍的涡扇/涡喷发动机，发动机涡轮都存在尾锥，所以其整流段仍然是渐扩的，其有效面积等同于涡轮出口面积小于喷管进口(图1)的情况。

实验数据分析：

图6展示了一种典型构型的喉道偏移式气动矢量喷管，在有无前置扰流片时喷管的矢量角对比。由图6可以看出，加前置扰流片会轻微影响喷管的矢量角。

图7展示了一种典型构型的喉道偏移式气动矢量喷管，在无前置扰流片和前置扰流片旋转一定角度时矢量角的对比。由图7可以看出，一种典型构型的具有前置扰流板的喉道偏移式气动矢量喷管绕着前置扰流片的中心点T旋转α角(0°<α<3°)，由于绕中心轴旋转可改变喷管内流量分布，使得次流流量增加，使得喷管矢量角增加。该喷管与该典型构型的不具有前置扰流板的喉道偏移式气动矢量喷管的矢量角相比增加0°+α至2°+α。

图8展示了一种典型构型的喉道偏移式气动矢量喷管，在前置扰流片旋转一个小角度时的马赫数云图。由图8可以看出，扰流片将喷管内流道分为上下两个部分，当扰流片逆时针旋转一个小角度时，上流道的流量增加，自适应旁路的次流流量增加，对于主流的扰动效果增强，使得气流在二喉道之前提前附壁，矢量角增加。

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，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

1.一种具有前置扰流片的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管本体，其内流道包括依次连通的喷管进口（1）、整流段（2）、等直段（4）、一喉道前部收敛段（5）、一喉道（6）、二喉道前部扩张段（7）、二喉道前部收敛段（8）、二喉道（9），其特征在于，所述喷管进口（1）至一喉道（6）之间的内流道处设置有扰流片（3），通过扰流片（3）使得喷管一喉道（6）前的流通面积变化缓慢，减小流动损失；

所述扰流片截面呈流线型，除去倒圆型线以外的基准型线包括GH、HI、IJ、I’ J、H’I’、GH’，且GH与G H’、HI与H’I’、IJ与I’ J均沿中心线GJ对称；所述喷管进口（1）至一喉道（6）之间的喷管框架包括上型线AB、BC、CD、DE、EF和与上型线沿AF镜面对称的下型线，且沿喷管内部流动方向来看，从左到右依次对应：AB-喷管进口（1），BC-整流段（2），CD-等直段（4），DE-一喉道前部收敛段（5），EF-一喉道（6）；六边形GHIJI’H’处于上述喷管框架内，其中J点在EF之前，G点在AB之后，且GH平行于BC，HI平行于CD，IJ平行于DE；

设KK’表示GH到BC的距离，LL’表示HI到CD的距离，MM’表示IJ到DE的距离，并以A_AB、A_KK’、A_LL’、A_MM’、A_EF表示相应位置的流通面积，则要求A_AB≥A_KK’≥A_LL’≥A_MM’≥A_EF；

设A_AB=k1*A_KK’，A_KK’=k2*A_LL’，A_LL’=k3*A_MM’，A_MM’=k4*A_EF，则要求k1*k2*k3*k4=1/q(λ_in)，其中λ_in为喷管进口的速度系数，q(λ_in)为流量函数，k1、k2、k3、k4在1.01至1.25的范围内；

扰流片曲线由基准型线在H、I、I’、H’处倒圆，形成上下对称的两条光滑曲线；所述扰流片曲线包括上曲线OP、PQ、QR及与该上曲线沿中心线OR对称的下曲线，其中O点沿中心线方向在G点、H点之间，R点沿中心线方向在I点、J点之间；所述扰流片曲线的最高点S的位置不超过HI且不低于E点。

2.根据权利要求1所述的一种具有前置扰流片的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述喷管本体包括二元式构型和三元轴对称式构型，其二元式构型由上下对称的型线拉伸而成，三元轴对称构型则由型线绕其中心轴线旋转而成。

3.根据权利要求1所述的一种具有前置扰流片的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述整流段（2）根据喷管进口（1）面积进行匹配，呈扩张型、等直型或收敛型。

4.根据权利要求1所述的一种具有前置扰流片的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述整流段（2）为带有涡轮尾锥的扩张型通道。

5.根据权利要求1所述的一种具有前置扰流片的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，当喷管本体为二元式构型，则扰流片可绕其中心点T旋转α角，其中T点为流线型扰流片最高点作垂线相交于中心线的点，0°< α <3°；当喷管本体为三元轴对称式构型，则扰流片可进行多自由度旋转。