CN112761815A - 一种航空发动机矢量喷管结构 - Google Patents

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Abstract

申请属于航空发动机矢量喷管结构设计技术领域，具体涉及一种航空发动机矢量喷管结构，包括：喷管连接筒；两个喷管分流筒，入口端与喷管连接筒的出口端连接，出口端间的距离向远离喷管连接筒的方向逐渐扩大，将喷管连接筒遮挡；两个喷管收敛段，每个喷管收敛段的入口端对应与一个喷管分流筒的出口端对接，沿喷管连接筒的轴向伸展；两个喷管扩张段，每个喷管扩张段入口端对应与一个喷管收敛段的出口端对接，沿喷管连接筒的轴向伸展。

Description

一种航空发动机矢量喷管结构
技术领域
本申请属于航空发动机矢量喷管结构设计技术领域，具体涉及一种航空发动机矢量喷管结构。
背景技术
喷管是航空发动机的重要部件，用以将涡轮后的高温、高压燃气膨胀加速后排出机体，从而产生发动机推力。
为了实现无舵面飞翼姿态的控制，设计有气动推力矢量喷管控制飞机的姿态，当前的气动推力矢量喷管主要包括有二元矢量喷管和轴对称矢量喷管，存在以下缺陷：
1)、不能够对高温部件进行有效遮挡，限制飞机隐身性能的提高；
2)、通过机械调节产生俯仰力矩和偏航力矩，使飞机进行俯仰、偏航，运动机构复杂，重量较大；
3)、不能够产生滚转力矩，不能够使飞机进行滚转。
鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
发明内容
本申请的目的是提供一种航空发动机矢量喷管结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
本申请的技术方案是：
一种航空发动机矢量喷管结构，包括：
喷管连接筒；
两个喷管分流筒，入口端与喷管连接筒的出口端连接，出口端间的距离向远离喷管连接筒的方向逐渐扩大，将喷管连接筒遮挡；
两个喷管收敛段，每个喷管收敛段的入口端对应与一个喷管分流筒的出口端对接，沿喷管连接筒的轴向伸展；
两个喷管扩张段，每个喷管扩张段入口端对应与一个喷管收敛段的出口端对接，沿喷管连接筒的轴向伸展。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机矢量喷管结构中，还包括：
两个喷管转接筒，出口端呈方形；每个喷管转接筒的入口端对应与一个喷管分流筒的出口端对接，出口端与对应喷管收敛段的入口端对接；
每个喷管收敛段包括：
两个收敛段平行板，一端与对应喷管转接筒出口端相对的两个边缘对应连接；
两个收敛段收敛板，一端与对应喷管转接筒出口端另外相对的两个边缘对应连接，另一端间的距离向远离对应喷管转接筒的方向逐渐收缩，与两个收敛段平行板密封连接；
每个喷管扩张段包括：
两个扩张段平行板，一端与对应两个收敛段平行板远离对应喷管转接筒的一端对应连接；
两个扩张段扩张板，一端与对应两个收敛段收敛板远离对应喷管转接筒的一端对应连接，另一端间的距离向远离对应喷管收敛段的方向逐渐扩张，与两个扩张段平行板密封连接。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机矢量喷管结构中，每个收敛段收敛板及其扩张段扩张板，沿两个喷管分流筒出口端间距离逐渐扩大的方向伸展。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机矢量喷管结构中，每个扩张段扩张板上具有俯仰偏转引气孔；
航空发动机矢量喷管结构还包括：
四个俯仰偏转引气管，每个俯仰偏转引气管的出口端对应与一个引气孔连通。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机矢量喷管结构中，扩张段扩张板内壁具有集气槽；
每个集气槽沿两个喷管分流筒出口端间距离逐渐扩大的方向伸展，与对应的引气孔连通。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机矢量喷管结构中，每个俯仰偏转引气孔靠近对应喷管扩张段的出口端。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机矢量喷管结构中，还包括：
两个俯仰偏转连通管，每个俯仰偏转连通管的出口端与位于同一侧的两个俯仰偏转引气管的入口端连接，入口端延伸至喷管连接筒入口端的外壁。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机矢量喷管结构中，两个偏航引气管，每个偏航引气管的出口端对应位于一个喷管扩张段外侧扩张段扩张板的外壁，向外侧弯曲。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机矢量喷管结构中，每个偏航引气管的出口端靠近对应喷管扩张段的出口端。
根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机矢量喷管结构中，每个偏航引气管入口端延伸至喷管连接筒入口端的外壁。
附图说明
图1是本申请实施例提供的航空发动机矢量喷管结构一个角度的示意图；
图2是本申请实施例提供的航空发动机矢量喷管结构另一个角度的示意图；
其中：
1-喷管连接筒；2-喷管分流筒；3-喷管收敛段；4-喷管扩张段；5-喷管转接筒；6-俯仰偏转引气管；7-俯仰偏转连通管；8-偏航引气管。
为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其中描述位置关系的用语仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
下面结合附图1至图2对本申请做进一步详细说明。
一种航空发动机矢量喷管结构，包括：
喷管连接筒1；
两个喷管分流筒2，入口端与喷管连接筒1的出口端连接，出口端间的距离向远离喷管连接筒1的方向逐渐扩大，将喷管连接筒1遮挡；
两个喷管收敛段3，每个喷管收敛段3的入口端对应与一个喷管分流筒2的出口端对接，沿喷管连接筒1的轴向伸展；
两个喷管扩张段4，每个喷管扩张段4入口端对应与一个喷管收敛段3的出口端对接，沿喷管连接筒1的轴向伸展。
对于上述实施例公开的航空发动机矢量喷管结构，领域内技术人员可以理解的是，其设置有两个入口端与喷管连接筒1的出口端连接喷管分流筒2，两个喷管分流筒2出口端间的距离向远离喷管连接筒1的方向逐渐扩大，将喷管连接筒1遮挡，以此能够有效遮挡发动机的高温部件，保证飞机的隐身性能。
对于上述实施例公开的航空发动机矢量喷管结构，领域内技术人员还可以理解的是，两个喷管收敛段3、喷管扩张段4沿喷管连接筒1的轴向伸展可避免产生偏航力矩。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机矢量喷管结构中，还包括：
两个喷管转接筒5，出口端呈方形；每个喷管转接筒5的入口端对应与一个喷管分流筒2的出口端对接，出口端与对应喷管收敛段3的入口端对接；
每个喷管收敛段3包括：
两个收敛段平行板，一端与对应喷管转接筒5出口端相对的两个边缘对应连接；
两个收敛段收敛板，一端与对应喷管转接筒5出口端另外相对的两个边缘对应连接，另一端间的距离向远离对应喷管转接筒5的方向逐渐收缩，与两个收敛段平行板密封连接；
每个喷管扩张段4包括：
两个扩张段平行板，一端与对应两个收敛段平行板远离对应喷管转接筒5的一端对应连接；
两个扩张段扩张板，一端与对应两个收敛段收敛板远离对应喷管转接筒5的一端对应连接，另一端间的距离向远离对应喷管收敛段3的方向逐渐扩张，与两个扩张段平行板密封连接。
对于上述实施例公开的航空发动机矢量喷管结构，领域内技术人员可以理解的是，其在喷管分流筒2与对应的喷管收敛段3之间设置喷管转接筒5，以实现喷管分流筒2与对应的喷管收敛段3之间圆转方过渡，可降低喷管的气动损失。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机矢量喷管结构中，每个收敛段收敛板及其扩张段扩张板，沿两个喷管分流筒2出口端间距离逐渐扩大的方向伸展。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机矢量喷管结构中，每个扩张段扩张板上具有俯仰偏转引气孔；
航空发动机矢量喷管结构还包括：
四个俯仰偏转引气管6，每个俯仰偏转引气管6的出口端对应与一个引气孔连通。
对于上述实施例公开的航空发动机矢量喷管结构，领域内技术人员可以理解的是，其工作时可通过各个俯仰偏转引气管6经对应的俯仰偏转引气孔向对应的喷管扩张段4内引气，以此能够通过气动激波矢量控制使尾喷流矢量偏转，产生俯仰或滚转力矩，使飞机进行俯仰或滚转运动，不需要复杂的机械控制，且较为灵敏。
对于上述实施例公开的航空发动机矢量喷管结构，领域内技术人员还可以理解的是，其工作时通过位于同侧的两个俯仰偏转引气管6经对应的俯仰偏转引气孔向对应的喷管扩张段4内引气，可使飞机进行俯仰运动。
对于上述实施例公开的航空发动机矢量喷管结构，领域内技术人员还可以理解的是，其工作时通过位于异侧的两个俯仰偏转引气管6经对应的俯仰偏转引气孔向对应的喷管扩张段4内引气，可使飞机进行沿顺时针或逆时针方向的滚转运动。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机矢量喷管结构中，扩张段扩张板内壁具有集气槽；
每个集气槽沿两个喷管分流筒2出口端间距离逐渐扩大的方向伸展，与对应的引气孔连通。
对于上述实施例公开的航空发动机矢量喷管结构，领域内技术人员还可以理解的是，各个俯仰偏转引气管6向对应的喷管扩张段4内引气时，气流会在对应的集气槽中发生分配，以此可使引入对应的喷管扩张段4内的气流稳定、均布，使对飞机产生的俯仰、滚转作用平稳。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机矢量喷管结构中，每个俯仰偏转引气孔靠近对应喷管扩张段4的出口端。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机矢量喷管结构中，还包括：
两个俯仰偏转连通管7，每个俯仰偏转连通管7的出口端与位于同一侧的两个俯仰偏转引气管6的入口端连接，入口端延伸至喷管连接筒1入口端的外壁。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机矢量喷管结构中，两个偏航引气管8，每个偏航引气管8的出口端对应位于一个喷管扩张段4外侧扩张段扩张板的外壁，向外侧弯曲。
对于上述实施例公开的航空发动机矢量喷管结构，领域内技术人员可以理解的是，其工作时可通过各个偏航引气管8向对应扩张段扩张板的外侧喷气，以能够产生反方向的偏航力矩，使飞机进行相应方向的偏航运动，快捷、灵敏，不需要复杂的机械控制。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机矢量喷管结构中，每个偏航引气管8的出口端靠近对应喷管扩张段4的出口端。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机矢量喷管结构中，每个偏航引气管8入口端延伸至喷管连接筒1入口端的外壁。
在一些可选的实施例中，上述的航空发动机矢量喷管结构中，在俯仰偏转引气管6、俯仰偏转连通管7、偏航引气管8上设置阀门，以能够实时有效的控制相应管道内气流的通断。
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种航空发动机矢量喷管结构，其特征在于，包括：
喷管连接筒(1)；
两个喷管分流筒(2)，入口端与所述喷管连接筒(1)的出口端连接，出口端间的距离向远离所述喷管连接筒(1)的方向逐渐扩大，将所述喷管连接筒(1)遮挡；
两个喷管收敛段(3)，每个所述喷管收敛段(3)的入口端对应与一个所述喷管分流筒(2)的出口端对接，沿所述喷管连接筒(1)的轴向伸展；
两个喷管扩张段(4)，每个所述喷管扩张段(4)入口端对应与一个所述喷管收敛段(3)的出口端对接，沿所述喷管连接筒(1)的轴向伸展。
2.根据权利要求1所述的航空发动机矢量喷管结构，其特征在于，
还包括：
两个喷管转接筒(5)，出口端呈方形；每个所述喷管转接筒(5)的入口端对应与一个所述喷管分流筒(2)的出口端对接，出口端与对应喷管收敛段(3)的入口端对接；
每个所述喷管收敛段(3)包括：
两个收敛段平行板，一端与对应喷管转接筒(5)出口端相对的两个边缘对应连接；
两个收敛段收敛板，一端与对应喷管转接筒(5)出口端另外相对的两个边缘对应连接，另一端间的距离向远离对应喷管转接筒(5)的方向逐渐收缩，与两个所述收敛段平行板密封连接；
每个所述喷管扩张段(4)包括：
两个扩张段平行板，一端与对应两个收敛段平行板远离对应喷管转接筒(5)的一端对应连接；
两个扩张段扩张板，一端与对应两个收敛段收敛板远离对应喷管转接筒(5)的一端对应连接，另一端间的距离向远离对应喷管收敛段(3)的方向逐渐扩张，与两个所述扩张段平行板密封连接。
3.根据权利要求2所述的航空发动机矢量喷管结构，其特征在于，
每个所述收敛段收敛板及其所述扩张段扩张板，沿两个所述喷管分流筒(2)出口端间距离逐渐扩大的方向伸展。
4.根据权利要求3所述的航空发动机矢量喷管结构，其特征在于，
每个所述扩张段扩张板上具有俯仰偏转引气孔；
所述航空发动机矢量喷管结构还包括：
四个俯仰偏转引气管(6)，每个所述俯仰偏转引气管(6)的出口端对应与一个所述引气孔连通。
5.根据权利要求4所述的航空发动机矢量喷管结构，其特征在于，
所述扩张段扩张板内壁具有集气槽；
每个所述集气槽沿两个所述喷管分流筒(2)出口端间距离逐渐扩大的方向伸展，与对应的引气孔连通。
6.根据权利要求4所述的航空发动机矢量喷管结构，其特征在于，
每个所述俯仰偏转引气孔靠近对应喷管扩张段(4)的出口端。
7.根据权利要求4所述的航空发动机矢量喷管结构，其特征在于，
还包括：
两个俯仰偏转连通管(7)，每个所述俯仰偏转连通管(7)的出口端与位于同一侧的两个俯仰偏转引气管(6)的入口端连接，入口端延伸至所述喷管连接筒(1)入口端的外壁。
8.根据权利要求3所述的航空发动机矢量喷管结构，其特征在于，
两个偏航引气管(8)，每个所述偏航引气管(8)的出口端对应位于一个所述喷管扩张段(4)外侧扩张段扩张板的外壁，向外侧弯曲。
9.根据权利要求8所述的航空发动机矢量喷管结构，其特征在于，
每个所述偏航引气管(8)的出口端靠近对应喷管扩张段(4)的出口端。
10.根据权利要求8所述的航空发动机矢量喷管结构，其特征在于，
每个所述偏航引气管(8)入口端延伸至所述喷管连接筒(1)入口端的外壁。
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