CN112943480A - 一种涡扇发动机s弯隐身喷管冷却结构 - Google Patents
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Abstract
本发明一种涡扇发动机S弯隐身喷管冷却结构，属于航空发动机领域；包括第一喷管段、第二喷管段和气膜冷却结构，气膜冷却结构包括环状冷却气通道、冷却通道支板和气膜冷却孔；冷却通道外壁面通过冷却通道支板沿周向固定于S弯喷管的外围，与S弯喷管外壁面之间的封闭环形空腔构成环状冷却气通道；冷却通道外壁面位于进气口一侧开有冷却气引气管道；所述气膜冷却孔设置于第二喷管段的外壁面上，冷却气流通过气膜冷却孔射入S弯喷管内、并覆盖于高温S弯喷管内壁面上，用于降低S弯喷管上热斑的温度。本发明解决了S弯喷管壁面出现局部热斑而损坏的问题、在承受强的热负荷而产生结构变形的问题，及高温喷管壁面与高温燃气带来的高的红外辐射的问题。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机领域，具体涉及一种涡扇发动机S弯隐身喷管冷却结构。
背景技术
在当今战争中，涡轮风扇式战斗机面临着先进雷达制导技术、红外制导导弹和机载红外搜索跟踪系统的威胁。因此，对战斗机隐身性能需求越来越高。战斗机排气系统因具有易被探测到的高温壁面，且有高温气体排出，使得排气系统提供战斗机上主要的红外辐射信号(RCS)和雷达辐射信号(RCS)。因此，应该采取措施降低排气系统的红外与雷达信号，提高战斗机在战场上的生存能力。S弯喷管能够有效地抑制战斗机的红外与雷达信号，因此在隐身战斗机和无人机上有广泛应用。现代空战形势要求新一代战机具备超音速巡航能力和超机动性能，最直接途径是提高涡轮前温度，这使得喷管热负荷不断增加。
Darrell S.Crowe发表的文献“Effect of Geometry on Exit Temperature fromSerpentine Exhaust Nozzles.AIAA Paper 2015-1670.Jan.2015”表明在涡扇发动机S弯喷管的第二喷管段，内、外涵道气流掺混加剧，高温内涵道气流冲刷喷管壁面，造成喷管壁面出现局部热斑。局部热斑容易造成喷管的结构变形，热斑处的喷管壁面甚至会因为材料达到受热极限发生损坏，并且高温喷管壁面与高温尾喷燃气产生的高红外辐射，降低了S弯喷管的隐身性能。关于喷管冷却的研究大多针对二元喷管，未见相关文献研究S弯喷管的冷却。相较于二元喷管，涡扇发动机S弯喷管流道曲折，并且会产生热斑，材料更容易受热损坏，因此迫切需要解决涡扇发动机S弯喷管的冷却问题。
发明内容
要解决的技术问题：
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种涡扇发动机S弯隐身喷管冷却结构，通过在S弯喷管的周壁开设气膜冷却孔，并在外周设置冷却通道，解决现有技术中涡扇发动机S弯喷管壁面出现局部热斑而损坏的问题、在承受强的热负荷而产生结构变形的问题，及高温喷管壁面与高温燃气带来的高的红外辐射的问题。
本发明的技术方案是：一种涡扇发动机S弯隐身喷管冷却结构，沿气流方向依次包括第一喷管段和第二喷管段，所述第一喷管段的入口为S弯喷管的进气口，第二喷管段的出口为S弯喷管的排气口；其特征在于：还包括气膜冷却结构，所述气膜冷却结构包括环状冷却气通道、冷却通道支板和气膜冷却孔；所述冷却通道外壁面通过冷却通道支板沿周向固定于S弯喷管的外围，S弯喷管外壁面和冷却通道外壁面之间的封闭环形空腔形成环状冷却气通道；所述冷却通道外壁面位于进气口一侧开有冷却气引气管道，用于通入冷却气体；
所述气膜冷却孔设置于第二喷管段的外壁面上，冷却气流通过气膜冷却孔射入S弯喷管内、并覆盖于高温S弯喷管内壁面上，用于降低S弯喷管上热斑的温度。
本发明的进一步技术方案是：所述冷却通道支板为环形板，其内径与所述S弯喷管外壁面直径相同，固定于S弯喷管外壁面上；其外径与冷却通道外壁面的内径相同，固定于冷却通道外壁面的内壁上。
本发明的进一步技术方案是：所述冷却通道支板为环形的薄片结构，沿着S弯喷管轴线方向均匀布置，数量为4到8个。
本发明的进一步技术方案是：所述冷却通道支板的端面上从中心向外缘开有多排通孔。
本发明的进一步技术方案是：所述冷却通道外壁面为两端开口的筒型空腔，其径向截面从S弯喷管的进气口到排气口逐渐减小，且内径大于S弯喷管的外径。
本发明的进一步技术方案是：所述气膜冷却孔为沿周向均布于第二喷管段壁面上的若干通孔；均布方式为，沿着S弯喷管轴向均匀布置多排，相邻两排通孔以顺排或者插排的方式布置。
本发明的进一步技术方案是：所述气膜冷却孔的孔径为d，每排内相邻孔之间的间距为2d～8d，相邻两排孔之间的间距为2d～10d。
本发明的进一步技术方案是：所述气膜冷却孔的轴向与其所在位置的S弯喷管壁面之间的夹角为0°到90°，气膜冷却孔为是圆形、扇形或异型孔。
有益效果
本发明的有益效果在于：本发明提出了一种涡扇发动机S弯隐身喷管冷却结构，由“S”形的第一喷管段、“S”形的第二喷管段和气膜冷却结构组成。其中气膜冷却结构包含冷却通道外壁面、气膜冷却孔、冷却通道支板、冷却气引气管道和环状冷却气通道。应用本发明技术方案的涡扇发动机S弯喷管冷却结构，通过环状冷却气通道中的冷却气体对S弯喷管外侧壁面的冲刷作用，降低了喷管外壁面的温度。并通过在涡扇发动机S弯喷管上容易产生局部热斑的第二喷管段上设置气膜冷却孔，使得冷却气流通过气膜冷却孔射入喷管内并覆盖在高温S弯喷管壁面上，从而降低喷管壁面温度，防止壁面变形，同时射入的冷却气流可以降低排气系统的红外辐射，增强S弯喷管的隐身性能。其具体的原理是从气膜冷却孔中流出的冷却气流会与高温燃气掺混，并形成温度较低的气膜层，该气膜层会覆盖在高温的喷管壁面，如图1所示。此时气膜层与喷管对流换热的热量为：Q＝Ah1(Tm-Tw),其中，A为参与对流换热的喷管的面积，h1为对流换热系数，Tw为与气膜层接触的喷管壁面的温度，Tm为靠近壁面处气膜层的温度，这个温度介于冷却气体的温度T2与燃气的温度T1之间，因此此时对流换热量与壁面温度会远低于没有气膜冷却的情况。应用本发明技术方案的涡扇发动机尾喷管冷却结构，解决现有技术中涡扇发动机S弯喷管壁面出现局部热斑而损坏的问题、在承受强的热负荷而产生结构变形的问题，及高温喷管壁面与高温燃气带来的高的红外辐射的问题。
附图说明
图1是本发明实施例的气膜冷却示意图；
图2是根据本发明实施例可选的一种涡扇发动机S弯隐身喷管冷却结构的示意图；
图3是本发明实施例的冷却通道支板剖视图。
附图标记说明：1、第一喷管段；11、进气口；2、第二喷管段；21、排气口；3、气膜冷却结构；31、气膜冷却孔；32、冷却通道外壁面；33、冷却通道支板；34、冷却气引气管道；35、环状冷却气通道；4、外涵通道；5、内涵通道；6、尾椎；7、支板；8、第一气流偏转部；9、第二气流偏转部；10、第三气流偏转部。T1、燃气的温度；T2、冷却气体的温度；Tw、与气膜层接触的喷管壁面的温度；Tm、靠近壁面处气膜层的温度。
具体实施方式
下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
本发明实施例的涡扇发动机S弯喷管冷却结构，如图2所示，包括：“S”形的第一喷管段1、“S”形的第二喷管段2和气膜冷却结构3。其中第一喷管段1第一端是与发动机外涵通道4、内涵通道5均连通的进气口11，第一喷管段1的第二端与第二喷管段2的第一端连接，且第二喷管段2的第二端为排气口21。气膜冷却结构3包括气膜冷却孔31、冷却通道外壁面32、冷却通道支板33、冷却气引气管道34和环状冷却气通道35。其中，冷却通道外壁面32罩在S弯喷管壁面外侧，并与S弯喷管壁面组成环状冷却气通道35。冷却通道支板33一端连接在S弯喷管壁面，另一端连接在冷却通道外壁面32，起到固定、支撑冷却通道外壁面32的作用，使得环状冷却气通道35结构稳固。涡扇发动机S弯喷管第二喷管段2壁面容易产生局部热斑，故气膜冷却孔31设置在此处。冷却气流通过气膜冷却孔31射入喷管内并覆盖在高温S弯喷管壁面上，冷却热斑，降低喷管壁面温度，防止壁面变形，同时射入的冷却气流可以降低排气系统的红外辐射，增强S弯喷管的隐身性能；
应用本发明技术方案的带冷却结构的涡扇发动机S弯喷管，解决现有技术中涡扇发动机S弯喷管壁面出现局部热斑而损坏的问题、在承受强的热负荷而产生结构变形的问题，及高温喷管壁面与高温尾喷燃气产生的高红外辐射问题，优化了涡扇发动机S弯喷管的隐身性能。
具体地，第一喷管段1的“S”形为反向的，第二喷管段2的“S”形为正向的，第一喷管段1的第一端为喷管入口面11，喷管入口面11为圆形且与涡扇发动机外涵4、内涵5出口连接，第二喷管段2的第二端为排气口21，排气孔21为长方形，长方形的出口有利于飞机和发动机一体化设计。第一喷管段1的第二端连接到第二喷管段2的第一端，从而在喷管中沿着进气口11至排气口21方向逐次形成第一气流偏转部8、第二气流偏转部9和第三气流偏转部10。其中第一气流偏转部8使得从前面内外涵道流入的顺着轴向的气流向下部偏转；第二气流偏转部9使得向下方偏转的气流转为向上方偏转；第三气流偏转部10的流道由向上方偏转转为与涡轮出口轴线平行的方向。且气流通过第三气流偏转部10后以与发动机涡轮出口轴线相平行的方向喷出喷管排气口21。通过调节三个气流偏转部8、9、10的径向偏距，从而有效遮挡涡轮、中心锥等高温部件，来降低排气系统的红外辐射。
可选的，为了保证喷管的气动性能，第一喷管段1与第二喷管段2在轴线方向的长度比应保持在2:3至2:5之间。喷管总长度与第一喷管段1的最大直径之比在2.5至3之间，以避免喷管内部出现激波。第一喷管段1的中心线纵向偏距和第一喷管段1长度之比在0.1至0.6之间，第二喷管段2的中心线纵向偏距和第二喷管段2长度之比也在0.1至0.6之间。
外涵通道4和内涵通道5具有相同长度，且内涵通道5出口端面与S弯喷管进气口11重合，在内涵通道5内部设置有尾椎6与支板7。尾椎6是内部空心的半椭圆形结构，支板7共有四个，均布于内涵通道内，起到支撑内涵通道5的壁面的作用，支板7的一端连接在尾椎6上，另一端连接在内涵通道5的壁面上，气流可以通过支板之间的间隙在内涵通道5内流动。第一喷管段1的进气口11的横截面为圆形，第二喷管段2的排气口21的横截面为长方形。
如图2所示，气膜冷却结构3包括气膜冷却孔31、冷却通道外壁面32、冷却通道支板33、冷却气引气管道34和环状冷却气通道35。气膜冷却孔31在第二喷管段2沿周向均匀布置多个孔，且沿着轴向均匀布置多排孔，多排孔可以采取顺排或者插排的方式布置。假设孔直径为d,孔间距为2d到8d之间，孔排距为2d到10d之间，视冷却好坏决定气膜冷却孔31布置密度。气膜冷却孔31与设置孔处的喷管壁面的夹角为0°到90°之间，气膜冷却孔31可以是圆柱形、扇形、异型孔等，气膜冷却孔31出口处可以设置凹槽、突片等结构以优化气膜冷却效果。冷却通道外壁面32与S弯喷管壁面围成的环状冷却气通道35为内部中空的结构，为冷却气流的组织流动提供通道。在环状冷却气通道35中流动的冷却气体包裹在S弯喷管外侧壁面，降低了喷管外壁面的温度。环状冷却气通道35空间狭长，且前端与末端为封闭结构，环状冷却气通道35从压气机引气，冷却气引气管道34连接在冷却通道外壁面32上，流进环状冷却气通道35的冷却气流只能通过气膜冷却孔31流进喷管内，从而冷却喷管内侧壁面，降低热斑处的壁面温度。冷却通道支板33的剖视图如图3所示，冷却通道支板33为环形的薄片结构，沿着喷管轴线方向均匀布置，布置个数为4到8个，用于支撑、连接冷却通道外壁面32，并使气膜冷却结构3与涡扇发动机S弯喷管构成一个整体，以增强结构的完整性与可靠性。冷却通道支板33上会开孔，可以是单排，也可以是多排，视冷却通道支板33高度而定，以满足充足的冷却气体在所述环状冷却气通道35内流动。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。
Claims (8)
1.一种涡扇发动机S弯隐身喷管冷却结构，沿气流方向依次包括第一喷管段和第二喷管段，所述第一喷管段的入口为S弯喷管的进气口，第二喷管段的出口为S弯喷管的排气口；其特征在于：还包括气膜冷却结构，所述气膜冷却结构包括环状冷却气通道、冷却通道支板和气膜冷却孔；所述冷却通道外壁面通过冷却通道支板沿周向固定于S弯喷管的外围，S弯喷管外壁面和冷却通道外壁面之间的封闭环形空腔形成环状冷却气通道；所述冷却通道外壁面位于进气口一侧开有冷却气引气管道，用于通入冷却气体；
所述气膜冷却孔设置于第二喷管段的外壁面上，冷却气流通过气膜冷却孔射入S弯喷管内、并覆盖于高温S弯喷管内壁面上，用于降低S弯喷管上热斑的温度。
2.根据权利要求1所述涡扇发动机S弯隐身喷管冷却结构，其特征在于：所述冷却通道支板为环形板，其内径与所述S弯喷管外壁面直径相同，固定于S弯喷管外壁面上；其外径与冷却通道外壁面的内径相同，固定于冷却通道外壁面的内壁上。
3.根据权利要求2所述涡扇发动机S弯隐身喷管冷却结构，其特征在于是：所述冷却通道支板为环形的薄片结构，沿着S弯喷管轴线方向均匀布置，数量为4到8个。
4.根据权利要求2所述涡扇发动机S弯隐身喷管冷却结构，其特征在于：所述冷却通道支板的端面上从中心向外缘开有多排通孔。
5.根据权利要求1所述涡扇发动机S弯隐身喷管冷却结构，其特征在于：所述冷却通道外壁面为两端开口的筒型空腔，其径向截面从S弯喷管的进气口到排气口逐渐减小，且内径大于S弯喷管的外径。
6.根据权利要求1所述涡扇发动机S弯隐身喷管冷却结构，其特征在于：所述气膜冷却孔为沿周向均布于第二喷管段壁面上的若干通孔；均布方式为，沿着S弯喷管轴向均匀布置多排，相邻两排通孔以顺排或者插排的方式布置。
7.根据权利要求6所述涡扇发动机S弯隐身喷管冷却结构，其特征在于：所述气膜冷却孔的孔径为d，每排内相邻孔之间的间距为2d～8d，相邻两排孔之间的间距为2d～10d。
8.根据权利要求6所述涡扇发动机S弯隐身喷管冷却结构，其特征在于：所述气膜冷却孔的轴向与其所在位置的S弯喷管壁面之间的夹角为0°到90°，气膜冷却孔为是圆形、扇形或异型孔。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |
Application publication date: 20210611 |