CN113006965B - 一种带引射冷却结构的s弯喷管 - Google Patents
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Abstract
本发明一种带引射冷却结构的S弯喷管，属于航空发动机领域；包括第一喷管段、第二喷管段和引射冷却结构，引射冷却结构包括引射套管和气膜冷却孔；引射套管套装于S弯喷管的外围，其形状为S弯喷管形状的等比例放大结构；引射套管的轴向长度大于S弯喷管的轴向长度，以便高温燃气与引射气流更充分的掺混，降低尾喷流的温度；气膜冷却孔设置于S弯喷管第一喷管段的外壁面上，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。解决了S弯喷管壁面受到高温燃气冲刷产生的的结构变形问题、引射气流与高温燃气温差大导致的喷管内外壁面的强热应力问题和高温尾喷流与高温喷管壁面引起的高红外辐射问题。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机领域，具体涉及一种带引射冷却结构的S弯喷管。
背景技术
战斗机的隐身性能对战斗机的安全至关重要，而航空发动机的排气系统引起的红外辐射是红外、雷达制导武器主要探测目标，因此需要采取措施降低排气系统的雷达、红外信号，从而提高战斗机的隐身性能。S弯喷管弯曲构型可以对发动机内部高温壁面进行有效遮挡，同时S弯喷管的二元出口加强了喷流与外界大气的掺混，从而可以有效降低战斗机的红外辐射。其次，S弯流道使得雷达电磁波反复折射消耗，再加上这样的流道避免了涡轮叶片等直接暴露于电磁波面前，从而增强了排气系统雷达隐身特性。因此，S弯喷管被广泛应用在隐身战斗机与无人机。新一代战斗机要求具备超音速巡航能力与超机动性能，而最有效的方法是提高发动机涡轮前温度，这造成喷管所承担的热载荷也越来越大，因此喷管冷却的问题亟待解决。
目前关于喷管冷却的研究大多是基于二元喷管，吉洪湖的文章“部件冷却对二元俯仰矢量排气系统红外特征抑制实验”指出，气膜冷却是喷管内壁和内部部件的有效冷却方案，可显著降低壁面及尾喷流温度，使喷管红外辐射强度得到有效抑制。而S弯喷管相较于二元喷管，壁面曲率变化大，且结构复杂，在面对高温燃气冲刷时，更容易发生变形，而且温度过高的壁面与燃气会降低S弯喷管的隐身性能。如果对S弯喷管采用普通的引射冷却，在S弯喷管入口部分，由于冷却气流与高温燃气温差大，他们分别与喷管的内、外壁面进行对流换热，会导致喷管内外壁面由于强温差而产生大的热应力。因此需要对S弯喷管冷却问题提出合理的解决办法。
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，本发明提出一种带引射冷却结构的S弯喷管，以至少解决现有技术中S弯喷管壁面受到高温燃气冲刷产生的的结构变形问题、引射气流与高温燃气温差大导致的喷管内外壁面的强热应力问题和高温尾喷流与高温喷管壁面引起的高红外辐射问题。
本发明的技术方案是：一种带引射冷却结构的S弯喷管，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：还包括引射冷却结构，引射冷却结构包括引射套管和气膜冷却孔；
所述引射套管套装于S弯喷管的外围，其形状为S弯喷管形状的等比例放大结构；引射套管的轴向长度大于S弯喷管的轴向长度，引射套管的出口位于S弯喷管的出口外侧，以便高温燃气与引射气流更充分的掺混，降低尾喷流的温度；
所述气膜冷却孔设置于S弯喷管第一喷管段的外壁面上，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。
本发明的进一步技术方案是：所述引射套管的入口截面和S弯喷管的入口截面平齐，引射套管与S弯喷管出口处之间的轴向长度差为喷管出口截面高度的1\4。
本发明的进一步技术方案是：所述引射套管通过支柱连接到飞机蒙皮上，与S弯喷管无连接。
本发明的进一步技术方案是：所述引射套管与S弯喷管外壁面配合形成引射冷却通道包括引射冷却通道进口、引射冷却主通道和引射冷却通道出口；其中引射冷却通道进口连接到发动机压气机，引射冷却通道出口与S弯喷管的排气口连通；从发动机进气道引入的冷却气流压力较高，S弯喷管排气口附近压力低，冷却气流会在引射通道进口与出口之间的压力差推动下，顺着引射冷却主通道流动，并通过引射冷却通道出口流出。
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一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、水滴形或异型孔。
本发明的进一步技术方案是：所述第一喷管段与第二喷管的轴向长度比在2:3到2:5之间，第一喷管段与第二喷管段的纵向偏距与对应喷管段长度比小于0.8。
有益效果
本发明的有益效果在于：本发明提出了一种带引射冷却结构的S弯喷管，由S形的第一喷管段、S形的第二喷管段和引射冷却结构组成。其中引射冷却结构由引射套管、气膜冷却孔组成。引射套管产生抽吸作用，即依靠引射通道的进、出口巨大压力差(引射通道进口与压气机相连，压力很高，引射通道出口的压力很低，为环境大气压力)，冷却气流顺着引射冷却主通道流动，并在引射套管内形成环形气壁，环形气壁会与喷管外壁面进行对流换热，降低了喷管温度。
从引射冷却通道出口部分流出的冷却气流会与S弯喷管排气口流出的高温燃气掺混，从而降低了喷管出口高温燃气的温度和红外辐射。在S弯喷管入口部分的壁面设置气膜冷却孔，可使冷却气体通过气膜冷却孔流入并覆盖在喷管壁面，降低了内、外壁面温差，防止壁面因过大热应力而破坏。气膜冷却的原理如图1所示，引射冷却通道内的冷却气体通过气膜冷却孔流入喷管内部，冷却气体会与高温燃气掺混形成气膜层覆盖在喷管内壁面，气膜层的温度Tm介于冷却气体的温度T2与燃气的温度T1之间。冷却气流与气膜层温差较小，他们分别与喷管的内、外壁面进行传热后，在喷管内、外壁面不会产生太大的热应力。而在S弯喷管第二喷管段，冷却气体会升温，高温燃气会随着流动温度降低，S弯喷管内、外壁面温差降低，热应力不足以破坏喷管壁面，此处壁面不需要开气膜冷却孔。
优选的，引射套管与S弯喷管出口处之间的轴向长度差为喷管出口截面高度的1\4，以便高温燃气与引射气流更充分的掺混，降低尾喷流的温度，增强S弯喷管的红外隐身特性，但这个多出的长度不宜过长，否则将会增加喷管重量，降低喷管的推重比。
应用本发明的带引射冷却结构的S弯喷管，解决了现有技术中S弯喷管壁面受到高温燃气冲刷产生的的结构变形问题、引射气流与高温燃气温差大导致的喷管内外壁面的强热应力问题和高温尾喷流与高温喷管壁面引起的高红外辐射问题。
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带引射冷却结构的S弯喷管的示意图；
附图标记说明：T1、高温燃气的温度；T2、冷却气流的温度；Tm、气膜层的温度；1、第一喷管段；11、进气口；2、第二喷管段；21、排气口；3、引射冷却结构；31、引射套管；32、气膜冷却孔；4、引射冷却通道；41、引射冷却通道进口；42、引射冷却主通道；43、引射冷却通道出口；5、第一气流偏转部；6、第二气流偏转部；7、第三气流偏转部。
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。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的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，因此不能理解为对本发明的限制。
根据本发明实施例的带引射冷却结构的S弯喷管，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和引射冷却结构3。第一喷管段1的第一端为喷管的进气口11，此进气口11与高温涡轮出口连接，第二喷管段2的第二端为排气口21。引射冷却结构3由引射套管31、气膜冷却孔32组成。其中引射套管31的形状与S弯喷管形状一致，S弯喷管与引射套管31之间无连接，引射套管31通过支柱连接到飞机蒙皮。且引射套管31略长于S弯喷管，这个多出的长度大约为喷管出口截面高度的1\4，以便高温燃气与引射气流更充分的掺混，降低尾喷流的温度，增强S弯喷管的红外隐身特性，但这个多出的长度不宜过长，否则将会增加喷管重量，降低喷管的推重比。气膜冷却孔32布置在S弯喷管第一喷管段1。应用本发明的带引射冷却结构的S弯喷管，解决了现有技术中S弯喷管壁面受到高温燃气冲刷产生的的结构变形问题、引射气流与高温燃气温差大导致的喷管内外壁面的强热应力问题和高温尾喷流与高温喷管壁面引起的高红外辐射问题。
具体的，S弯喷管沿着进气口11至排气口21方向依次形成第一气流偏转部5、第二气流偏转部6、第三气流偏转部7。第一气流偏转部5位于第一喷管段1的前半部分，第一气流偏转部5使得从涡轮流出的轴向来流向下偏转；第二气流偏转部6位于第一喷管段1和第二喷管段2的交界处，第二气流偏转部6使得向下偏转的气流转变为向上偏转；第三气流偏转部7位于第二喷管段2后半部分，使得向上偏转的气流沿着喷管轴线方向向后喷出。通过调节第一喷管段1与第二喷管段2中心线的纵向偏距，实现对内部高温部件的遮挡，从而达到隐身的目的。S弯喷管具有圆形的进气口11，方形的排气口21，其截面从前到后是圆转方的。可选的，第一喷管段1与第二喷管2的轴向长度比在2:3到2:5之间，第一喷管段1与第二喷管段2的纵向偏距与对应喷管段长度比应小于0.8。
如图2所示，引射冷却结构3由引射套管31、气膜冷却孔32组成。引射套管31与S弯喷管外壁面配合形成引射冷却通道4包括引射冷却通道进口41、引射冷却主通道42和引射冷却通道出口43。其中引射冷却通道进口41会连接到发动机压气机，引射冷却通道出口43与S弯喷管的排气口21连通。从发动机进气道引入的冷却气流压力较高，S弯喷管排气口21附近压力低，冷却气流会在引射通道进口41与出口43巨大压力差推动下顺着引射冷却主通道42流动，并通过引射冷却通道出口43流出。气膜冷却孔32设置在S弯喷管第一喷管段1的壁面，沿着轴向设置多排孔，假设每个孔直径为d,每排气膜冷却孔32的孔与孔的间距在2d到5d之间，而孔排距在2d到10d之间。孔的入射角度在0°到90°之间，孔的形状可以有多种选择，包括扇形孔、水滴形孔等。冷却气体通过气膜冷却孔32流入并覆盖在喷管壁面，降低了S弯喷管内、外壁面温差，防止壁面因过大热应力而破坏。而在S弯喷管后半部分，冷却气体会升温，高温燃气会随着流动温度降低，S弯喷管内、外壁面温差降低，热应力不足以破坏喷管壁面，此处壁面不需要开气膜冷却孔。
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 (7)
1.一种带引射冷却结构的S弯喷管，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：还包括引射冷却结构，引射冷却结构包括引射套管和气膜冷却孔；
所述引射套管套装于S弯喷管的外围，其形状为S弯喷管形状的等比例放大结构；引射套管的轴向长度大于S弯喷管的轴向长度，引射套管的出口位于S弯喷管的出口外侧，以便高温燃气与引射气流更充分的掺混，降低尾喷流的温度；引射套管产生抽吸作用，即依靠引射通道的进、出口巨大压力差，冷却气流顺着引射冷却主通道流动，并在引射套管内形成环形气壁，环形气壁会与喷管外壁面进行对流换热；气壁的温度Tm介于冷却气体的温度T2与燃气的温度T1之间；
所述气膜冷却孔设置于S弯喷管第一喷管段的外壁面上，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；
所述引射套管的入口截面和S弯喷管的入口截面平齐，引射套管与S弯喷管出口处之间的轴向长度差为喷管出口截面高度的1\4。
2.根据权利要求1所述一种带引射冷却结构的S弯喷管，其特征在于：所述引射套管通过支柱连接到飞机蒙皮上，与S弯喷管无连接。
3.根据权利要求1所述一种带引射冷却结构的S弯喷管，其特征在于：所述引射套管与S弯喷管外壁面配合形成引射冷却通道包括引射冷却通道进口、引射冷却主通道和引射冷却通道出口；其中引射冷却通道进口连接到发动机压气机，引射冷却通道出口与S弯喷管的排气口连通；从发动机进气道引入的冷却气流压力较高，S弯喷管排气口附近压力低，冷却气流会在引射通道进口与出口之间的压力差推动下，顺着引射冷却主通道流动，并通过引射冷却通道出口流出。
4.根据权利要求1所述一种带引射冷却结构的S弯喷管，其特征在于：所述气膜冷却孔为沿周向均布于第一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叉排的方式布置。
5.根据权利要求1所述一种带引射冷却结构的S弯喷管，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。
6.根据权利要求1所述一种带引射冷却结构的S弯喷管，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、水滴形或异型孔。
7.根据权利要求1所述一种带引射冷却结构的S弯喷管，其特征在于：所述第一喷管段与第二喷管的轴向长度比在2:3到2:5之间，第一喷管段与第二喷管段的纵向偏距与对应喷管段长度比小于0.8。
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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 | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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