CN113107703A - 一种喷管气孔流动控制结构 - Google Patents

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Abstract

本发明一种喷管气孔流动控制结构，属于航空领域；包括飞机蒙皮、机舱、进气道、发动机、喷管、集气室、引射套管、气孔。进气道进口与飞机蒙皮连通，进气道、发动机、喷管依次连接，构成发动机主流通道。飞机蒙皮、进气道、发动机、喷管所包裹的区域构成机舱。引射套管的进口位于机舱内，引射套管的出口与飞机蒙皮后端连接。引射套管与喷管之间的间隙是飞机次流通道。集气室将机舱和次流通道连通。气孔位于喷管的管壁上，气孔将发动机主流通道和飞机次流通道连通。通过引射套管内的气流和单边膨胀壁面上的气孔调节单边膨胀壁面的压力分布，减少单边膨胀带来的流动损失。

Description

一种喷管气孔流动控制结构
技术领域
本发明属于航空领域，具体涉及一种喷管气孔流动控制结构。
背景技术
航空发动机喷管是飞机后向的红外辐射特征和雷达散射特征的主要来源之一。现代隐身飞机多采用飞翼类布局方式，其进排气布局为背负式或內埋式布置，这种布置下可以利用飞机的后体对喷管进行有效遮挡，从而提高飞机的隐身性能。S弯二元喷管由于能够遮蔽发动机中的高温热壁面，减弱雷达回波强度，具备隐身性能好，并且易与飞机进行一体化的气动、结构及隐身设计，被广泛关注。美国现役的B2A轰炸机的排气系统为S弯二元喷管，通过后甲板与飞机机体进行了一体化设计，但也使得S弯二元喷管与后甲板构成了单边膨胀喷管。此外，X47、神经元、YF23等飞机也采用单边膨胀的二元喷管。S弯二元喷管单边膨胀喷管在內埋式动力布局的得到了极大的重视。排气系统为便于将喷管与飞机后体进行一体化设计的单边膨胀二元喷管成为了隐身飞机的重要研究内容。
当下，单边膨胀喷管在高超声速和二元圆转矩形喷管中都有所研究。CN104033283A公开了“一种新型二元单边膨胀喷管的结构设计”，提出来一种具有结构简单、可靠性高，并具备隐身性能的圆转方二元单边膨胀喷管，这种结构仅从喷管设计角度考虑了单边膨胀喷管的结构设计，未从内外流一体化的角度去讨论喷管结构上的设计，此外所提出的单边膨胀喷管为圆转方二元喷管，从隐身性能上来讲，S弯喷管的隐身性能明显高于二元喷管。CN104033281A公开了“一种具有单边膨胀功能的二元矢量喷管”，提出了可实现矢量偏转及单边膨胀功能的喷管结构，但所提出的单边膨胀喷管的单边膨胀壁面过短，不利于使用背负式及埋入式动力布局的飞翼类飞行器使用。
现有技术并没有提出飞翼类飞行器解决单边膨胀喷管中易出现的局部过膨胀问题的结构。在大落压比条件下，单边膨胀喷管中存在的欠膨胀状态通常会造成较大的推力损失，并且诱发不可忽视的气动弹性问题。因此，需提出一种具有单边膨胀功能的S弯喷管，不仅使飞翼类飞机的排气系统具有较好的隐身性能，还能具有较高的气动性能。
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，本发明提出一种喷管气孔流动控制结构，以减少单边膨胀二元喷管的流动损失，避免出现过激波诱发附面层分离而带来的推力损失和产生气动矢量角过大的问题，削弱喷管出口区域因气动弹性而诱发的振动问题。引射次流能降低喷管出口壁面的温度，引射次流与喷管内流掺混，还可以利用引射增推的原理提高发动机推力。
本发明的技术方案是：一种喷管气孔流动控制结构，包括飞机蒙皮1、机舱2、进气道3、发动机4、喷管5、集气室6，进气道3的入口与飞机蒙皮1连接，进气道3、发动机4、喷管5依次连接，构成发动机主流通道；飞机蒙皮1、进气道3、发动机4、喷管5所包裹的区域构成机舱2；其特征在于：还包括引射套管7和气孔8；
所述引射套管7套装于飞机蒙皮1尾端内周面，其入口位于机舱2内，出口与飞机蒙皮1尾端连接；引射套管7内环面与喷管5外周面之间的间隙是飞机次流通道；集气室6将机舱2和次流通道连通；
若干所述气孔8位于喷管5的单边膨胀壁面上，将发动机主流通道和飞机次流通道连通。
本发明的进一步技术方案是：所述喷管5为单边膨胀二元管道，其下壁面为单边膨胀壁面；喷管5的出口斜切角度为30°至50°，喷管下管壁长于上管壁。
本发明的进一步技术方案是：所述气孔8布置在单边膨胀壁面的出口区域，用以平衡喷管内气流单边膨胀区域的压力。
本发明的进一步技术方案是：所述气孔8为渐缩圆形通孔，贯穿喷管5下管壁，位于下管壁内表面的孔径小于气孔位于下管壁外表面的孔径；其大径端直径d为4mm±0.5mm。
本发明的进一步技术方案是：所述气孔8轴线与发动机轴线的夹角为50°至60°。
本发明的进一步技术方案是：相邻两排气孔8交叉排列，且相邻两排气孔之间的周向间距L2为1.5d，同一排相邻两个气孔之间的轴向间距L1为2d。
本发明的进一步技术方案是：在地面小落压比条件下，集气室抽取发动机引气流；高空大落压比条件下，集气室抽取机舱内气流；集气室的气流通过次流通道排出机外。
有益效果
本发明的有益效果在于：
1、当高压比工况时，引射套管内的气流温来自飞机舱内，其温度低于喷管内的燃气气流温度，气流通过引射套管与喷管进行热交换，部分引射套管内冷气流进入喷管内，可以使喷管的壁面温度降低。当飞机处于最大巡航状态时，发动机为中等涵道比发动机涵道比约为2.0，通过舱内引气进入引射套管，可使得本发明的单边膨胀壁面温度降低约12K。
2、通过引射套管内的气流和单边膨胀壁面上的气孔调节单边膨胀壁面的压力分布，减少单边膨胀带来的流动损失。在高落压比条件下，局部过膨胀使得喷管内部压力低于引射套管内的压力，次流经过气孔流入喷管内部，补充喷管内部的压力。
3、高空大落压比状态，利用引射增推的原理，次流与主流的引射掺混可以增加发动机的总推力，能够增加总推力约1％至1.5％。
4、次流在喷管出口处形成二次通道，可以降低喷管出口气流的气动矢量角，避免因过大气动矢量角而造成的轴向推力的损失。当喷管工作在高压比工况下，单边膨胀壁面压力随工作压比增加而增高，当单边膨胀壁面压强高于引射套管内的压强时，压力差使得喷管内的气流通过气孔进入引射套管，从而减小了单边膨胀壁面压强，进一步降低了气流的气动矢量角。
5、气孔将主流通道与次流通道连通，可以减缓喷管出口区域气动弹性诱发的振动问题。当喷管工作在高压比工况下，局部过膨胀气流使得单边膨胀壁面的压强低于隐身套管内的压强，压力差会使得气流由引射套管通过气孔流入喷管，从而使单边膨胀壁面压强升高，避免了局部斜激波的出现，进而减少激波附面层干扰现象，削弱了非定常气动力，从而减弱了出口区域气动弹性诱发的振动问题。
附图说明
图1是本发明的喷管气孔流动控制结构的原理示意图。
图2是本发明的气孔形状的结构示意图。
图3是本发明的气孔排列的结构示意图。
附图标记说明：1-飞机蒙皮、2-机舱、3-进气道、4-发动机、5-喷管、6-集气室、7-引射套管、8-气孔。
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。
如图1所示，本发明的喷管气孔流动控制装置包含的组件有：飞机蒙皮1，机舱2，进气道3，发动机4，喷管5，集气室6，引射套管7，气孔8。
进气道3进口与飞机蒙皮1连通，进气道3、发动机4、喷管5依次连接，构成发动机主流通道。飞机蒙皮1、进气道3、发动机4、喷管5所包裹的区域构成机舱2。引射套管7的进口位于机舱2内，引射套管7的出口与飞机蒙皮1后端连接。引射套管7与喷管5之间的间隙是飞机次流通道。集气室6将机舱2和次流通道连通。气孔8位于喷管5的管壁上，气孔8将发动机主流通道和飞机次流通道连通。
具体地，喷管为单边膨胀二元管道，喷管出口斜切角度为45°，喷管下管壁长于上管壁，喷管下壁为单边膨胀壁面。
具体地，气孔布置在喷管下管壁出口区域。
具体地，气孔为渐缩圆形通孔，气孔大径端直径d为4mm±0.5mm，气孔贯穿喷管下管壁，气孔位于下管壁内表面的孔径小于气孔位于下管壁外表面的孔径。
具体地，气孔轴线与发动机轴线的夹角为50°。
具体地，气孔交叉排列，相邻两排气孔之间的周向间距L2为1.5d，同一排相邻两个气孔之间的轴向间距L1为2d。
具体地，在地面小落压比条件下，集气室抽取发动机引气流；高空大落压比条件下，集气室抽取机舱内气流。集气室的气流通过次流通道排出机外，利用引射增推来增加整个喷管的总推力。
具体地，在高落压比条件下，喷管下壁面出现局部过膨胀导致壁面处压低于环境压力，气流通过气孔进入喷管，补充损失的压力，削弱甚至避免斜激波，从而减少激波损失达到提高推力的目的。喷管工作压比为3.0时，可以通过单边膨胀壁面上的气孔减弱斜激波强度，避免了激波后的分离气流的产生，使总压恢复系统由0.962提升至0.971。高压比下喷管压比大于2.5，相比没有气孔的情况，能使气动矢量角减小1°～3°
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)

1.一种喷管气孔流动控制结构，包括飞机蒙皮(1)、机舱(2)、进气道(3)、发动机(4)、喷管(5)、集气室(6)，进气道(3)的入口与飞机蒙皮(1)连接，进气道(3)、发动机(4)、喷管(5)依次连接，构成发动机主流通道；飞机蒙皮(1)、进气道(3)、发动机(4)、喷管(5)所包裹的区域构成机舱(2)；其特征在于：还包括引射套管(7)和气孔(8)；
所述引射套管(7)套装于飞机蒙皮(1)尾端内周面，其入口位于机舱(2)内，出口与飞机蒙皮(1)尾端连接；引射套管(7)内环面与喷管(5)外周面之间的间隙是飞机次流通道；集气室(6)将机舱(2)和次流通道连通；
若干所述气孔(8)位于喷管(5)的单边膨胀壁面上，将发动机主流通道和飞机次流通道连通。
2.根据权利要求1所述喷管气孔流动控制结构，其特征在于：所述喷管(5)为单边膨胀二元管道，其下壁面为单边膨胀壁面；喷管(5)的出口斜切角度为30°至50°，喷管下管壁长于上管壁。
3.根据权利要求1所述喷管气孔流动控制结构，其特征在于：所述气孔(8)布置在单边膨胀壁面的出口区域，用以平衡喷管内气流单边膨胀区域的压力。
4.根据权利要求1所述喷管气孔流动控制结构，其特征在于：所述气孔(8)为渐缩圆形通孔，贯穿喷管(5)下管壁，位于下管壁内表面的孔径小于气孔位于下管壁外表面的孔径；其大径端直径d为4mm±0.5mm。
5.根据权利要求1所述喷管气孔流动控制结构，其特征在于：所述气孔(8)轴线与发动机轴线的夹角为50°至60°。
6.根据权利要求1所述喷管气孔流动控制结构，其特征在于：相邻两排气孔(8)交叉排列，且相邻两排气孔之间的周向间距L2为1.5d，同一排相邻两个气孔之间的轴向间距L1为2d。
7.根据权利要求1所述喷管气孔流动控制结构，其特征在于：在地面小落压比条件下，集气室抽取发动机引气流；高空大落压比条件下，集气室抽取机舱内气流；集气室的气流通过次流通道排出机外。
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