CN113217225B - 一种发动机舱引射冷气的二元喷管结构 - Google Patents
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Abstract
本申请涉及航空发动机领域，为一种发动机舱引射冷气的二元喷管结构，包括依次连接的圆转方段、收敛段和扩张段，圆转方段、收敛段和扩张段内均设有冷却通道，所述收敛段和扩张段的外侧设有外罩，所述收敛段和扩张段的两侧分别向上下伸出，形成侧壁结构，所述侧壁结构的上下两侧均开设有第一通气孔，所述侧壁结构内开设有与第一通气孔连通的第四冷却通道，所述第四冷却通道的入口端与圆转方段内的冷却通道连通，发动机舱内的冷却器能够进入到第一通气孔内。具有提高喷管冷却性能，降低红外辐射的技术效果。
Description
技术领域
本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种发动机舱引射冷气的二元喷管结构。
背景技术
隐身能力已经成为先进战斗机的必备关键技术，而二元喷管因其利于与飞机后机身进行一体化融合设计、其型面利于进行修型设计、其尾喷流利于和外界气流掺混减小喷流红外辐射等优点，得到世界各国广泛研究和应用。以提升二元喷管隐身性能为目标，在二元喷管设计中融入隐身设计理念，进行高隐身二元喷管的结构方案设计，是二元喷管结构方案设计的核心思想。目前国内二元矢量喷管的研究多从自身结构可靠性角度出发，并未考虑结构方案本身对隐身性能的影响，致使二元喷管的结构方案偏离设计初衷。现有技术中，二元喷管在工作过程中，因燃气燃烧产生的热量会产生大量的红外辐射，使隐身性能降低。因此需要设计一种提高冷却强度、减少燃烧产生的热量散发、降低红外辐射特性、提高隐身性能的喷管。
发明内容
本申请的目的是提供了一种发动机舱引射冷气的二元喷管结构，以解决现有技术中喷管红外辐射较多的问题。
本申请的技术方案是：一种发动机舱引射冷气的二元喷管结构，包括依次连接的圆转方段、收敛段和扩张段，圆转方段、收敛段和扩张段内均设有冷却通道，所述收敛段和扩张段的外侧设有外罩，所述收敛段和扩张段的两侧分别向上下伸出，形成侧壁结构，所述侧壁结构的上下两侧均开设有第一通气孔，所述侧壁结构内开设有与第一通气孔连通的第四冷却通道，发动机舱内的冷却器能够进入到第一通气孔内，所述第四冷却通道的出口位于喷管的主流出口侧方。
优选地，所述侧壁结构远离圆转方段的一端横向宽度逐渐缩小，形成圆锥结构，所述第四冷却通道的出口位于圆锥结构的顶端。
优选地，所述侧壁结构包括第四喷管调节板和第四隔热屏，第四喷管调节板与第四隔热屏之间形成所述第四冷却通道；
所述第四冷却通道包括上下设置的第一通道、第二通道，所述第一冷却通道、第二冷却通道均倾斜设置，所述第一通道和第二通道之间设置V形通道，所述V形通道与圆转方段内的冷却通道连通。
优选地，所述圆转方段的外侧设有环形中空三角筋，所述环形中空三角筋靠近圆转方段入口一端的宽度小于环形中空三角筋靠近圆转方段出口一端的宽度，所述环形中空三角筋靠近外罩的一端开设有与环形中空三角筋内部连通的第二通气孔，所述环形中空三角筋的内部空腔与第四冷却通道连通。
优选地，所述圆转方段包括第一喷管调节板和第一隔热屏，所述第一喷管调节板和第一隔热屏之间形成第一冷却通道。
优选地，所述侧壁结构的横截面为梯形结构。
优选地，所述侧壁结构对应收敛段和扩张段处的宽度由喷管入口至出口方向逐渐缩小。
优选地，所述第四隔热屏对应第一通道与V形通道、第二通道与V形通道之间设有防止相邻两个通道之间相互流通的翻边。
优选地，所述圆转方段的宽高比小于5。
本申请的一种发动机舱引射冷气的二元喷管结构，通过设置侧壁结构，并在侧壁结构内设置第四冷却通道，并在侧壁结构上开设引入发动机舱冷气的第一通气孔，第一通气孔将冷气输送到第四冷却通道内，并在喷管的末端将这些冷却气喷出，对高温尾喷流进行降温，以降低红外辐射特性，提高红外隐身性能。
侧壁结构在喷管出口处形成圆锥结构，圆锥结构的设计使得喷出的喷流能够获得较大的流速，并保证了隐身特性。
第四冷却通道包括的第一通道和第二通道与V形通道相互分离，保证互不影响的同时提高冷却性能。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请整体结构图；
图2为本申请E-E剖视结构图；
图3为本申请D-D剖视结构图；
图4为图3中A部放大图。
1-圆转方段；2-收敛段；3-扩张段；4-外罩；5-侧壁结构；6-第四冷却通道；7-第一通气孔；8-第一冷却通道；9-第二冷却通道；10-第三冷却通道；11-圆锥结构；12-第四喷管调节板；13-第四隔热屏；14-第一通道；15-第二通道；16-V形通道；17-环形中空三角筋；18-第二通气孔；19-翻边。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
一种发动机舱引射冷气的二元喷管结构，如图1、图2、图3所示，包括依次连接的圆转方段1、收敛段2和扩张段3，圆转方段1、收敛段2和扩张段3内均设有冷却通道，所述收敛段2和扩张段3的外侧设有外罩4，所述收敛段2和扩张段3的两侧分别向上下伸出，形成侧壁结构5，所述侧壁结构5的上下两侧均开设有第一通气孔7，所述侧壁结构5内开设有与第一通气孔7连通的第四冷却通道6，所述第四冷却通道6的入口端与圆转方段1内的冷却通道连通，发动机舱内的冷却气能够进入到第一通气孔7内，所述第四冷却通道6的出口位于喷管的主流出口侧方。
通过将发动机舱内的冷却气通入到第一冷却孔内，冷却气进入到第四冷却通道6内，而后由喷管的末端喷出，对喷管喷出的高温尾喷流进行降温，从而有效降低红外辐射，并有效提高二元喷管的红外隐身特性，并且进入到第四冷却通道6内的冷气能够与圆转方段1、收敛段2和扩张段3内的冷气配合，对喷管内的喷流进行降温，以降低红外辐射，提高红外隐身特性。
作为一种具体实施方式，一种发动机舱引射冷气的二元喷管结构，包括圆转方段1、收敛段2和扩张段3。
圆转方段1的入口端为圆形结构、出口端沿着圆形结构呈线性缩小、渐变为方形结构，并且入口处的尺寸大于出口端的尺寸，收敛段2由入口端至出口端呈线性逐渐缩小，形成喉管，扩张端由入口端至出口端呈线性逐渐增大，形成喷射管。圆转方段1的出口与收敛段2的入口连通，收敛段2的出口与扩张段3的入口连通。
当气流膨胀到喷管出口处的静压恰等于外界大气压力时,称为完全膨胀喷管,其性能最佳。扩张段3至收敛段2的口径逐渐缩小，燃气依次进入到扩张段3与收敛段2时静压逐渐增大，再进入至扩张段3时口径逐渐增大，实现膨胀。该设计下能够保证燃气在达到扩张段3的出口处时获得较优良的膨胀性能。
圆转方段1包括第一喷管调节板和第一隔热屏，第一喷管调节板与第一隔热屏之间形成第一冷却通道8；收敛段2包括第二喷管调节板和第二隔热屏，第二喷管调节板和第二隔热屏之间形成第二冷却通道9；扩张段3包括第三喷管调节板和第三隔热屏，第三喷管调节板和第三隔热屏之间形成第三冷却通道10。
第一至第三冷却通道10相互连通，冷却气由第一冷却通道8处进入，依次经过第二冷却通道9和第三冷却通道10内，对喷管内的喷流进行冷却。在喷管隔热屏上开设与冷却通道连通的气膜孔，冷却气通过气膜孔射流到喷管主流通道，在壁面形成冷气膜，对金属起到保护作用的同时，能降低金属表面的温度，有利于红外辐射信号的降低，提高隐身性能。
喷流从喷射管流出后，形成高温尾喷流，高温尾喷流会散发大量的热量和红外辐射。
收敛段2和扩张段3的外侧设有外罩4，外罩4的一端与扩张段3相连，另一端与飞机的机尾相连，外罩4靠近圆转方段1的一端与圆转方段1相互分离。收敛段2和扩张段3的两侧分别向上下伸出，形成侧壁结构5，侧壁结构5的上下两侧超出圆转方段1的部分开设有第一通气孔7，第一通气孔7的数量为一个或多个，侧壁结构5对应上下两组第一通气孔7分别设置上下两组第四冷却通道6。
由于发动机舱的冷气出口静压低、进口静压高，形成流动，因此冷气通过引射的方式进入到第一通气孔7，而后通过第一通气孔7进入到第四冷却通道6内。
优选地，第四冷却通道6设置出口以对尾喷流进行冷却，侧壁结构5远离圆锥方段的一端横向宽度逐渐缩小，形成圆锥结构11，第四冷却通道6的出口位于圆锥结构11的顶端。由于第四冷却通道6的横截面积较大，圆锥结构11顶端的横截面积较小，冷却气从圆锥结构11的顶端、也即是扩张段3的出口处喷出，也可以对高温尾喷流进行有效降温，圆锥结构11的设计使得冷却气的出口面积较小，喷流强度较高，同时又有效保证了喷管的隐身特性。
优选地，侧壁结构5包括第四喷管调节板12和第四隔热屏13，第四喷管调节板12和第四隔热屏13之间形成第四冷却通道6，第四冷却通道6分别为上下设置的第一通道14和第二通道15，第一通道14和第二通道15均倾斜设置，第一通道14和第二通道15之间设置V形通道16，V形通道16与第一冷却通道8相互连通。
圆转方段1的出口为方形结构，其上下两侧的第一冷却通道8与第二冷却通道9相互连通，左右两侧的第一冷却通道8与V形通道16相互连通，第一通道14、第二通道15、V形通道16为侧壁斜切后自然形成的交线，斜切后的冷却通道横截面积增加，可以让发动机舱内的冷却气、第一冷却通道8内流出的冷却气在侧壁位置加速流动，以提高冷却效率。
优选地，圆转方段1的外侧设置有环形中空三角筋17，环形中空三角筋17内部中空，其靠近圆转方段1入口一端的宽度小于其靠近圆转方段1出口一端的宽度，在环形中空三角筋17内部间隔设置有与圆转方段1相连的筋板，以增加强度，环形中空三角筋17与外罩4相互分离，环形中空三角筋17靠近外罩4的一端开设有与环形中空三角筋17内部连通的第二通气孔18，环形中空三角筋17的内部空腔与第四冷却通道6连通。
航空发动机的冷却气通过引射进入到第二通气孔18，而后通过第二通气孔18进入到环形中空三角筋17的内部空腔，最后流入至第四冷却通道6内对喷流进行冷却，这样第四冷却通道6内能够获得充足的冷却气。
环形中空三角筋17的两端通过螺栓与圆转方段1相连，在保证密封性的同时实现稳定安装。
优选地，侧壁结构5的横截面为外部小、内侧大的梯形结构，其外表面为弧形面，保证了喷管的隐身性能。
优选地，侧壁结构5对应收敛段2和扩张段3处的宽度向出口方向逐渐缩小，该设置一方面使得两组第四冷却通道6之间的距离向出口方向逐渐缩小，以方便到达出口、另一方面上下两侧斜面的设置有助于提高隐身性能。
如图3、图4所示，优选地，第二隔热屏对应第一通道14与V形通道16、第二通道15与V形通道16之间设置有防止相邻两个通道之间相互流通的翻边19。由于第一冷却通道8与V形通道16连通、第一通道14和第二通道15与发动机舱内的冷却气连通，翻边19的设置能够保证两股冷却气相互不影响，以执行各自的功能。
V形通道16在对应扩张段3的出口处时封闭，与第二冷切通道和第三冷却通道10不相连通，并单独形成冷气膜；第一通道14和第二通道15沿着圆锥结构11的上下两侧延伸至圆转方段1的出口处，冷气由出口喷出对高温尾喷流进行冷却。
侧壁结构5与圆转方向相互固定，不进行角度的调节，第二冷却通道9和第三冷却通道10处的调节片通过作动装置进行角度的调节。
优选地，圆转方段1的宽高比小于5，采用小宽高比的设计能够对高温部件进行有效遮挡，降低高温部件的红外辐射强度，同时小宽度比二元喷管的设计也有利于良好的气动性能的保持。
具体工作过程如下：
气体共有三股，其一为燃气通道内的高温喷流，高温喷流通过喷管中心喷出，为喷管主流，用于提供飞机飞行的动力；其二为由圆转方段1入口进入的冷却气，共有两个通路，第一通路为第一冷却通道8、第二冷却通道9、第三冷却通道10，第二通路为第一冷却通道8、V形通道16，两个通路内的冷却气呈环形对高温喷流进行冷却，以对喷管主流进行降温，并且冷却气通过气膜孔射流至喷管主流，形成冷气膜，用于保护金属件并提高冷却质量；本发明单独设置第三股，即发动机舱内冷却气，其也有两个通路，第一通路为通过第一通气孔7进入至第一通道14、第二通道15，第二通路为依次经过第二通气孔18、环形中空三角筋17内部空腔、第一通道14或第二通道15。发动机舱内的冷气经过两个通路由圆锥结构11顶端的出口喷出，冷却气从侧壁流出后对高温尾喷流进行掺混，也能够对高温尾喷流进行有效降温。
本发明具有如下优点：
1、高温尾喷流的红外辐射降低，通过冷却气对高温尾喷流进行喷射，以有效降低红外辐射；
2、隐身性能提高，红外辐射的降低有效提高红外隐身性能；
3、冷却强度的提高，额外注入发动机舱内冷气对喷流进行冷却，实现冷却性能的显著提高；
4、热量散发的降低，冷却气的增加使得对喷流的热量散发显著降低。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (7)
1.一种发动机舱引射冷气的二元喷管结构，包括依次连接的圆转方段(1)、收敛段(2)和扩张段(3)，圆转方段(1)、收敛段(2)和扩张段(3)内均设有冷却通道，其特征在于：所述收敛段(2)和扩张段(3)的外侧设有外罩(4)，所述收敛段(2)和扩张段(3)的两侧分别向上下伸出，形成侧壁结构(5)，所述侧壁结构(5)的上下两侧均开设有第一通气孔(7)，所述侧壁结构(5)内开设有与第一通气孔(7)连通的第四冷却通道(6)，发动机舱内的冷却气能够进入到第一通气孔(7)内，所述第四冷却通道(6)的出口位于喷管的主流出口侧方；所述侧壁结构(5)包括第四喷管调节板(12)和第四隔热屏(13)，第四喷管调节板(12)与第四隔热屏(13)之间形成所述第四冷却通道(6)；
所述第四冷却通道(6)包括上下设置的第一通道(14)、第二通道(15)，所述第一通道(14)和第二通道(15)之间设置V形通道(16)，所述V形通道(16)与圆转方段(1)内的冷却通道连通。
2.如权利要求1所述的发动机舱引射冷气的二元喷管结构，其特征在于：所述侧壁结构(5)远离圆转方段(1)的一端横向宽度逐渐缩小，形成圆锥结构(11)，所述第四冷却通道(6)的出口位于圆锥结构(11)的顶端。
3.如权利要求1所述的发动机舱引射冷气的二元喷管结构，其特征在于：所述圆转方段(1)的外侧设有环形中空三角筋(17)，所述环形中空三角筋(17)靠近圆转方段(1)入口一端的宽度小于环形中空三角筋(17)靠近圆转方段(1)出口一端的宽度，所述环形中空三角筋(17)靠近外罩(4)的一端开设有与环形中空三角筋(17)内部连通的第二通气孔(18)，所述环形中空三角筋(17)的内部空腔与第四冷却通道(6)连通。
4.如权利要求1所述的发动机舱引射冷气的二元喷管结构，其特征在于：所述侧壁结构(5)的横截面为梯形结构。
5.如权利要求1所述的发动机舱引射冷气的二元喷管结构，其特征在于：所述侧壁结构(5)对应收敛段(2)和扩张段(3)处的宽度由喷管入口至出口方向逐渐缩小。
6.如权利要求1所述的发动机舱引射冷气的二元喷管结构，其特征在于：所述第四隔热屏(13)对应第一通道(14)与V形通道(16)、第二通道(15)与V形通道(16)之间设有防止相邻两个通道之间相互流通的翻边(19)。
7.如权利要求1所述的发动机舱引射冷气的二元喷管结构，其特征在于：所述圆转方段(1)的宽高比小于5。
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