CN113309636A - 用于航空发动机的双涵道引射装置 - Google Patents

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Abstract

一种用于航空发动机的双涵道引射装置，内涵道体位于该引射器内。各稳流支板的气流入口端分别固定在引射器中段壳体的内表面，并与该引射器中段上的环形高压气源驻室连通；各稳流支板的封闭端位于内涵道体内。由所述引射器内表面与内涵道体外表面之间形成了引射装置的外涵道，由内涵道体的内孔形成了引射装置的内涵道体。本发明通过分布的可变马赫数喷嘴改变内涵外涵引射排气速度，实现了变涵道比引射，能够进行涡扇发动机动力模拟，并且引射器内涵道体进排气位置都位于外涵道内，内涵道体高速混合引射气体在涵道支板出口能够进一步引射外涵混合气体，实现了涵道二次引射，进一步提高了外涵混合引射流的动能，也提高了整体的引射效率。

Description

用于航空发动机的双涵道引射装置
技术领域
本发明涉及航空发动机试验技术领域，具体是一种用于航空发动机的可变工况多喷嘴分布式双涵道引射装置。
背景技术
随着组合动力超声速自由进气、矢量推力发动机排气、大涵道比发动机大量流流动等新概念、新布局、新技术在航空发动机整机试验中的大量应用，试验包线不断拓宽，试验成本不断提高，试验的技术风险越来越大。因此必须发展低成本、低风险和高效率的模型试验模拟技术。对发动机动力装置的模拟，引射器是其中的核心部件。不同压力的两股气流在引射器中相互混合并发生能量交换，以形成一股混合压力的流体。
引射器能够以较低的试验成本和较高的效率获得发动机动力装置的进排气效应，但传统的引射器高能流体与低能流体的物质交换区域不大，引射效率较低；通常主次流体的混合段较长，且由于所使用的喷嘴为固定的喷嘴而不能变工况工作。在公开号为CN111911465A的发明创造中公开了一种二元喷管引射器装置，通过多个高压中空引射通道进行引射，但该装置不能更改引射出口面积，不能更改混合气流的气动参数。在公告号为CN110411704B的发明创造中公开了一种低速风洞飞行器进行排气模拟试验的引射器模块，通过多个短小的分布喷嘴进行引射，但该装置的混合排气速度较低，并且没有混合段，高能流体的引射效率较低。
发明内容
为克服现有技术中存在的航空用引射器不可改变工况和不能内外涵分别排气工作的缺点，本发明提出了一种用于航空发动机的双涵道引射装置。
本发明包括高压进气管道、引射器、内涵道体、前缘稳流支板和可变马赫数喷嘴。以所述引射器作为外涵道体，内涵道体位于该引射器内；所述引射器分为引射器前段、引射器中段和引射器后段。稳流支板有6个；各所述稳流支板的气流入口端分别固定在引射器中段壳体的内表面，并与该引射器中段上的环形高压气源驻室连通；各稳流支板的封闭端穿过内涵道体壳体上的稳流支板插孔，并伸入该内涵道体内。所述内涵道体焊接在内环第一排喷嘴与第二排喷嘴之间。由所述引射器内表面与内涵道体外表面之间形成了引射装置的外涵道，由内涵道体的内孔形成了引射装置的内涵道。
所述内涵道体的筒体上均布有六个用于嵌装各稳流支板的插孔，装配时，将所述各稳流支板分别装入各插孔内并固定。
各所述稳流支板上沿长度方向分别安装有三个可变马赫数喷嘴，并根据各可变马赫数喷嘴在该稳流支板上的位置，自所述引射器中段内表面至该引射器中段中心处形成了三排环形的可变马赫数喷嘴，依次为第一排可变马赫数喷嘴、第二排可变马赫数喷嘴和第三排可变马赫数喷嘴，并使该第一排可变马赫数喷嘴位于所述内涵道体中，第二排可变马赫数喷嘴和第三排可变马赫数喷嘴均位于所述外涵道内。各所述可变马赫数喷嘴的出口均朝向所述引射器后段。
所述引射器中段为环形。该引射器中段的壳体为夹层结构，由该夹层在引射器中段内形成了环形的高压气源驻室。在所述夹层的内壁板上均布有6个形状与所述稳流支板的进气口相同的气孔，各气孔分别与稳流支板的进气口端连通，从而将高压气源驻室内的高压气体通过所述各排可变马赫数喷嘴喷出。
所述引射器前段的入口为亚音速进气道，采用超椭圆曲线唇形，其表达式为
(x/a)n+(y/b)n＝1 (1)
公式中：x为曲线散点的横坐标轴；y为曲线散点的纵坐标轴；a为椭圆长轴的长度，a＝5mm；b为椭圆短轴的长度，b＝3.6mm；n为超椭圆曲线指数，n＝2。以引射器前段头部为原点，每隔0.2mm取横坐标x的值，得到对应的纵坐标y的正值和负值；通过点集得到对称于纵坐标y曲线。
所述引射器后段的一端与所述引射器中段连接，另一端为引射器混合出口。所述引射器后段的轴向长度为370mm，内圆周表面为锥面，该锥面的锥度为2°。
各所述稳流支板均为夹层结构，并由该夹层之间的空腔形成了稳流支板引气通道。该稳流支板的一端表面、上表面和下表面三个面组成了半椭圆形，并以该半椭圆形一端为该稳流支板的前缘。该稳流支板的另一端面为平面板，在该平面板上，沿该稳流支板的长度方向均布有三个通孔，该通孔均为所述稳流支板引气通道的高压气流出口。
所述稳流支板引气通道的内表面亦为椭圆形，并且该稳流支板引气通道靠近所述高压气流出口端一侧的内表面收缩，形成了该稳流支板引气通道的收敛段。
所述收敛段采用维托辛斯基公式
Figure BDA0003144481320000031
公式(2)中，re为喷嘴喉道直径；r0为收缩段入口直径；L为收缩段长度。
所述可变马赫数喷嘴为真空回转体。该可变马赫数喷嘴的内表面为双曲正弦曲线，构成了所述航空发动机单涵道的引射装置的扩张段；该双曲正弦曲线的表达式为：
Figure BDA0003144481320000032
公式(3)中，x为扩张段的长度，x＝6mm。
在该可变马赫数喷嘴小内径端的外圆周表面有用于与所述稳流支板平面板固连的法兰。
所述喷嘴喉道直径re＝3mm，收敛段入口直径r0＝4.5mm，收敛段长度L＝5mm。
本发明的技术特点是低损失高亚声速进气道，椭圆流线型稳流支板，分布式可更换拉瓦尔超声速喷嘴，内外涵分别排气能够提供典型发动机多工况和内外双涵道的动力模拟性能。
本发明中，通过进气道前段的亚声速进气道唇口前缘以减小进气流动分离，降低进气损失。
本发明在工作时，高压气体从气源经由管路进入引射器中段的引射腔体内；随后，利用拉瓦尔喷管原理，将高压气体加速至超声速状态喷出，利用压差原理将被引射低速气流吸入引射器内，内外涵分别进气，高低速流体在引射器内外涵后半段进行能量和物质的交换，实现引射流体对被引射流体的高效引射。最后，内涵混合气流排出与外涵气流进一步掺混，进行二次引射，最后混合均匀的流体经由引射器出口排出，完成引射过程。
与现有技术相比，本发明取得的有益效果为：
1、本发明将引射器涵道设置成内外涵道，实现了内外涵分开进排气，能够进行涡扇发动机动力模拟。
2、通过分布的可变马赫数喷嘴改变内涵外涵引射排气速度，实现了变涵道比引射，而且引射器主体能够重复利用，节约了试验成本。
3、引射器内涵道体进排气位置都位于外涵道内，内涵道体高速混合引射气体在涵道支板出口能够进一步引射外涵混合气体，实现了涵道二次引射，进一步提高了外涵混合引射流的动能，也提高了整体的引射效率。
本发明减少了被引射气体的总压损失，实现了内外涵道进排气引射，提高了引射效率及气体掺混均匀度，并可以灵活调整引射工况，工程实现性较强。
附图说明
图1为本发明的结构示意图。
图2为本发明的分解轴向剖视图。
图3为图2中A-A剖面视图。
图4为图2中B-B剖面视图。
图5为喷嘴的结构示意图。
图中：1.亚音速进气道；2.高压引气管路；3.引射器前段；4.引射器中段；5.引射器后段；6.环形高压气源驻室；7.稳流支板；8.稳流支板引气通道；9.第一排可变马赫数喷嘴；10.第二排可变马赫数喷嘴；11.第三排可变马赫数喷嘴；12.引射器混合出口；13.收敛段；14.喉道；15.扩张段；16.内涵道体。
具体实施方式
本实施例是一种用于航空发动机双涵道引射装置，包括高压进气管道2、引射器、内涵道体16、前缘稳流支板7和可变马赫数喷嘴。以所述引射器作为外涵道体，内涵道体位于该引射器内。
所述引射器分为引射器前段3、引射器中段4和引射器后段5。所述稳流支板7有6个，各稳流支板的气流入口端分别焊接在所述引射器中段4壳体的内表面，并与该引射器中段上的环形高压气源驻室6连通；各稳流支板7的封闭端穿过内涵道体16的壳体上的稳流支板插孔，并伸入该内涵道体内。所述内涵道体焊接在内环第一排喷嘴与第二排喷嘴之间。由所述引射器内表面与内涵道体外表面之间形成了引射装置的外涵道，由内涵道体的内孔形成了引射装置的内涵道体。
所述内涵道体的筒体上均布有六个用于嵌装各稳流支板的插孔，装配时，将所述各稳流支板分别装入各插孔内并固定。
各所述稳流支板的长度方向均安装有三个可变马赫数喷嘴，并根据各可变马赫数喷嘴在该稳流支板上的位置，自所述引射器中段内表面至该引射器中段中心处形成了三排环形的可变马赫数喷嘴，依次为第一排可变马赫数喷嘴9、第二排可变马赫数喷嘴10和第三排可变马赫数喷嘴11，并且该第一排可变马赫数喷嘴位于所述内涵道体中，第二排可变马赫数喷嘴和第三排可变马赫数喷嘴均位于所述外涵道内。各所述可变马赫数喷嘴的出口均朝向所述引射器后段5。
所述高压进气管道2的一端与该引射器中段4上的高压进气孔口固连，另一端外接高压气源。
所述引射器中段4为环形。该引射器中段的壳体为夹层结构，由该夹层在引射器中段内形成了环形的高压气源驻室6。在所述夹层的内壁板上均布有6个形状与所述稳流支板的进气口相同的气孔，各气孔分别与稳流支板7的进气口端连通，从而将高压气源驻室内的高压气体通过所述各排可变马赫数喷嘴喷出。高压进气管直径为26mm，气压为1.3Mpa。
该引射器前段3的入口为亚音速进气道1，采用超椭圆曲线唇形，其表达式为
(x/a)n+(y/b)n＝1 (1)
公式中：x为曲线散点的横坐标轴；y为曲线散点的纵坐标轴；a为椭圆长轴的长度，a＝5mm；b为椭圆短轴的长度，b＝3.6mm；n为超椭圆曲线指数，n＝2。以引射器前段头部为原点，每隔0.2mm取横坐标x的值，得到对应的纵坐标y的正值和负值；通过点集得到对称于纵坐标y曲线。
所述引射器后段5的一端与所述引射器中段4连接，另一端为引射器混合出口12。所述引射器后段的轴向长度为370mm，内圆周表面为锥面，该锥面的锥度为2°。
该引射器中段4两端端面处的壳体均为阶梯状；通过各阶梯的分别与所述引射器前段3和引射器后段5的壳体搭接并固连。
各所述稳流支板7均为夹层结构，并由该夹层之间的空腔形成了稳流支板引气通道8。该稳流支板7的一端表面、上表面和下表面三个面组成了半椭圆形，并以该半椭圆形一端为该稳流支板的前缘。该稳流支板的另一端面为平面板，在该平面板上，沿该稳流支板的长度方向均布有三个通孔，该通孔均为所述稳流支板引气通道的高压气流出口。所述稳流支板引气通道8的内表面亦为椭圆形，并且该稳流支板引气通道靠近所述高压气流出口端一侧的内表面收缩，形成了该稳流支板引气通道的收敛段13。
所述收敛段采用维托辛斯基公式
Figure BDA0003144481320000061
公式(2)中，re为喷嘴喉道直径；r0为收缩段入口直径；L为收缩段长度。
本实施例中，收敛段入口直径r0＝4.5mm，收敛段长度L＝5mm。
所述可变马赫数喷嘴为真空回转体。该可变马赫数喷嘴的内表面为双曲正弦曲线，构成了所述航空发动机单涵道的引射装置的扩张段15；该双曲正弦曲线的表达式为：
Figure BDA0003144481320000062
公式(3)中，x为扩张段的长度，x＝6mm。
在该可变马赫数喷嘴小内径端的外圆周表面有用于与所述稳流支板平面板固连的法兰。
所述可变马赫数喷嘴通过法兰与稳流支板固连，并使各可变马赫数喷嘴小内径端的孔口分别所在稳流支板上的高压气流出口连通，从而实现各可变马赫数喷嘴与所述稳流支板气流通道8的连通。在所述稳流支板气流通道中的收敛段与各可变马赫数喷嘴中的扩张段的结合处形成了该可变马赫数喷嘴的喉道14。当高压气流从气流驻室6进入稳流支板气流通道8后，通过所述收敛段13进行加速减压，在喉道14处达到声速；当高压气流从该喉道进入到可更换扩张段15后进一步加速达到超声速后排出。在所述高压气流从气流驻室经过收敛段、喉道和扩张段的过程中，实现了该高压气流流速的变马赫数。
本实施例中，喷嘴喉道直径re＝3mm。

Claims (10)

1.一种用于航空发动机的双涵道引射装置，其特征在于，包括高压进气管道、引射器、内涵道、前缘稳流支板和可变马赫数喷嘴；以所述引射器作为外涵道体，内涵道体位于该引射器内；所述引射器分为引射器前段、引射器中段和引射器后段；稳流支板有6个；各所述稳流支板的气流入口端分别固定在引射器中段壳体的内表面，并与该引射器中段上的环形高压气源驻室连通；各稳流支板的封闭端穿过内涵道体的壳体上的稳流支板插孔，，并伸入该内涵道体内；所述内涵道体焊接在内环第一排喷嘴与第二排喷嘴之间；由所述引射器内表面与内涵道体外表面之间形成了引射装置的外涵道，由内涵道体的内孔形成了引射装置的内涵道。
2.如权利要求1所述用于航空发动机的双涵道引射装置，其特征在于，各所述稳流支板上沿长度方向分别安装有三个可变马赫数喷嘴，并根据各可变马赫数喷嘴在该稳流支板上的位置，自所述引射器中段内表面至该引射器中段中心处形成了三排环形的可变马赫数喷嘴，依次为第一排可变马赫数喷嘴、第二排可变马赫数喷嘴和第三排可变马赫数喷嘴，并使该第一排可变马赫数喷嘴位于所述内涵道中，第二排可变马赫数喷嘴和第三排可变马赫数喷嘴均位于所述外涵道内；各所述可变马赫数喷嘴的出口均朝向所述引射器后段。
3.如权利要求1所述用于航空发动机的双涵道引射装置，其特征在于，所述引射器中段为环形；该引射器中段的壳体为夹层结构，由该夹层在引射器中段内形成了环形的高压气源驻室；在所述夹层的内壁板上均布有6个形状与所述稳流支板的进气口相同的气孔，各气孔分别与稳流支板的进气口端连通，从而将高压气源驻室内的高压气体通过所述各排可变马赫数喷嘴喷出。
4.如权利要求1所述用于航空发动机的双涵道引射装置，其特征在于，所述引射器前段的入口为亚音速进气道，采用超椭圆曲线唇形，其表达式为
(x/a)n+(y/b)n＝1 (1)
公式中：x为曲线散点横坐标；y为曲线散点纵坐标；a为椭圆长轴的长度；b为椭圆短轴的长度；n为超椭圆曲线指数；以引射器前段头部为原点，每隔0.2mm取横坐标x的值，得到对应的纵坐标y的正值和负值；通过点集得到对称于纵坐标y曲线。
5.如权利要求4所述用于航空发动机的双涵道引射装置，其特征在于，所述亚音速进气道的超椭圆曲线唇形中，椭圆长轴的长度a＝5mm，椭圆短轴的长度b＝3.6mm；超椭圆曲线指数n＝2。
6.如权利要求1所述用于航空发动机的双涵道引射装置，其特征在于，所述引射器后段的一端与所述引射器中段连接，另一端为引射器混合出口；所述引射器后段的轴向长度为370mm，内圆周表面为锥面，该锥面的锥度为2°。
7.如权利要求1所述用于航空发动机的双涵道引射装置，其特征在于，各所述稳流支板均为夹层结构，并由该夹层之间的空腔形成了稳流支板引气通道；该稳流支板的一端表面、上表面和下表面三个面组成了半椭圆形，并以该半椭圆形一端为该稳流支板的前缘；该稳流支板的另一端面为平面板，在该平面板上，沿该稳流支板的长度方向均布有三个通孔，该通孔均为所述稳流支板引气通道的高压气流出口。
8.权利要求7述用于航空发动机的双涵道引射装置，其特征在于，所述稳流支板引气通道的内表面亦为椭圆形，并且该稳流支板引气通道靠近所述高压气流出口端一侧的内表面收缩，形成了该稳流支板引气通道的收敛段；
所述收敛段采用维托辛斯基公式
Figure FDA0003144481310000021
公式(2)中，re为喷嘴喉道直径；r0为收缩段入口直径；L为收缩段长度。
9.如权利要求1所述用于航空发动机的双涵道引射装置，其特征在于，所述可变马赫数喷嘴为真空回转体；该可变马赫数喷嘴的内表面为双曲正弦曲线，构成了所述航空发动机单涵道的引射装置的扩张段；该双曲正弦曲线的表达式为：
Figure FDA0003144481310000022
公式(3)中，x为扩张段的长度，x＝6mm；
在该可变马赫数喷嘴小内径端的外圆周表面有用于与所述稳流支板平面板固连的法兰。
10.如权利要求1所述用于航空发动机的双涵道引射装置，其特征在于，所述喷嘴喉道直径re＝3mm，收敛段入口直径r0＝4.5mm，收敛段长度L＝5mm。
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