CN113374594A - 一种二元喷管扩张段控制机构 - Google Patents

一种二元喷管扩张段控制机构 Download PDF

Info

Publication number
CN113374594A
CN113374594A CN202110685716.XA CN202110685716A CN113374594A CN 113374594 A CN113374594 A CN 113374594A CN 202110685716 A CN202110685716 A CN 202110685716A CN 113374594 A CN113374594 A CN 113374594A
Authority
CN
China
Prior art keywords
control mechanism
expansion
section
round
square section
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202110685716.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN113374594B (zh
Inventor
杜寅威
叶留增
石岩
高为民
贾东兵
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Shenyang Engine Research Institute
Original Assignee
AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Shenyang Engine Research Institute filed Critical AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority to CN202110685716.XA priority Critical patent/CN113374594B/zh
Publication of CN113374594A publication Critical patent/CN113374594A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113374594B publication Critical patent/CN113374594B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/15—Control or regulation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/11—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted eyelids

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Nozzles (AREA)

Abstract

本申请涉及航空发动机领域，为一种二元喷管扩张段控制机构，设于圆转方段与扩张调节片之间，包括作动筒安装座、液压作动筒和耳座，所述圆转方段外环面上设有支撑座，所述作动筒安装座设于支撑座靠近收敛调节片一端的端部，所述耳座设于扩张调节片上，所述液压作动筒的底部与作动筒安装座铰接配合，所述液压作动筒的活塞杆与耳座铰接配合。具有能够对扩张调节片进行稳定快速调节的技术效果。

Description

一种二元喷管扩张段控制机构
技术领域
本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种二元喷管扩张段控制机构。
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。
二元喷管扩张段的控制可以改变二元喷管扩张角和出口面积，使二元喷管内部气流进一步加速做功，从而提高发动机的推力；合适的扩张段控制机构还可以实现矢量推进，因此二元喷管扩张段控制机构的设计对发动机研制至关重要。传统的喷管控制机构主要是由作动筒、摇臂、连杆、调节片组成的四连杆机构或者是由作动筒、作动环、凸轮、调节片组成的运动机构；对于具有矢量偏转功能的二元矢量喷管，传统机构在大跨度调节时易出现机构超出外廓，无法满足使用需求的问题，为此，急需提出一种简洁的扩张调节片控制机构，以满足二元喷管的工程使用需求。
发明内容
本申请的目的是提供了一种二元喷管扩张段控制机构，以解决现有技术中扩张调节机构结构复杂的问题。
本申请的技术方案是：一种二元喷管扩张段控制机构设于圆转方段与扩张调节片之间，包括作动筒安装座、液压作动筒和耳座，所述圆转方段外环面上设有支撑座，所述作动筒安装座设于支撑座靠近收敛调节片一端的端部，所述耳座设于扩张调节片上，所述液压作动筒的底部与作动筒安装座铰接配合，所述液压作动筒的活塞杆与耳座铰接配合。
优选地，所述支撑座为环形中空三角筋，所述环形中空三角筋的宽度较小的一端与圆转方段的入口一端相连，所述环形中空三角筋的宽度较大的一端与圆转方段的出口一端相连。
优选地，所述环形中空三角筋与圆转方段通过螺栓连接。
优选地，所述作动筒安装座设于环形中空三角筋的端部边缘位置。
优选地，所述环形中空三角筋的外边缘直径从圆转方段的入口至出口逐渐增大。
一种二元隐身喷管，包括圆转方段、收敛调节片和扩张调节片，所述圆转方段与扩张调节片之间设有如权利要求1-5任一所述的扩张段控制机构。
优选地，所述圆转方段的宽高比小于5。
优选地，所述支撑座与收敛调节片之间设有收敛段控制机构，所述收敛段控制机构与扩张段控制机构间隔交错设置。
本申请的二元喷管扩张段控制机构，通过在圆转方段上设置环形中空三角筋，液压作动筒能够直接通过作动筒安装座和耳座实现环形中空三角筋和扩张调节片之间的连接，传动效率高，占用空间少，重量大幅减少。
通过将作动筒安装座设于环形中空三角筋端部的外边缘，以增大液压作动筒与扩张调节片的角度，保证对扩张调节片调节的效率。
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为本申请扩展段控制机构结构示意图；
图2为本申请二元喷管结构示意图。
1-圆转方段；2-收敛调节片；3-扩张调节片；4-作动筒安装座；5-液压作动筒；6-耳座；7-环形中空三角筋；8-收敛段；9-扩张段；10-外罩；11-支撑座。
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。
一种二元喷管扩张段控制机构，如图1所示，设于圆转方段1与扩张调节片3之间，圆转方段1、收敛调节片2和扩张调节片3依次连接，包括作动筒安装座4、液压作动筒5和耳座6。所述圆转方段1外环面上设有支撑座11，所述作动筒安装座4设于支撑座11靠近收敛调节片2一端的端部，所述耳座6设于扩张调节片3上，所述液压作动筒5的底部与作动筒安装座4铰接配合，所述液压作动筒5的活塞杆与耳座6铰接配合。
液压作动筒5与扩张调节片3上的耳座6直接连接，两者之间不设置传动机构，液压作动筒5上的动力能够通过耳座6直接施加在扩张调节片3上，传动的效率大幅增加。缩短了控制机构中传力的路线，提升了机构刚度。并且占用空间减少，扩张段9控制机构的重量减少，由于在每个扩张调节片3上均需设置一组扩展段控制机构，这样喷管的重量能够大幅减少。由于支撑座11设于圆转方段1上，即飞机内部，不会对喷管的性能造成影响。
优选地，支撑座11为环形中空三角筋7，环形中空三角筋7的宽度较小的一端与圆转方段1的入口一端相连，环形中空三角筋7的宽度较大的一端与圆转方段1的出口一端相连，实现稳定配合。
优选地，环形中空三角筋7与圆转方段1之间通过螺栓连接。采用螺栓连接能够两者之间的快速稳定连接。
优选地，作动筒安装座4设于环形中空三角筋7的端部边缘位置，作动筒安装座4与环形中空三角筋7的端部边缘位置相连，这样液压作动筒5与扩张调节片3之间的夹角更大，扩张调节片3能够调节的角度也就更大，调节也就更自由，以有效调节燃气的喷射角度。
优选地，环形中空三角筋7的外边缘直径从圆转方段1的入口至出口逐渐增大，这样环形中空三角筋7靠近作动筒安装座4的一端端部距离轴线更远，液压作动筒5与扩张调节片3的夹角进一步增大，扩张调节片3能够调节的范围更广。
作为一种具体实施方式，还包括一种二元隐身喷管，如图2所示，包括依次连接的圆转方段1、收敛段8、扩张段9、外罩10。扩张段9控制机构设于扩展段与外罩10之间。
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8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8的入口连通，收敛段8的出口与扩张段9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9至收敛段8的口径逐渐缩小，燃气依次进入到扩张段9与收敛段8时静压逐渐增大，再进入至扩张段9时口径逐渐增大，实现膨胀。该设置下能够保证燃气在达到扩张段9的出口处时获得较优良的膨胀性能。
优选地，圆转方段1的宽高比小于5。这样的小宽高比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，同时小宽高比的二元喷管的设计也有利用良好的气动性能的保持。
优选地，支撑座11与收敛调节片2之间设有收敛段8控制机构，收敛段8控制机构用于对收料调节片的角度进行调节，收敛段8控制机构与扩张段9控制机构间隔交错设置。
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 (8)

1.一种二元喷管扩张段控制机构，设于圆转方段(1)与扩张调节片(3)之间，其特征在于：包括作动筒安装座(4)、液压作动筒(5)和耳座(6)，所述圆转方段(1)外环面上设有支撑座(11)，所述作动筒安装座(4)设于支撑座(11)靠近收敛调节片(2)一端的端部，所述耳座(6)设于扩张调节片(3)上，所述液压作动筒(5)的底部与作动筒安装座(4)铰接配合，所述液压作动筒(5)的活塞杆与耳座(6)铰接配合。
2.如权利要求1所述的二元喷管扩张段控制机构，其特征在于：所述支撑座(11)为环形中空三角筋(7)，所述环形中空三角筋(7)的宽度较小的一端与圆转方段(1)的入口一端相连，所述环形中空三角筋(7)的宽度较大的一端与圆转方段(1)的出口一端相连。
3.如权利要求2所述的二元喷管扩张段控制机构，其特征在于：所述环形中空三角筋(7)与圆转方段(1)通过螺栓连接。
4.如权利要求2所述的二元喷管扩张段控制机构，其特征在于：所述作动筒安装座(4)设于环形中空三角筋(7)的端部边缘位置。
5.如权利要求4所述的二元喷管扩张段控制机构，其特征在于：所述环形中空三角筋(7)的外边缘直径从圆转方段(1)的入口至出口逐渐增大。
6.一种二元隐身喷管，其特征在于：包括圆转方段(1)、收敛调节片(2)和扩张调节片(3)，所述圆转方段(1)与扩张调节片(3)之间设有如权利要求1-5任一所述的扩张段控制机构。
7.如权利要求6所述的二元隐身喷管，其特征在于：所述圆转方段(1)的宽高比小于5。
8.如权利要求6所述的二元隐身喷管，其特征在于：所述支撑座(11)与收敛调节片(2)之间设有收敛段控制机构，所述收敛段控制机构与扩张段(9)控制机构间隔交错设置。
CN202110685716.XA 2021-06-21 2021-06-21 一种二元喷管扩张段控制机构 Active CN113374594B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110685716.XA CN113374594B (zh) 2021-06-21 2021-06-21 一种二元喷管扩张段控制机构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110685716.XA CN113374594B (zh) 2021-06-21 2021-06-21 一种二元喷管扩张段控制机构

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113374594A true CN113374594A (zh) 2021-09-10
CN113374594B CN113374594B (zh) 2022-12-20

Family

ID=77578037

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110685716.XA Active CN113374594B (zh) 2021-06-21 2021-06-21 一种二元喷管扩张段控制机构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113374594B (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114109647A (zh) * 2021-11-12 2022-03-01 中国航发沈阳发动机研究所 一种可调喷管外罩机构
CN114109645A (zh) * 2021-11-12 2022-03-01 中国航发沈阳发动机研究所 一种轴对称收扩喷管运动机构
CN114165816A (zh) * 2022-02-09 2022-03-11 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种发动机液压作动筒安装装置

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB894450A (en) * 1960-05-18 1962-04-18 Gen Electric Improvements in converging-diverging jet propulsion nozzle
US3386658A (en) * 1965-12-08 1968-06-04 Usa Convergent-divergent jet exhaust nozzle for supersonic aircraft
US6378781B1 (en) * 1999-05-13 2002-04-30 Industria De Turbo Propulsores S.A. Exit area control mechanism for convergent divergent nozzles
CN203335274U (zh) * 2013-07-11 2013-12-11 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种方环连杆式二元喷管收敛段控制机构
CN109356747A (zh) * 2018-12-13 2019-02-19 西安航天动力研究所 一种喉径可调的冲压发动机喷管
CN112412654A (zh) * 2020-11-05 2021-02-26 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种螺杆调节式二元矢量喷管结构及调节方法
CN112502852A (zh) * 2020-12-01 2021-03-16 中国航发沈阳发动机研究所 一种可实现滚转功能的二元矢量喷管
CN112761813A (zh) * 2021-01-15 2021-05-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机喷管调节机构

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB894450A (en) * 1960-05-18 1962-04-18 Gen Electric Improvements in converging-diverging jet propulsion nozzle
US3386658A (en) * 1965-12-08 1968-06-04 Usa Convergent-divergent jet exhaust nozzle for supersonic aircraft
US6378781B1 (en) * 1999-05-13 2002-04-30 Industria De Turbo Propulsores S.A. Exit area control mechanism for convergent divergent nozzles
CN203335274U (zh) * 2013-07-11 2013-12-11 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种方环连杆式二元喷管收敛段控制机构
CN109356747A (zh) * 2018-12-13 2019-02-19 西安航天动力研究所 一种喉径可调的冲压发动机喷管
CN112412654A (zh) * 2020-11-05 2021-02-26 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种螺杆调节式二元矢量喷管结构及调节方法
CN112502852A (zh) * 2020-12-01 2021-03-16 中国航发沈阳发动机研究所 一种可实现滚转功能的二元矢量喷管
CN112761813A (zh) * 2021-01-15 2021-05-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机喷管调节机构

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
施小娟等: "二元收扩喷管设计参数对气动性能影响的数值研究", 《航空动力学报》 *
李克新等: "二元喉道倾斜矢量喷管调节方法", 《推进技术》 *

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114109647A (zh) * 2021-11-12 2022-03-01 中国航发沈阳发动机研究所 一种可调喷管外罩机构
CN114109645A (zh) * 2021-11-12 2022-03-01 中国航发沈阳发动机研究所 一种轴对称收扩喷管运动机构
CN114109647B (zh) * 2021-11-12 2023-02-28 中国航发沈阳发动机研究所 一种可调喷管外罩机构
CN114109645B (zh) * 2021-11-12 2023-12-19 中国航发沈阳发动机研究所 一种轴对称收扩喷管运动机构
CN114165816A (zh) * 2022-02-09 2022-03-11 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种发动机液压作动筒安装装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN113374594B (zh) 2022-12-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN113374594B (zh) 一种二元喷管扩张段控制机构
CN110284994B (zh) 一种基于喉道偏移式气动矢量喷管的并联式推力矢量排气系统
CN203335275U (zh) 一种二元引射矢量喷管
US8579584B2 (en) Turbofan jet engine
CN111577480A (zh) 一种适用于自适应发动机的低可探测一体化喷管
CN113915027B (zh) 一种带偏航功能的圆转方二元矢量喷管
CN114251188B (zh) 一种基于自适应变循环发动机的喷管结构及其操作方法
CN105201685A (zh) 一种具有矢量偏转功能的s弯二元喷管
CN108590884B (zh) 一种基于导流板的垂直起降型喉道偏移式气动矢量喷管
CN114017198A (zh) 一种轴对称收扩喷管
WO2020134005A1 (zh) 具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管
CN112682219B (zh) 一种基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机
CN110671231B (zh) 一种具有前置扰流片的喉道偏移式气动矢量喷管
WO2017121115A1 (zh) 尾舵式矢量发动机
CN114109645B (zh) 一种轴对称收扩喷管运动机构
CN110985232A (zh) 一种航空发动机尾喷管
CN112443422B (zh) 基于准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管的旋转垂直起降喷管及其设计方法
CN113090411B (zh) 一种带扰流肋-气膜冷却结构的三涵道s弯喷管
CN117028059A (zh) 基于变循环发动机的分开排气喉道偏移式气动矢量喷管
CN114109648B (zh) 一种可调喷管外罩机构
CN214533288U (zh) 一种固体火箭发动机的分段长尾喷管结构
CN205592035U (zh) 组合循环发动机
CN211975175U (zh) 一种带环向自适应引流管的三维内转进气道
CN112682218B (zh) 一种基于环形增压中心体混合段合流火箭冲压宽速域发动机
CN212318176U (zh) 一种基于多边膨胀喷管的四通道组合发动机共用尾喷管

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant