CN114013669B - 一种可实现短时强红外隐身的航空发动机 - Google Patents

一种可实现短时强红外隐身的航空发动机 Download PDF

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Abstract

本申请涉及航空发动机领域，一种可实现短时强红外隐身的航空发动机，设置超临界冷却装置，超临界冷却介质输送到加力锥体内对发动机后端的高热部件进行冷却的同时，对发动机后端的红外辐射信号进行有效地遮挡；在二元喷管的扩张段设置红外信号遮挡装置，具体为设于侧壁隔热屏上的第一侧壁上，第一侧壁板上设置与侧壁隔热屏内部连通的冷却介质引气孔，在第一侧壁板的另一侧设置能够接入超临界冷却介质的第一冷却管；在每组收扩调节片的外侧侧壁均设有与收扩调节片相互连通的V形喷射管，两个侧壁隔热屏和两个收扩隔热屏组合成矩形环结构对高温尾气形成360°无死角的超临界冷却介质气幕，对发动机红外辐射信号进行全面遮挡。

Description

一种可实现短时强红外隐身的航空发动机
技术领域
本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种可实现短时强红外隐身的航空发动机。
背景技术
随着新一代先进战斗机对航空发动机隐身要求的不断提高，发动机后向红外隐身性能是飞机总体隐身指标实现的关键因素，且发动机热端部件和尾喷流等产生的红外辐射信号占飞机尾向红外辐射信号90%以上，目前发动机后体提升红外隐身能力的常规隐身措施如采用冷却气壁面冷却及涂敷红外隐身材料在飞机进入威胁区时无法短时间规避敌方红外制导导弹的追踪，且随着发动机热负荷及排气温度的升高，有限冷气量无法对高温部件进行全程冷却，目前无有效降低尾喷流红外辐射特性的隐身措施，发动机红外辐射特性降幅水平有限，无法实现飞机在高威胁区短时规避敌方红外制导导弹的追踪，隐身性能差，迫切需要提出一种具有主动对抗能力可实现短时强红外隐身的航空发动机。
发明内容
本申请的目的是提供了一种可实现短时强红外隐身的航空发动机，以解决现有技术中航空发动机无法对高温部件进行全程冷却而导致红外隐身性能较差的问题。
本申请的技术方案是：一种可实现短时强红外隐身的航空发动机，包括涡轮外涵组件、内涵燃气组件和二元喷管，所述涡轮外涵组件设于内涵燃气组件的外侧，所述二元喷管设于涡轮外涵组件和内燃燃气组件的出口端，所述内涵燃气组件包括与航空发动机中心线同轴设置的加力锥体，所述二元喷管包括圆转方、收敛段和扩张段，所述涡轮外涵组件与内涵燃气组件之间设有超临界介质冷却装置，超临界介质冷却装置能够将超临界冷却介质输送至加力锥体内，加力锥体上开设有能够使得超临界冷却介质流出的冷却孔；所述扩张段包括两组对应设置的收扩调节片、两组对应设置的侧壁隔热屏，每组侧壁隔热屏的外侧均设有第一侧壁板，第一侧壁板一侧侧壁上开设有与侧壁隔热屏内部连通的冷却介质引气孔、另一侧侧壁上设有能够接入超临界冷却介质的第一冷却管，收扩调节片的内侧为收扩隔热屏；每组收扩调节片的外侧侧壁均设有与收扩调节片相互连通的V形喷射管，V形喷射管上设有能够接入超临界冷却介质的第二冷却管。
优选地，收扩调节片的端部呈V形结构，V形喷射管沿着收扩调节片的端部设置并同样形成V形结构，V形喷射管的侧壁上沿着轴线方向开设有能够水平喷出的喷射孔。
优选地，侧壁隔热屏、第一侧壁板的上下壁面均为圆弧面，并且侧壁隔热屏、第一侧壁板的宽度从前端至后端逐渐减小。
优选地，第一侧壁板的后端设有第二侧壁板，第二侧壁板的厚度与第一侧壁板、侧壁隔热屏的宽度相同，第二侧壁板的上下壁面为与圆弧面平滑过渡的平面，并且第二侧壁板的上下壁面在顶端交汇。
优选地，第二侧壁板内部为空腔结构，第二侧壁板的外侧侧壁上设有能够接入超临界冷却介质的第三冷却管，第二侧壁板的内侧设有与第二侧壁板内部连通的气膜冷却孔。
优选地，第一侧壁板、侧壁隔热屏的后端均开设有V形开口，第二侧壁板上设有V形的凸起并且凸起与第一侧壁板和侧壁隔热屏固定连接。
优选地，第一侧壁板上的冷却介质引气孔与侧壁隔热屏上的气膜冷却孔的排布对应相同。
优选地，两组收扩调节片均设于侧壁隔热屏的中间位置并上下对应设置，收扩调节片和V形喷射管在常态下水平设置，侧壁隔热屏上的气膜冷却孔沿着收扩调节片水平状态时的内侧边水平排布。
优选地，所述超临界冷却介质为CO2或液氮。
本申请的一种可实现短时强红外隐身的航空发动机，设置超临界冷却装置，超临界冷却介质输送到加力锥体内对发动机后端的高热部件进行冷却的同时，对发动机后端的红外辐射信号进行有效地遮挡；在二元喷管的扩张段设置红外信号遮挡装置，具体为设于侧壁隔热屏上的第一侧壁上，第一侧壁板上设置与侧壁隔热屏内部连通的冷却介质引气孔，在第一侧壁板的另一侧设置能够接入超临界冷却介质的第一冷却管；在每组收扩调节片的外侧侧壁均设有与收扩调节片相互连通的V形喷射管，在V形喷射管上设有能够接入超临界冷却介质的第二冷却管，两个侧壁隔热屏和两个收扩隔热屏组合成矩形环结构对高温尾气形成360°无死角的超临界冷却介质气幕，对发动机红外辐射信号进行全面遮挡。
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为本申请整体结构示意图；
图2为本申请轴测结构示意图；
图3为本申请后视图；
图4为本申请第一侧壁板结构示意图；
图5位本申请侧壁隔热屏结构示意图。
1、涡轮外涵筒体；2、L环形喷射管；3、引气管；4、涡轮支板；5、混合器；6、加力锥体；7、火焰稳定器；8、加力筒体；9、加力隔热屏；10、圆转方；11、圆转方隔热屏；12、第一侧壁板；13、侧壁隔热屏；14、收扩调节片；15、收扩隔热屏；16、第二侧壁板；17、V形喷射管；19、第三冷却管；18、第一冷却管。
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。
一种可实现短时强红外隐身的航空发动机，包括涡轮外涵组件、内涵燃气组件和二元喷管，涡轮外涵组件设于内涵燃气组件的外侧，二元喷管设于涡轮外涵组件和内燃燃气组件的出口端。
本发明中所说的前方为高温燃气和外涵冷却气的气体来流方向、后方为高温燃气和外涵冷却气的流向方向。
如图1-3所示，涡轮外涵组件包括从前至后依次螺栓连接的涡轮外涵筒体1、加力筒体8，并且涡轮外涵筒体1、加力筒体8均沿着航空发动机中心线（以下简称中轴线）同轴设置；内涵燃气组件包括同轴设置的涡轮支板4、混合器5、加力锥体6、火焰稳定器7、加力隔热屏9，涡轮支板4固定连接与加力锥体6上，混合器5设于加力锥体6的外侧并与涡轮支板4相连，外涵冷却气在混合器5处与高温燃气混合对火焰稳定器7进行冷却，加力隔热屏9与混合器5相连并设于加力筒体8的内侧，火焰稳定器7同轴设于加力锥体6的后方。
二元喷管包括圆转方10、收敛段和扩张段，圆转方10与加力筒体8、加力隔热屏9相连，收敛段与圆转方10相连，扩张段设于航空发动机的最后方并与收敛段相连，圆转方10、收敛段和扩张段均为双层结构，圆转方10的内侧为用于隔绝高温尾气的圆转方隔热屏11，内部形成供外涵冷却气流通的通道。
外涵气流冷却通道由涡轮外涵筒体1、涡轮支板4、混合器5、加力筒体8、加力隔热屏9、圆转方10、收敛段和扩张段组成；高温燃气通道由涡轮支板4、混合器5、加力锥体6、火焰稳定器7、加力隔热屏9、圆转方10、收敛段和扩张段组成。
涡轮外涵组件与内涵燃气组件之间设有超临界介质冷却装置，超临界介质冷却装置包括L环形喷射管2和引气管3，L环形喷射管2与超临界介质输出装置相连，引气管3与L环形喷射管2相连，并且引气管3固定在涡轮支板4上，涡轮支板4上开设有与引气管3连通的通道，加力锥体6上开设有与涡轮支板4内部通道连通的冷却槽。
扩张段包括两组对应设置的收扩调节片14、两组对应设置的侧壁隔热屏13，每组侧壁隔热屏13的外侧均设有第一侧壁板12，第一侧壁板12一侧侧壁上开设有与侧壁隔热屏13内部连通的冷却介质引气孔、另一侧侧壁上设有能够接入超临界冷却介质的第一冷却管19，收扩调节片14的内侧为收扩隔热屏15；
每组收扩调节片14的外侧侧壁均设有与收扩调节片14相互连通的V形喷射管17，V形喷射管17上设有能够接入超临界冷却介质的第二冷却管。
对发动机后向进行冷却时，外涵冷却气通过换热或对流对外涵气流冷却通道内侧的涡轮支板4的外环面、混合器5的外环面和加力隔热屏9进行冷却，外涵冷却气在混合器5处与高温燃气混合对火焰稳定器7进行有效冷却。超临界冷却介质从L环形喷射管2内进入，而后通过引气管3进入到涡轮支板4的通道内对涡轮支板4进行冷却，而后超临界冷却介质进入到加力锥体6内对加力锥体6进行冷却，对加力锥体6冷却后的超临界冷却介质从加力锥体6上的冷却孔流出，对火焰稳定器7进行冷却，实现了对高温燃气通道内的所有高温部件的冷却。
进入高温燃气通道内的超临界冷却介质跟随高温燃气进行流动，在到达二元喷管区域时结合外涵冷却气对圆转方10、收敛段和扩张段进行进一步的冷却，高温燃气在燃烧后形成高温尾气并到达扩张段处。
超临界冷却介质从第一侧壁板12上的第一冷却管19进入到第一侧壁板12和侧壁隔热屏13内、从V形喷射管17上的第二冷却管进入到收扩调节片14内。进入到侧壁隔热屏13内的超临界冷却介质与外涵冷却气混合，能够以较小的冷却用量对侧壁隔热屏13的内壁面进行更高效的冷却；进入到收扩调节片14内的超临界冷却介质与外涵冷却气混合，能够以较小的冷却用量对收扩隔热屏15的内壁面进行更高效的冷却。
本发明实现了对红外辐射的全面遮挡和全程冷却，由于超临界冷却介质为相变冷却介质，其红外辐射遮挡能力强，发动机后向的高温燃气在超临界冷却介质的冷却下，红外辐射信号有效降低；两个侧壁隔热屏13和两个收扩隔热屏15组合成矩形环结构对高温尾气形成360°无死角的超临界冷却介质气幕，进行高效冷却的同时对红外辐射信号进行有效的遮挡，有效抑制了尾喷流的红外辐射信号，有利于飞机和发动机高隐身能力实现，弥补了常规红外隐身措施的不足，对我国发动机红外隐身能力和飞机生存力的提升具有重要意义。
同时还能够实现对航空发动机红外辐射遮挡的闭环控制，由于航空发动机具有不同的工作状态，在不同的工作状态下冷却的需求量是不同的，同时超临界冷却介质的喷出量能够由超临界介质输出设备进行精准控制，输出量较少时，红外辐射的遮挡效率较低；输出量较大时，红外辐射的遮挡效率较高；对于航空发动机不同的工作状态，可以通过向超临界介质输出设备中及时发出不同的控制信号，超临界介质输出设备能够接收该信号对输出量进行调整，使得输出的超临界冷却介质的用量正好适用于当前的航空发动机工作状态，使得航空发动机在不同状态下均能够获得较高的红外隐身能力。
同时还能够具备较高的冷却质量，由于超临界冷却介质的冷却效率较高，通过较小的流量对发动机进行更大效率的冷却，同时针对航空发动机的不同工作状态，通过改变超临界冷却介质的流量能够对发动机不同的状态均具有较高的冷却效率与质量。
优选地，收扩调节片14的端部呈V形结构，V形喷射管17沿着收扩调节片14的端部设置并同样形成V形结构，V形喷射管17的侧壁上沿着轴线方向开设有能够水平喷出的喷射孔。通过将V形喷射管17设置成V形，提高了V形喷射管17的通道长度，超临界冷却介质的冷气流量更大，同时收扩调节片14和V形喷射管17的雷达隐身效果较高，通过设置能够水平喷出的喷射孔，进入到V形喷射管17内的超临界冷却介质一部分从喷射孔内水平喷出，形成更大的气幕对二元喷管的高温尾气发出的红外辐射信号进行更有效的遮挡。
优选地，侧壁隔热屏13、第一侧壁板12的上下壁面均为圆弧面，并且侧壁隔热屏13、第一侧壁板12的宽度从前端至后端逐渐减小。通过将侧壁隔热屏13、第一侧壁板12设置成向扩张段的后方逐渐缩小的圆弧面，能够有效地提高第一侧壁板12和侧壁隔热屏13的雷达隐身性能。
优选地，第一侧壁板12的后端设有第二侧壁板16，第二侧壁板16的厚度与第一侧壁板12、侧壁隔热屏13的宽度相同，第二侧壁板16的上下壁面为与圆弧面平滑过渡的平面，并且第二侧壁板16的上下壁面在顶端交汇。通过设置第二侧壁板16使得扩张段的后方形成一个尖端，从而更好地保证扩张段后端部的隐身能力。
优选地，第二侧壁板16内部为空腔结构，第二侧壁板16的外侧侧壁上设有能够接入超临界冷却介质的第三冷却管18，第二侧壁板16的内侧设有与第二侧壁板16内部连通的气膜冷却孔，第三冷却管18通过引入超临界冷却介质，而后通过气膜冷却孔将超临界冷却介质向高温尾气喷出，对高温尾气的红外辐射信号进行更有效的遮挡，红外隐身性能提高。
优选地，第一侧壁板12、侧壁隔热屏13的后端均开设有V形开口，第二侧壁板16上设有V形的凸起并且凸起与第一侧壁板12和侧壁隔热屏13固定连接，这样第二侧壁板16与第一侧壁板12、侧壁隔热屏13的接触面积较大，三者之间的固定更为稳定。
如图4、图5所示，优选地，第一侧壁板12上的冷却介质引气孔与侧壁隔热屏13上的气膜冷却孔的排布对应相同，在第一侧壁板12内接入超临界冷却介质后，通过相同方式排布的气膜冷却孔能够使得超临界冷却介质能够更加方便地穿过侧壁隔热屏13并从侧壁隔热屏13上的气膜冷却孔喷出。
优选地，两组收扩调节片14均设于侧壁隔热屏13的中间位置并上下对应设置，上部的收扩调节片14设于侧壁隔热屏13的中上位置，下部的收扩调节片14摄于侧壁隔热屏13的中下位置，这样第一侧壁板12能够对收扩调节片14进行有效地遮挡，提升雷达隐身性能；收扩调节片14和V形喷射管17在常态下水平设置，侧壁隔热屏13上的气膜冷却孔沿着收扩调节片14水平状态时的内侧边水平排布，使得侧壁隔热屏13上的气膜冷却孔能够与收扩调节片14更好地配合以能够对高温尾气有效地冷却。
优选地，超临界冷却介质为CO2或液氮，使用时可以选择合适的超临界冷却介质进行红外辐射信号的遮挡。
以上，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权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种可实现短时强红外隐身的航空发动机，包括涡轮外涵组件、内涵燃气组件和二元喷管，所述涡轮外涵组件设于内涵燃气组件的外侧，所述二元喷管设于涡轮外涵组件和内燃燃气组件的出口端，所述内涵燃气组件包括与航空发动机中心线同轴设置的加力锥体(6)，所述二元喷管包括圆转方(10)、收敛段和扩张段，其特征在于：
所述涡轮外涵组件与内涵燃气组件之间设有超临界介质冷却装置，所述超临界介质冷却装置能够将超临界冷却介质输送至加力锥体(6)内，所述加力锥体(6)上开设有能够使得超临界冷却介质流出的冷却孔；
所述扩张段包括两组对应设置的收扩调节片(14)、两组对应设置的侧壁隔热屏(13)，每组侧壁隔热屏(13)的外侧均设有第一侧壁板(12)，第一侧壁板(12)一侧侧壁上开设有与侧壁隔热屏(13)内部连通的冷却介质引气孔、另一侧侧壁上设有能够接入超临界冷却介质的第一冷却管(19)，收扩调节片(14)的内侧为收扩隔热屏(15)；
每组收扩调节片(14)的外侧侧壁均设有与收扩调节片(14)相互连通的V形喷射管(17)，V形喷射管(17)上设有能够接入超临界冷却介质的第二冷却管；
第一侧壁板(12)上的冷却介质引气孔与侧壁隔热屏(13)上的气膜冷却孔的排布对应相同；
两组收扩调节片(14)均设于侧壁隔热屏(13)的中间位置并上下对应设置，收扩调节片(14)和V形喷射管(17)在常态下水平设置，侧壁隔热屏(13)上的气膜冷却孔沿着收扩调节片(14)水平状态时的内侧边水平排布；
侧壁隔热屏(13)、第一侧壁板(12)的上下壁面均为圆弧面，并且侧壁隔热屏(13)、第一侧壁板(12)的宽度从前端至后端逐渐减小；
第一侧壁板(12)的后端设有第二侧壁板(16)，第二侧壁板(16)的厚度与第一侧壁板(12)、侧壁隔热屏(13)的宽度相同，第二侧壁板(16)的上下壁面为与圆弧面平滑过渡的平面，并且第二侧壁板(16)的上下壁面在顶端交汇；
第二侧壁板(16)内部为空腔结构，第二侧壁板(16)的外侧侧壁上设有能够接入超临界冷却介质的第三冷却管(18)，第二侧壁板(16)的内侧设有与第二侧壁板(16)内部连通的气膜冷却孔。
2.如权利要求1的可实现短时强红外隐身的航空发动机，其特征在于：收扩调节片(14)的端部呈V形结构，V形喷射管(17)沿着收扩调节片(14)的端部设置并同样形成V形结构，V形喷射管(17)的侧壁上沿着轴线方向开设有能够水平喷出的喷射孔。
3.如权利要求1的可实现短时强红外隐身的航空发动机，其特征在于：第一侧壁板(12)、侧壁隔热屏(13)的后端均开设有V形开口，第二侧壁板(16)上设有V形的凸起并且凸起与第一侧壁板(12)和侧壁隔热屏(13)固定连接。
4.如权利要求1的可实现短时强红外隐身的航空发动机，其特征在于：所述超临界冷却介质为CO2或液氮。
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