CN114017203B - 一种喷管及飞机后体狭缝排气冷却装置 - Google Patents

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Abstract

本申请属于发动机设计技术领域，具体涉及一种喷管及飞机后体狭缝排气冷却装置。该装置包括与发动机外涵连通的集气腔，集气腔位于喷管侧壁及喉道调节片的内外壁面之间，集气腔在喷管侧壁后端设置有侧壁排气狭缝(1)，侧壁排气狭缝(1)安置于飞机后体或尾锥(3)的前侧，侧壁排气狭缝(1)的排气与喷管喷流方向大致平行；集气腔在喷管的喉道调节片的扩张段内壁面设置有扩张段排气狭缝(5)，扩张段排气狭缝(5)的排气与喷管扩张段调节片近壁面的气流流动方向大致平行。本申请提高了冷却机构整体强度，降低了加工难度和加工成本，对喷管及飞机后体的冷却范围更大、效果更佳，同时可以更好的提升飞机后向的雷达隐身和红外隐身效果。

Description

一种喷管及飞机后体狭缝排气冷却装置
技术领域
本申请属于发动机设计技术领域，具体涉及一种喷管及飞机后体狭缝排气冷却装置。
背景技术
采用二元推力矢量喷管、单边膨胀喷管等矩形喷管后，飞机普遍采用尖尾椎结构，使飞机整体符合超音速面积率、降低后体压差阻力的要求，并在尾椎内普遍容纳减速伞、后向探测等设备。由于尾椎内会容纳重要设备，且表面大量采用复合材料并喷涂隐身涂层，复合材料与隐身涂料的耐温性较差，因而对飞机后体的热防护能力提出了较高的要求。
传统的壁面冷却的主要方式是气膜冷却，即在发动机喷管的隔热屏上均布成百上千的冷却气排气孔，通过冷却气形成低温气膜达到冷却壁面、降低红外辐射的目的。
传统气膜冷却存在以下缺陷：
1)发动机喷管侧壁隔热屏大量开孔会大幅提高喷管的雷达反射强度，降低二元喷管的隐身效果，同时隔热屏表面大量开孔，会降低隔热屏的强度，并且隔热屏内外压差产生的气动应力和高温喷流产生的热应力会集中于开孔位置，容易造成隔热屏损坏，而为满足隔热屏强度需要，就必须增大隔热屏厚度，提高喷管重量；
2)在隔热屏上大量开孔，工艺流程复杂，会增加加工难度和加工成本，且对材料的性能和可加工性要求较高，可用材料的备选范围小；
3)气膜冷却中冷气入射角度无法与壁面平行射入，与高温喷流的掺混效果较强，壁面不容易完全被冷气覆盖，冷却效果差。
发明内容
为了解决上述问题，本申请基于喷管及后体平行排气冷却的方式，提出一种喷管及飞机后体狭缝排气冷却装置，主要包括与发动机外涵连通的集气腔，所述集气腔位于喷管侧壁及喉道调节片的内外壁面之间，所述集气腔在喷管侧壁后端设置有侧壁排气狭缝，所述侧壁排气狭缝安置于飞机后体或尾锥的前侧，侧壁排气狭缝的排气与喷管喷流方向大致平行；所述集气腔在喷管的喉道调节片的扩张段内壁面设置有扩张段排气狭缝，扩张段排气狭缝的排气与喷管扩张段调节片近壁面的气流流动方向大致平行。
优选的是，所述发动机外涵与所述集气腔之间设置有流量控制阀。
优选的是，所述侧壁排气狭缝内置有格栅。
优选的是，所述扩张段排气狭缝位于扩张段上，且距喷管喉道的高压区后方设定距离。
优选的是，所述扩张段排气狭缝由多个拱形壁面分割成若干喷气口。
优选的是，所述扩张段排气狭缝包括多个，多个扩张段排气狭缝沿尾喷流方向在喷管扩张段上设置并排设置。
本申请的关键点在于：
本申请采用平行排气冷却可以避免在喷管表面大量开孔，从而提升二元喷管的隐身效果，隔热屏结构表面光滑完整，有利于提高结构强度，同时降低隔热屏表面承受的气动应力和热应力；
本申请狭缝排气冷却的隔热屏表面无需开孔，加工难度及加工成本降低，材料可选范围大；
本申请狭缝排气冷却的冷却气流动方向与喷管喷流方向平行，与高温热流掺混效率低，低温气膜的保护范围更大，距离更长，从而能够避免飞机后体被高温喷流烧蚀。
本申请的优点在于：
提高了冷却机构整体强度，降低了加工难度和加工成本，对喷管及飞机后体的冷却范围更大、效果更佳，同时可以更好的提升飞机后向的雷达隐身和红外隐身效果。
附图说明
图1为本申请喷管及飞机后体结构示意图。
图2为本申请喷管及飞机后体狭缝排气冷却装置的侧壁排气狭缝结构示意图。
图3为本申请喷管及飞机后体狭缝排气冷却装置的扩张段排气狭缝结构示意图。
图4为本申请图3所示实施例的拱形壁面结构示意图。
图5为本申请喷管及飞机后体狭缝排气冷却装置的流量控制阀结构示意图。
其中，1-侧壁排气狭缝，2-流量控制阀，3-飞机后体或尾锥，4-扩张段，5-扩张段排气狭缝，6-拱形壁面。
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方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
本申请提供了一种喷管及飞机后体狭缝排气冷却装置，如图1-图5所示，包括与发动机外涵连通的集气腔，所述集气腔位于喷管侧壁及喉道调节片的内外壁面之间，所述集气腔在喷管侧壁后端设置有侧壁排气狭缝1，所述侧壁排气狭缝1安置于飞机后体或尾锥3的前侧，侧壁排气狭缝1的排气与喷管喷流方向大致平行；所述集气腔在喷管的喉道调节片的扩张段4内壁面设置有扩张段排气狭缝5，扩张段排气狭缝5的排气与喷管扩张段调节片近壁面的气流流动方向大致平行。
如图1及图2所示，侧壁排气狭缝1根据二元推力矢量喷管4(或其他类型矩形喷管)的冷却需要，安置于飞机后体/尾锥3等需要冷却气保护的部件之前，飞机后体/尾锥3是飞机结构而非发动机结构，一般出于结构紧凑、后体减阻等需要会与发动机壁面结构融合。侧壁排气狭缝1的排气与喷流方向平行，可内置隔栅，做为支撑结构同时起到整流作用，保证排出的高速冷却气接近层流，降低与高温喷流的掺混效率、增大冷却气保护范围，提高冷却气利用率。
如图3及图4所示，实现喷管扩张段平行排气冷却的结构主要是扩张段排气狭缝5和拱形壁面6。扩张段排气狭缝5置于喷管喉道后方一段距离，避开喉道高压区。冷却气从扩张段排气狭缝5排出时，气流的流动方向与喷管扩张段调节片近壁面的气流流动方向平行，冷却气主要在拱形壁面6结构之间的沟槽流动，一方面通过斗拱造型提高了壁面的强度，另一方面作为流道壁面，抑制冷却气在扩张段表面的展向流动，提高冷却气的利用率。
在一些可选实施方式中，所述扩张段排气狭缝5包括多个，多个扩张段排气狭缝5沿尾喷流方向在喷管扩张段上设置并排设置。通过多排扩张段排气狭缝5提高机体冷却效率。
在一些可选实施方式中，所述发动机外涵与所述集气腔之间设置有流量控制阀2。流量控制阀2主要用于控制冷却气流量和排气速度，在发动机工作转速较低、喷流温度较低时，可关闭流量控制阀2以提高发动机整机性能和工作效率；当发动机工作转速高、喷流温度较高时，流量控制阀2完全打开，以满足喷管冷却以及保护飞机后体结构的需要。
流量控制阀2布置在喷管侧壁，外涵气体通过流量控制阀2后，继续向后流动，直至在侧壁排气狭缝1排出，喷管调节片的根部通常通过转轴连接至喷管侧壁，流过流量控制阀2的外涵气体因此可以通过转轴进入调节片内部，再继续流动至扩张段，然后经扩张段排气狭缝5排出。
与广泛采用气膜冷却方案相比，本申请可提高冷却机构整体强度，降低加工难度和加工成本，对喷管及飞机后体的冷却范围更大、效果更佳，同时可以更好的提升飞机后向的雷达隐身和红外隐身效果。
虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施方案对本申请作了详尽的描述，但在本申请基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本申请精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本申请要求保护的范围。

Claims (3)

1.一种设置于喷管及飞机后体狭缝处排气冷却装置，其特征在于，包括与发动机外涵连通的集气腔，所述集气腔位于喷管侧壁及喉道调节片的内外壁面之间，所述集气腔在喷管侧壁后端设置有侧壁排气狭缝(1)，所述侧壁排气狭缝(1)安置于飞机后体或尾锥(3)的前侧，侧壁排气狭缝(1)的排气与喷管喷流方向大致平行；所述集气腔在喷管的喉道调节片的扩张段(4)内壁面设置有扩张段排气狭缝(5)，扩张段排气狭缝(5)的排气与喷管扩张段调节片近壁面的气流流动方向大致平行；
其中，所述扩张段排气狭缝(5)位于扩张段上，且距喷管喉道的高压区后方设定距离，所述扩张段排气狭缝(5)由多个拱形壁面(6)分割成若干喷气口，所述扩张段排气狭缝(5)包括多个，多个扩张段排气狭缝(5)沿尾喷流方向在喷管扩张段上并排设置。
2.如权利要求1所述的设置于喷管及飞机后体狭缝处排气冷却装置，其特征在于，所述发动机外涵与所述集气腔之间设置有流量控制阀(2)。
3.如权利要求1所述的设置于喷管及飞机后体狭缝处排气冷却装置，其特征在于，所述侧壁排气狭缝(1)内置有格栅。
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