CN114776462A - 一种喉道可调单边膨胀喷管 - Google Patents

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徐速
赵春生
朱健
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Abstract

本申请属于航空航天技术，特别涉及一种喉道可调单边膨胀喷管，其包括位于前端的固定流道板；与固定流道板后端表面滑动连接的调节流道板；安装于固定流道板上的驱动元件，驱动元件通过连杆与调节流道板铰接；实现喉道可调节，调节方式可以是单自由度的铰接，可以是互动连接，也可以是圆柱副的形式，实现喷管对前方部件的有效遮挡，也能满足高马赫数飞行需求。

Description

一种喉道可调单边膨胀喷管
技术领域
本申请属于航空航天技术，特别涉及一种喉道可调单边膨胀喷管。
背景技术
随着航空航天技术的发展，航空发动机需要实现的功能越来越多，需要匹配的喷管形式也越来越多，例如超高音速飞行能力和高隐身能力等逐渐凸显，需要兼具功能的喷管。传统的单边膨胀喷管可满足大马赫数飞行功能需求，但由于不能实现对前方部件的有效遮挡，导致其隐身能力相对较弱；而传统的S弯喷管可能够实现对前方部件的有效遮挡，但S弯一般在筒体段，导致喷管外廓很大，同时重量较大，直接影响发动机推重比等指标要求。为此，需要设计一种具有喉道面积调节功能以实现高马赫数飞行需求，同时兼具高隐身能力和外廓尺寸小、结构简单可靠的新型单边膨胀喷管。
现有单边膨胀喷管可满足大马赫数飞行功能需求，但由于不能实现对前方部件的有效遮挡，导致其隐身能力相对较弱；而S弯喷管虽可实现对前方部件的有效遮挡，但导致喷管外廓很大，重量较大。
发明内容
为了解决上述问题，本申请提供了一种喉道可调单边膨胀喷管，包括上部，下部以及两侧，上部，下部分别具有相互错开的凸起，用于对发动机出口的有效遮挡，所述上部包括：
位于前端的固定流道板；
与固定流道板后端表面滑动连接的调节流道板；
安装于固定流道板上的驱动元件，驱动元件通过连杆与调节流道板铰接；
调节流道板具有向下的凸起，下部具有向上的凸起，所述向上的凸起位于所述向下的凸起之前。
优选的是，所述表面滑动连接位于喉道处。
优选的是，所述表面滑动连接具体为：固定流道板的后端与调节流道板的前端均具有相同曲率的圆弧型面，固定流道板与调节流道板通过所述圆弧型面搭接。
优选的是，所述表面滑动连接具体为：固定流道板的后端具有第一圆弧型面，调节流道板的前端具有第二圆弧型面，所述第一圆弧型面的曲率小于所述第二圆弧型面的曲率，调节流道板通过第二圆弧型面搭接在第一圆弧型面上与固定流道板表面滑动连接。
优选的是，所述表面滑动连接具体为：固定流道板的后端与调节流道板的前端均具有弯折的平面，固定流道板与调节流道板通过所述弯折的平面搭接。
优选的是，固定流道板的内侧等间距安装有与固定流道板等型面的固定流道板隔热屏，调节流道板的内侧等间距安装有与调节流道板等型面的调节流道板隔热屏，调节流道板与调节流道板隔热屏后端固定连接，固定流道板隔热屏与调节流道板隔热屏通过所述表面滑动连接。
优选的是，调节流道板的两侧具有凸台，所述喉道可调单边膨胀喷管的两侧具有容纳所述凸台的滑槽。
优选的是，所述下部具有S弯内流道板，S弯内流道板的内侧等距安装与内流道板相同型面的S弯内流道板隔热屏。
优选的是，所述两侧具有侧壁板，所述侧壁板为中空结构。
优选的是，调节流道板的后端外侧固定连接有外整流板；所述下部最外侧安装有平直的单边外整流板。
本申请的优点包括：实现喉道可调节，调节方式可以是单自由度的铰接，可以是互动连接，也可以是圆柱副的形式，实现喷管对前方部件的有效遮挡，也能满足高马赫数飞行需求。
附图说明
图1一种喉道可调单边膨胀喷管主视图；
图2一种喉道可调单边膨胀喷管正等侧剖视图；
图3一种喉道可调单边膨胀喷管小喷口状态剖视图；
图4一种喉道可调单边膨胀喷管正等侧视图。
其中，1-固定流道板1，2-调节流道板2，3-侧壁板3，4-单边外整流板，5-S弯内流道板5，6-外整流板，8-驱动元件8，9-连杆，71-固定流道板隔热屏，72-调节流道板隔热屏，73-S弯内流道板隔热屏。
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。
一种喉道可调单边膨胀喷管，其特征在于：主要由固定流道板1、调节流道板2、侧壁板3、S弯内流道板5和驱动元件8组成，具体为：
固定流道板1、调节流道板2、侧壁板3和S弯内流道板5，共同组成矩形截面的内流道，实现发动机高温燃气排出，使发动机产生推力；
固定流道板1和调节流道板2组成一侧流道，固定流道板1位于调节流道板2前方，固定流道板1后段外型面为圆弧形，与调节流道板2前段内圆弧型面组成圆柱副；
调节流道板2位于固定流道板1后，调节流道板2前段内圆弧型面中心与固定流道板1后段圆弧外型面中心同轴，调节流道板2在驱动元件8驱动下绕圆弧型面中心转动实现喉道面积调节，调节流道板2后段与喷管中心承扩张态，与S弯内流道板5后段形成喷管扩张段，进一步实现发动机排气加速；
侧壁板3位于两侧，为组成流道功能构件；
S弯内流道板5组成相对固定流道板1和调节流道板2流道另一侧流道，沿喷管轴向中间向内侧弯曲，弯曲处与调节流道板2内圆弧型面转弯处形成喉道，弯曲处前段与固定流道板1形成收敛段，弯曲处后段与调节流道板2形成扩张段，弯曲处后段较调节流道板2长，实现单边膨胀功能；
驱动元件8作为调节流道板2驱动元件，带动调节流道板2运动实现喉道面积调节功能。
所述一种喉道可调单边膨胀喷管包括内流冷却结构，由固定流道板隔热屏71、调节流道板隔热屏72、S弯内流道板隔热屏73组成，固定流道板隔热屏71位于固定流道板1内侧并连接，固定流道板隔热屏71和固定流道板1形成空腔冷却通道，固定流道板隔热屏71后段外壁面为圆弧型面，并与固定流道板1后段圆弧外型面同轴；调节流道板隔热屏72位于调节流道板2内侧并连接，调节流道板隔热屏72和调节流道板2形成空腔冷却通道，调节流道板隔热屏72前段内壁面为圆弧型面，并与调节流道板2前段圆弧内型面同轴；S弯内流道板隔热屏73位于S弯内流道板5内侧并连接，形成空腔冷却通道；内流冷却结构与内流道件形成冷却通道，将发动机出口外涵冷却气引向喷管提高喷管结构可靠性和隐身能力。
所述一种喉道可调单边膨胀喷管的侧壁板3为中空结构，形成空腔冷却通道，将发动机出口外涵冷却气引向喷管，实现侧壁冷却，提高喷管结构可靠性和隐身能力。
所述一种喉道可调单边膨胀喷管包括外部型面构件，由单边外整流板4和外整流板6组成，单边外整流板4位于S弯内流道板5外侧；外整流板6位于调节流道板2外侧，后段与调节流道板2连接；外部型面构件用于实现飞机尾部整流，降低飞机尾部阻力。
所述一种喉道可调单边膨胀喷管驱动元件8一端与固定流道板1外壁铰接，另一端与调节流道板2外壁铰接，驱动元件8沿横向布置数量为1～5个；
所述一种喉道可调单边膨胀喷管驱动元件8一端与固定流道板1外壁铰接，另一端通过连杆9与调节流道板2外壁连接，连杆9两端分别与驱动元件8和调节流道板2铰接，铰接中心垂直于喷管轴向，驱动元件8沿横向布置数量为1～5个，连杆9沿横向布置数量为1～5个
适用于具有喉道面积调节功能以实现高马赫数飞行，同时兼具高隐身能力和外廓尺寸小、结构简单可靠需求的飞行器。
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 (10)

1.一种喉道可调单边膨胀喷管，包括上部，下部以及两侧，其特征在于，上部，下部分别具有相互错开的凸起，用于对发动机出口的有效遮挡，所述上部包括：
位于前端的固定流道板(1)；
与固定流道板(1)后端表面滑动连接的调节流道板(2)，调节流道板(2)具有向下的凸起；
安装于固定流道板(1)上的驱动元件(8)，驱动元件(8)通过连杆(9)与调节流道板(2)铰接；
下部具有向上的凸起，所述向上的凸起位于所述向下的凸起之前。
2.如权利要求1所述的喉道可调单边膨胀喷管，其特征在于，所述表面滑动连接位于喉道处。
3.如权利要求1所述的喉道可调单边膨胀喷管，其特征在于，所述表面滑动连接具体为：固定流道板(1)的后端与调节流道板(2)的前端均具有相同曲率的圆弧型面，固定流道板(1)与调节流道板(2)通过所述圆弧型面搭接。
4.如权利要求1所述的喉道可调单边膨胀喷管，其特征在于，所述表面滑动连接具体为：固定流道板(1)的后端具有第一圆弧型面，调节流道板(2)的前端具有第二圆弧型面，所述第一圆弧型面的曲率小于所述第二圆弧型面的曲率，调节流道板(2)通过第二圆弧型面搭接在第一圆弧型面上与固定流道板(1)表面滑动连接。
5.如权利要求1所述的喉道可调单边膨胀喷管，其特征在于，所述表面滑动连接具体为：固定流道板(1)的后端与调节流道板(2)的前端均具有弯折的平面，固定流道板(1)与调节流道板(2)通过所述弯折的平面搭接。
6.如权利要1所述的喉道可调单边膨胀喷管，其特征在于，固定流道板(1)的内侧等间距安装有与固定流道板(1)等型面的固定流道板隔热屏(71)，调节流道板(2)的内侧等间距安装有与调节流道板(2)等型面的调节流道板隔热屏(72)，调节流道板(2)与调节流道板隔热屏(72)后端固定连接，固定流道板隔热屏(71)与调节流道板隔热屏(72)通过所述表面滑动连接。
7.如权利要1所述的喉道可调单边膨胀喷管，其特征在于，调节流道板(2)的两侧具有凸台，所述喉道可调单边膨胀喷管的两侧具有容纳所述凸台的滑槽。
8.如权利要1所述的喉道可调单边膨胀喷管，其特征在于，所述下部具有S弯内流道板(5)，S弯内流道板(5)的内侧等距安装与内流道板(5)相同型面的S弯内流道板隔热屏(73)。
9.如权利要1所述的喉道可调单边膨胀喷管，其特征在于，所述两侧具有侧壁板(3)，所述侧壁板(3)为中空结构。
10.如权利要1所述的喉道可调单边膨胀喷管，其特征在于，调节流道板(2)的后端外侧固定连接有外整流板(6)；所述下部最外侧安装有平直的单边外整流板(4)。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115949507A (zh) * 2023-03-09 2023-04-11 中国航发四川燃气涡轮研究院 单一气源供气的带有空-空换热器的核心机

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB896982A (en) * 1958-07-18 1962-05-23 Bristol Siddeley Engines Ltd Improvements in jet propulsion power plants for aircraft
GB1111195A (en) * 1965-12-08 1968-04-24 Gen Electric Improvements in convergent-divergent plug nozzle
US20030182929A1 (en) * 2002-01-31 2003-10-02 Snecma Moteurs Cooling system for a gas turbine engine post-combustion jet nozzle
US20140263712A1 (en) * 2013-03-13 2014-09-18 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Exhaust nozzle apparatus and method for multi stream aircraft engine
CN106121860A (zh) * 2016-08-16 2016-11-16 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种可移动的球面密封装置
CN108104972A (zh) * 2017-11-28 2018-06-01 中国航发沈阳发动机研究所 一种喉道面积可调二元塞式矢量喷管及飞机
CN109723568A (zh) * 2018-12-29 2019-05-07 南京航空航天大学 通过滑动方式改变喷管出口面积的喷管结构
KR102242041B1 (ko) * 2020-02-26 2021-04-16 한국항공대학교산학협력단 추력편향 제어 장치 및 이를 포함하는 비행체

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB896982A (en) * 1958-07-18 1962-05-23 Bristol Siddeley Engines Ltd Improvements in jet propulsion power plants for aircraft
GB1111195A (en) * 1965-12-08 1968-04-24 Gen Electric Improvements in convergent-divergent plug nozzle
US20030182929A1 (en) * 2002-01-31 2003-10-02 Snecma Moteurs Cooling system for a gas turbine engine post-combustion jet nozzle
US20140263712A1 (en) * 2013-03-13 2014-09-18 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Exhaust nozzle apparatus and method for multi stream aircraft engine
CN106121860A (zh) * 2016-08-16 2016-11-16 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种可移动的球面密封装置
CN108104972A (zh) * 2017-11-28 2018-06-01 中国航发沈阳发动机研究所 一种喉道面积可调二元塞式矢量喷管及飞机
CN109723568A (zh) * 2018-12-29 2019-05-07 南京航空航天大学 通过滑动方式改变喷管出口面积的喷管结构
KR102242041B1 (ko) * 2020-02-26 2021-04-16 한국항공대학교산학협력단 추력편향 제어 장치 및 이를 포함하는 비행체

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115949507A (zh) * 2023-03-09 2023-04-11 中国航发四川燃气涡轮研究院 单一气源供气的带有空-空换热器的核心机

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