CN114802778A - 一种基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置，该装置包括：合成射流激励器，设置在飞行器的喷管上，合成射流激励器包括气缸，气缸内设置有活塞，气缸的缸壁上设置有进气缝，在活塞运动至下止点位置时进气缝与气缸内部空间连通，气缸的端部设置有射流管，活塞与驱动机构连接，驱动机构能够驱动活塞在气缸内往复运动；该装置通过进气缝的设置，采用在喷管外部进气的活塞式合成射流激励器，形成合成射流强化喷流混合的红外抑制方案，解决了稳态射流和脉冲射流需要引气、活塞式合成射流激励器吸入过多的高温燃气而性能下降的问题。
Description
技术领域
本发明属于飞行器尾喷流红外抑制技术领域，更具体地，涉及一种基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置及方法。
背景技术
飞行器尾喷流的红外辐射被认是飞行器三大辐射源之一，由于其可被探测范围宽，抑制其红外辐射是一项十分重要的课题。尾喷流的红外辐射强度主要取决于尾焰高温核心区的温度、尺度和喷流的组分等因素。采用强化飞行器尾喷流与环境气流混合是抑制尾喷流红外辐射的主要方法之一。通过大幅度的减小喷流核心区尺度，降低喷流核心区静温，减小H2O、 CO2等辐射性气体的浓度，进而实现降低飞行器红外辐射的目标。
实现强化喷流混合的主动流动控制方法主要是通过向被控制体敏感区域注入能量来达到流动控制的目的，激励信号可以有多种来源，如稳态射流、脉冲射流和合成射流等。针对强化喷流混合的主动流动控制方法，科研人员进行了大量地研究工作。
现有技术中，采用主动流动控制方法强化喷流混合的研究工作主要集中在低速、不可压缩范围，而且大多采用稳态射流、脉冲射流作为激励源。相比于合成射流激励器，稳态、脉冲射流激励器需要安装引气系统及其附属管路。基于主动流动控制技术的合成射流强化喷流混合技术是目前较有发展前途的飞行器尾喷流红外抑制方法之一，但现有合成射流激励器吸入过多的高温燃气会降低其性能。
发明内容
本发明的目的是针对现有技术中存在的不足，提供一种基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置及方法，该装置通过进气缝的设置，采用在喷管外部进气的活塞式合成射流激励器，形成合成射流强化喷流混合的红外抑制方案，解决了稳态射流和脉冲射流需要引气、活塞式合成射流激励器吸入过多的高温燃气而性能下降的问题。
为了实现上述目的，本发明提供一种基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置，该装置包括：
合成射流激励器，设置在飞行器的喷管上，所述合成射流激励器包括气缸，所述气缸内设置有活塞，所述气缸的缸壁上设置有进气缝，在所述活塞运动至下止点位置时所述进气缝与所述气缸内部空间连通，所述气缸的端部设置有射流管，所述活塞与驱动机构连接，所述驱动机构能够驱动所述活塞在所述气缸内往复运动。
可选地，所述喷管的管壁内部设置有安装腔，所述合成射流激励器设置在所述安装腔内，所述安装腔上设置有与所述喷管的外部相连通的进气孔。
可选地，所述合成射流激励器设置有四个，四个所述合成射流激励器沿所述喷管的轴向均布在所述喷管上，所述射流管的射流方向垂直于所述喷管的喷流方向。
可选地，所述喷管包括等直段和收敛段，所述等直段为直圆筒状，所述收敛段为由前至后渐缩的锥形圆筒状，所述合成射流激励器设置在所述收敛段上。
可选地，所述收敛段的收敛角为11°，所述收敛段的后端形成出口，所述喷管的出口马赫数为0.9。
可选地，所述进气缝设置有两个，两个所述进气缝对称设置在所述气缸的缸壁上。
可选地，所述驱动机构包括：
驱动电机；
曲轴，与所述驱动电机连接；
连杆，所述连杆的一端与所述曲轴铰接，所述连杆的另一端与所述活塞铰接。
可选地，还包括支撑结构，所述支撑结构包括外壳，所述气缸设置在所述外壳内部的一端，所述驱动机构设置在所述外壳内部的另一端。
可选地，所述气缸通过定位螺丝安装在所述支撑结构内。
本发明还提供一种基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制方法，利用上述的基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置，该方法包括：
在喷管上设置合成射流激励器；
通过驱动机构驱动活塞在气缸内往复运动；
在活塞运动至下止点位置时通过进气缝和射流管同时进行进气；
在活塞运动至上止点位置时气缸内的压缩气体通过射流管喷向所述喷管后端的喷流。
本发明提供一种基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置及方法，其有益效果在于：该装置通过进气缝的设置，采用在喷管外部进气的活塞式合成射流激励器，形成合成射流强化喷流混合的红外抑制方案，解决了稳态射流、脉冲射流需要安装引气系统及其附属管路的问题，具有结构简单、工作可靠的特点；并且通过外部进气，提高了合成射流激励器吸气量，降低了吸气温度，提高了吸气效率，解决了活塞式合成射流激励器吸入过多的高温燃气而性能下降的问题。
本发明的其它特征和优点将在随后具体实施方式部分予以详细说明。
附图说明
通过结合附图对本发明示例性实施方式进行更详细的描述，本发明的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本发明示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。
图1示出了根据本发明的一个实施例的一种基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置的结构示意图。
图2示出了根据本发明的一个实施例的一种基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置的合成射流激励器的结构示意图。
图3示出了根据本发明的一个实施例的一种基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置的合成射流激励器作用下产生的喷流中心线温度分布示意图。
图4示出了根据本发明的一个实施例的一种基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置的合成射流激励器与现有的一种激励器一个周期内气缸内压力对比示意图。
图5示出了根据本发明的一个实施例的一种基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置的合成射流激励器与现有的一种激励器一个周期内出口射流动量对比示意图。
附图标记说明：
1、合成射流激励器；2、喷管；3、气缸；4、活塞；5、进气缝；6、射流管；7、驱动机构；8、驱动电机；9、曲轴；10、连杆；11、支撑结构； 12、安装腔。
具体实施方式
下面将更详细地描述本发明的优选实施方式。虽然以下描述了本发明的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本发明更加透彻和完整，并且能够将本发明的范围完整地传达给本领域的技术人员。
本发明提供一种基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置，该装置包括：
合成射流激励器，设置在飞行器的喷管上，合成射流激励器包括气缸，气缸内设置有活塞，气缸的缸壁上设置有进气缝，在活塞运动至下止点位置时进气缝与气缸内部空间连通，气缸的端部设置有射流管，活塞与驱动机构连接，驱动机构能够驱动活塞在气缸内往复运动。
具体的，该装置采用活塞式的合成射流激励器，在气缸的缸壁上开设进气缝，在活塞运动至下止点位置时进气缝与气缸内部空间连通并能够将喷管外部的气体吸入气缸内，实现气缸的外部进气，解决了稳态、脉冲射流需要安装引气系统及其附属管路的问题，具有结构简单、工作可靠的特点；并通过外部进气，提高了合成射流激励器吸气量，降低了吸气温度，提高了吸气效率，解决了合成射流激励器吸入过多燃气而性能下降的问题。
可选地，喷管的管壁内部设置有安装腔，合成射流激励器设置在安装腔内，安装腔上设置有与喷管的外部相连通的进气孔。
具体的，合成射流激励器采用埋入方式安装于喷管的整流罩中，不影响喷管的外形，不占用外部空间就可以实现气缸的外部进气。
可选地，合成射流激励器设置有四个，四个合成射流激励器沿喷管的轴向均布在喷管上，射流管的射流方向垂直于喷管的喷流方向。
具体的，四个合成射流激励器周向间隔90°以对称埋入方式安装于喷管的整流罩中，采用同相位激励方式激励主喷流，合成射流激励器的射流垂直于尾喷流。
可选地，喷管包括等直段和收敛段，等直段为直圆筒状，收敛段为由前至后渐缩的锥形圆筒状，合成射流激励器设置在收敛段上。
具体的，等直段与飞行器的排气端连接。
可选地，收敛段的收敛角为11°，收敛段的后端形成出口，喷管的出口马赫数为0.9。
可选地，进气缝设置有两个，两个进气缝对称设置在气缸的缸壁上。
具体的，气缸在靠近活塞运动下止点附近对称地开两道进气缝，进气缝贯通整流罩从外部环境吸气，进气缝的高度为气缸高度的1/18，两个外部进气缝周向角度合计180度。
可选地，驱动机构包括：
驱动电机；
曲轴，与驱动电机连接；
连杆，连杆的一端与曲轴铰接，连杆的另一端与活塞铰接。
具体的，驱动电机为直流电机，驱动电机驱动曲轴的中心轴转动，连杆的一端通过转动连接轴铰接在曲轴的一侧外周上，在曲轴转动的同时能够往复拉动连杆，进而带动活塞往复运动。
可选地，还包括支撑结构，支撑结构包括外壳，气缸设置在外壳内部的一端，驱动机构设置在外壳内部的另一端。
具体的，外壳的内部的一端形成气缸容纳腔，外壳的内部的另一端形成驱动机构容纳腔，驱动机构容纳腔的两侧开放。
可选地，气缸通过定位螺丝安装在支撑结构内。
具体的，气缸置于支撑结构内，并通过气缸顶部的定位螺丝实现定位。
本发明还提供一种基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制方法，利用上述的基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置，该方法包括：
在喷管上设置合成射流激励器；
通过驱动机构驱动活塞在气缸内往复运动；
在活塞运动至下止点位置时通过进气缝和射流管同时进行进气；
在活塞运动至上止点位置时气缸内的压缩气体通过射流管喷向喷管后端的喷流。
实施例
如图1至图5所示，本发明提供一种基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置，该装置包括：
合成射流激励器1，设置在飞行器的喷管2上，合成射流激励器1包括气缸3，气缸3内设置有活塞4，气缸3的缸壁上设置有进气缝5，在活塞 4运动至下止点位置时进气缝5与气缸3内部空间连通，气缸3的端部设置有射流管6，活塞4与驱动机构7连接，驱动机构7能够驱动活塞4在气缸 3内往复运动。
在本实施例中，喷管2的管壁内部设置有安装腔12，合成射流激励器 1设置在安装腔12内，安装腔12上设置有与喷管2的外部相连通的进气孔。
在本实施例中，合成射流激励器1设置有四个，四个合成射流激励器1 沿喷管2的轴向均布在喷管2上，射流管6的射流方向垂直于喷管2的喷流方向。
在本实施例中，喷管2包括等直段和收敛段，等直段为直圆筒状，收敛段为由前至后渐缩的锥形圆筒状，合成射流激励器1设置在收敛段上。
在本实施例中，收敛段的收敛角为11°，收敛段的后端形成出口，喷管2的出口马赫数为0.9。
在本实施例中，进气缝5设置有两个，两个进气缝5对称设置在气缸3 的缸壁上。
在本实施例中，驱动机构7包括：
驱动电机8；
曲轴9，与驱动电机8连接；
连杆10，连杆10的一端与曲轴9铰接，连杆10的另一端与活塞4铰接。
在本实施例中，还包括支撑结构11，支撑结构11包括外壳，气缸3设置在外壳内部的一端，驱动机构7设置在外壳内部的另一端。
在本实施例中，气缸3通过定位螺丝安装在支撑结构11内。
本发明还提供一种基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制方法，利用上述的基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置，该方法包括：
在喷管上设置合成射流激励器；
通过驱动机构驱动活塞在气缸内往复运动；
在活塞运动至下止点位置时通过进气缝和射流管同时进行进气；
在活塞运动至上止点位置时气缸内的压缩气体通过射流管喷向喷管后端的喷流。
综上，本发明提供的基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制方法实施时，利用上述基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置，工作过程为：驱动电机8带动曲轴9转动，通过连杆10带动活塞4作动，活塞4从上止点运动到下止点附近，气缸3的腔体压力较低，环境气体从喷管2外部通过进气缝5和射流管6同时吸入气缸3的腔体中，合成射流激励器1吸气量得到提高，吸气温度得到降低，吸气效率得到提高，活塞4从下止点运动到上止点附近，压缩气缸3的腔体内气体产生高速射流从射流管6喷出。
该合成射流激励器1所形成的活塞式合成射流强化喷流的性能参数包括喷流中心线温度分布(T0为喷流出口截面温度，Ta为环境温度)，该合成射流激励器的性能参数包括激励器腔体压力，即气缸内压力(Pr为腔体压力和环境压力之比)和合成射流激励器的出口射流动量。如图3所示，本发明中采用外部进气的合成射流激励器1所形成的活塞式合成射流强化喷流混合效果较好，激励频率为300Hz，喷流核心区长度从6d缩短到2.5d (d为飞行器排气端的出口直径)，缩短了58.3％。如图4所示，表明外部进气提高了合成射流激励器1的腔体压力，峰值压比提高了11.3％。如图5 所示，表明该合成射流激励器1峰值动量提高了13.5％，吹气时间提高了 24.1％。
以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。
Claims (10)
1.一种基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置，其特征在于，该装置包括：
合成射流激励器，设置在飞行器的喷管上，所述合成射流激励器包括气缸，所述气缸内设置有活塞，所述气缸的缸壁上设置有进气缝，在所述活塞运动至下止点位置时所述进气缝与所述气缸内部空间连通，所述气缸的端部设置有射流管，所述活塞与驱动机构连接，所述驱动机构能够驱动所述活塞在所述气缸内往复运动。
2.根据权利要求1所述的基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置，其特征在于，所述喷管的管壁内部设置有安装腔，所述合成射流激励器设置在所述安装腔内，所述安装腔上设置有与所述喷管的外部相连通的进气孔。
3.根据权利要求1所述的基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置，其特征在于，所述合成射流激励器设置有四个，四个所述合成射流激励器沿所述喷管的轴向均布在所述喷管上，所述射流管的射流方向垂直于所述喷管的喷流方向。
4.根据权利要求1所述的基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置，其特征在于，所述喷管包括等直段和收敛段，所述等直段为直圆筒状，所述收敛段为由前至后渐缩的锥形圆筒状，所述合成射流激励器设置在所述收敛段上。
5.根据权利要求4所述的基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置，其特征在于，所述收敛段的收敛角为11°，所述收敛段的后端形成出口，所述喷管的出口马赫数为0.9。
6.根据权利要求1所述的基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置，其特征在于，所述进气缝设置有两个，两个所述进气缝对称设置在所述气缸的缸壁上。
7.根据权利要求1所述的基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置，其特征在于，所述驱动机构包括：
驱动电机；
曲轴，与所述驱动电机连接；
连杆，所述连杆的一端与所述曲轴铰接，所述连杆的另一端与所述活塞铰接。
8.根据权利要求7所述的基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置，其特征在于，还包括支撑结构，所述支撑结构包括外壳，所述气缸设置在所述外壳内部的一端，所述驱动机构设置在所述外壳内部的另一端。
9.根据权利要求8所述的基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置，其特征在于，所述气缸通过定位螺丝安装在所述支撑结构内。
10.一种基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制方法，利用根据权利要求1-9任一项所述的基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置，其特征在于，该方法包括：
在喷管上设置合成射流激励器；
通过驱动机构驱动活塞在气缸内往复运动；
在活塞运动至下止点位置时通过进气缝和射流管同时进行进气；
在活塞运动至上止点位置时气缸内的压缩气体通过射流管喷向所述喷管后端的喷流。
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115339617A (zh) * | 2022-10-18 | 2022-11-15 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 射流控制机构、射流控制系统、射流控制方法及飞行设备 |
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- 2021-12-29 CN CN202111646717.XA patent/CN114802778A/zh active Pending
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| CN115339617A (zh) * | 2022-10-18 | 2022-11-15 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 射流控制机构、射流控制系统、射流控制方法及飞行设备 |
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| Date | Code | Title | Description |
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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