CN114962060A - 尾喷管、航空发动机以及飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种尾喷管、航空发动机以及飞行器，尾喷管包括若干分片部，所述分片部围设成所述尾喷管的排气口，其特征在于，所述分片部的外侧形成有形状记忆合金网，所述形状记忆合金网包括形状记忆合金丝，其中，所述形状记忆合金网在周向上延伸覆盖至各个所述分片部，所述形状记忆合金网在相变温度下长度改变以将所述分片部驱动，并使得所述尾喷管的排气口的尺寸改变。采用形状记忆合金作为作动机构，在不同温度下改变控制尾喷管喷口面积，从而在不增加过多重量和复杂机构的情况下有效规避噪音的问题。

Description

尾喷管、航空发动机以及飞行器

技术领域

本发明涉及一种尾喷管、航空发动机以及飞行器。

背景技术

航空发动机的尾喷管工作时具有不同的工作状态，通过改变尾喷管的出口大小可以改变发动机的工作状态，能使发动机在各种工作状态都获得良好的性能。但是喷口可调节的尾喷管通常为机械式结构，构造复杂、重量大，机械传动构件处在高温下工作不可靠。因此民用涡扇发动机采用不可调节的收敛形尾喷管。

目前，大涵道比涡扇发动机通常采用不可调节的收敛形尾喷管又称为固定喷口的亚声速喷管，包含具有降噪功能的锯齿形尾喷管，其结构最简单，重量最轻，CFM56，PW4000，RB211，GE90等几乎所有的民用涡扇发动机都采用这种尾喷管。虽然当喷管的可用落压比大于临界落压比(1.85)时，燃气在收敛形尾喷管内不能完全膨胀，但是在飞行速度不大(Ma≤1.5)的情况下，燃气由于不完全膨胀而损失的能量较小，所以采用这种简单的收敛形尾喷管是合适的。

但除了存在燃气由于不完全膨胀而导致能量损失(导致发动机效率下降)以外，随着对航空发动机环境指标要求的提高，使得发动机在不同工作状态点由于喷流速度不同导致的噪声问题也日益突出，虽然因此设计了锯齿形降噪尾喷管，但在发动机非工作状态点，如最大爬升，噪音问题仍然存在。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中航空发动机在保证结构简单、重量轻的情况下，无法避免不同工作状态噪音很大的缺陷，提供一种尾喷管、航空发动机以及飞行器。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题：

一种尾喷管，用于航空发动机，包括若干分片部，所述分片部围设成所述尾喷管的排气口，其特点在于，所述分片部的外侧形成有形状记忆合金网，所述形状记忆合金网包括形状记忆合金丝，其中，所述形状记忆合金网在周向上延伸覆盖至各个所述分片部，所述形状记忆合金网在相变温度下长度改变以将所述分片部驱动，并使得所述尾喷管的排气口的尺寸改变。

采用形状记忆合金作为作动机构控制尾喷管喷口面积能够在不增加过多重量和复杂机构的情况下有效规避噪音的问题。形状记忆合金网通过相变温度的设置可以匹配对应的工作状态下，在尾喷管的排气达到相变温度时产生变形，使得尾喷管的排气口达到预设的尺寸，有效减少噪音。

同时，形状记忆合金网能够更加轻量化地覆盖分片部的更多位置，在确保分片部的变形量的同时能够减少材料的运用。

较佳地，所述形状记忆合金丝的截面形状包括圆形、矩形、椭圆形、三角形、多边形中的一种或者多种的组合。

较佳地，所述形状记忆合金丝为直线形状、分段形状、曲线形状中的一种或者多种的组合。

较佳地，至少一部分所述形状记忆合金丝延伸至各所述分片部的边缘，且至少一部分延伸至所述分片部的边缘的形状记忆合金丝互相交叉连接。

较佳地，所述分片部的形状为锯齿形、圆弧形、梯形中的一种或者多种的组合。

较佳地，所述形状记忆合金丝通过增材制造的方式直接涂覆于所述分片部，或者通过单独成型的所述形状记忆合金丝与所述分片部固定连接。

较佳地，各所述分片部的外侧表面通过材料去除的方式形成内陷的容纳槽，其中，所述容纳槽内连接或涂覆所述形状记忆合金丝。

较佳地，单独成型的所述形状记忆合金丝由铸造、锻造、机械加工方式中的一种或者多种加工而成。

较佳地，所述形状记忆合金丝包括至少两个具有不同的相变温度的形变段，各所述形变段在至少两个不同温度下将所述分片部撑开至不同位置，以使得所述尾喷管的排气口改变成至少两个不同尺寸。

较佳地，所述形状记忆合金网沿着轴向包括三个具有不同的相变温度的形变段，各所述形变段在三个不同温度下将所述分片部变形至不同位置，以使得所述尾喷管的排气口改变成三个不同尺寸。由此对于发动机在慢车、爬升、巡航的三个状态，在这三个状态尾喷管具有不同排气温度，通过不同温度下形状记忆合金丝收缩或伸长，实现尾喷管的展开或闭合。

较佳地，具有不同的相变温度的所述形变段由采用不同的增材制造工艺参数对同一种形状记忆合金加工而成。

较佳地，所述增材制造工艺参数为激光功率、扫描速率以及扫描间距中的一个或多个参数，和/或所述形状记忆合金为镍钛合金。

较佳地，各具有不同的相变温度的形变段之间通过激光沿着所述形状记忆合金丝的延伸方向依次扫描而成，各相邻的不同的相变温度的形变段之间的材料晶相平缓过渡。由于采用同一种形状记忆合金制成，形状记忆合金丝的形变段仍然成为一整体，且通过激光扫描，在扫描形变段的时候也会加热相邻的形变段，使得形变段之间的晶相是缓慢变化，因此，形变段之间的交界处不会产生应力集中，确保形状记忆合金丝在反复变形过程中的强度。

较佳地，不同相变温度的形变段的交界处为形状记忆合金丝的交叉点。

一种航空发动机，其特点在于，所述航空发动机包括所述尾喷管，其中，所述尾喷管为所述航空发动机的内涵喷管和/或外涵喷管。

一种飞行器，其特点在于，所述飞行器包括一个或者多个所述航空发动机。

本发明的积极进步效果在于：采用形状记忆合金作为作动机构，在不同温度下改变控制尾喷管喷口面积，从而在不增加过多重量和复杂机构的情况下有效规避噪音的问题。

附图说明

图1为本发明较佳实施例的航空发动机的结构示意图。

图2为本发明较佳实施例的尾喷管的结构示意图。

图3为本发明较佳实施例的分片部的结构示意图。

图4为图3中的A-A方向剖面结构示意图。

图5为本发明较佳实施例的分片部在第一相变温度的变形示意图。

图6为本发明较佳实施例的分片部在第二相变温度的变形示意图。

图7为本发明较佳实施例的分片部在第三相变温度的变形示意图。

图8为本发明较佳实施例的分片部在第四相变温度的变形示意图。

具体实施方式

下面通过实施例的方式进一步说明本发明，但并不因此将本发明限制在所述的实施例范围之中。

如图1所示，本实施例公开了一种航空发动机，主要用于飞行器，飞行器可以包括一个或者多个本实施例的航空发动机。其中，如图1所示，本实施例示例性的展示了一种航空发动机的具体结构，包括发动机短舱1、外涵喷管2、内涵喷管3、内涵道4、外涵道5。其中，本实施例的尾喷管6可以用于航空发动机的内涵喷管3和/或外涵喷管2。在其他结构的航空发动机，尾喷管6也可以运用于对应的喷管结构中。

如图2-图3所示，本实施例的尾喷管6包括若干分片部61，分片部61围设成尾喷管6的排气口60，分片部61的外侧形成有形状记忆合金网62，形状记忆合金网62包括形状记忆合金丝621，其中，形状记忆合金网62在周向上延伸覆盖至各个分片部61，形状记忆合金网62在相变温度下长度改变以将分片部61驱动，并使得尾喷管6的排气口60的尺寸改变。

采用形状记忆合金作为作动机构控制尾喷管6喷口面积能够在不增加过多重量和复杂机构的情况下有效规避噪音的问题。形状记忆合金网62通过相变温度的设置可以匹配对应的工作状态下，在尾喷管6的排气达到相变温度时产生变形，使得尾喷管6的排气口60达到预设的尺寸，有效减少噪音。

同时，形状记忆合金网62能够更加轻量化地覆盖分片部61的更多位置，在确保分片部61的变形量的同时能够减少材料的运用。

其中，本实施例所指的形状记忆合金可以为镍钛合金，也可以包含但不限于铜镍合金、铜铝合金、铜锌合金。在其他的实施方式中，也可以是其他的已知的形状记忆合金材料。本实施例的描述中，轴向、周向分别指的是相对于的尾喷管6的轴向和周向。

本实施例中，形状记忆合金的尺寸改变量可采用但不限于基于形状记忆合金变形系数通过数值仿真方法计算得到。例如，可采用气动-噪声耦合多学科多工况优化方法，通过根据不同工作状态点，例如发动机起飞、巡航、降落时的噪声、气动性能与排气口60的尺寸的关系，得到各个状态最佳的排气口尺寸，从而确定形状记忆合金的尺寸改变了，从而在不同工作状态点气动性能综合提升的同时，噪音水平始终保持在适航要求的范围之内，降低发动机起飞、巡航、降落不同工作状态尾喷管空气阻力以及发动机与飞机之间的气动干扰阻力。

在一优选的实施例中，尾喷管6的结构设计方案应用于内涵喷管，由于排气温度较高，可以进一步设置设计隔热措施，如通过在尾喷管6的内侧涂覆隔热陶瓷涂层，或者通过增材制造形状记忆合金粉末元素控制，如采用质量百分比25％的Ni、25％的Pd、16.6％的Ti、16.7％的Hf、16.6％的Zf配方，能够将相变温度提高到700℃-800℃。

本实施例中，形状记忆合金丝621的截面形状可以包括圆形、矩形、椭圆形、三角形、多边形中的一种或者多种的组合。形状记忆合金丝621可以为直线形状、分段形状、曲线形状中的一种或者多种的组合。

在优选的实施例中，至少一部分形状记忆合金丝621延伸至各分片部61的边缘，且至少一部分延伸至分片部61的边缘的形状记忆合金丝621互相交叉连接。由此，形状记忆合金丝621能够最大覆盖分片部的各个位置，互相交叉的形状记忆合金丝能提供更大的变形力，对分片部的变形控制更强，以便于实现更大程度的分片部变形。

本实施例中，分片部61的形状可以为锯齿形、圆弧形、梯形中的一种或者多种的组合。当然，在其他的实施方式中，也可以为其他形状的分片部。本实施例中的记忆合金丝621与分片部的连接，不受分片部61的形状限制。

在一优选的实施例中，形状记忆合金丝621通过增材制造的方式直接涂覆于分片部61，在另一优选的实施例中，则可以通过单独成型的形状记忆合金丝621与分片部61固定连接。当然在其他的实施方式中，也可以采用其他的已知的连接方式将形状记忆合金丝621与分片部61连接。

其中，在单独成型的形状记忆合金丝621的实施例中，单独成型的形状记忆合金丝621可以由铸造、锻造、机械加工方式中的一种或者多种加工而成，也可以由其他已知的加工方式单独加工成型。

在一优选的实施例中，各分片部61的外侧表面可以通过材料去除的方式形成内陷的容纳槽，其中，容纳槽内连接或涂覆形状记忆合金丝621。由此形状记忆合金丝与分片部61可以更紧密的连接，避免剥落。当然，在其他实施方式中，容纳槽也可以是分片部成型时预置的，在另一些实施例中，形状记忆合金丝621也可以直接设置在分片部61的表面。

在一优选的实施例中，形状记忆合金丝621包括至少两个具有不同的相变温度的形变段，各形变段在至少两个不同温度下将分片部61撑开至不同位置，以使得尾喷管6的排气口60改变成至少两个不同尺寸。

在一进一步优选的实施例中，形状记忆合金网沿着轴向包括三个具有不同的相变温度的形变段，各形变段在三个不同温度下将分片部61变形至不同位置，以使得尾喷管6的排气口60改变成三个不同尺寸。由此对于发动机在慢车、爬升、巡航的三个状态，在这三个状态尾喷管6具有不同排气温度，通过不同温度下形状记忆合金丝621收缩或伸长，实现尾喷管6的展开或闭合。由此，在三个不同的状态下，都可以使得尾喷管6的排气口60各自达到各自的最佳尺寸，再加上尾喷管6的初始形状，可以在发动机的大部分工作状态下，都可以保持在保持最优的噪音和气动性能。

在优选的实施例中，具有不同的相变温度的形变段由采用不同的增材制造工艺参数对同一种形状记忆合金加工而成。例如，在图4所示的形状记忆合金网62根据不同的相变温度，可以分为m、n、o、p共4段形变段。在其他实施例里，也可以是更多或者更少段。m、n、o、p这几段的相变温度沿着分片部61的轴向变化，由此可以实现多段变形。其中，无论在如图4所示的优选的实施方式中，或者其他实施方式中，不同相变温度的形变段的交界处为形状记忆合金丝621的交叉点，由此可以不同相变温度的形变段的过渡位置能够有更高的强度。

在如图5-图8的示例中，在4段形变段的实施例中，形状记忆合金网沿着轴向包括4个具有不同的相变温度的形变段，各形变段在4个不同温度下将分片部61由初始状态a变形至状态b、状态c、状态d以及状态e，以使得尾喷管6的排气口60改变成4个不同尺寸。

在一优选的实施例中，增材制造工艺参数可以为激光功率、扫描速率以及扫描间距中的一个或多个参数，通过对变激光功率导致激光能量密度变化、变扫描速率导致激光能量密度变化以及变扫描间距导致激光能量密度变化成型的不同试样测试可知，相变温度整体随成形用的激光能量密度的增大而增大。

由此，在优选的实施例中，通过调节激光功率、扫描速率以及扫描间距中的一个或多个，能够获得不同激光能量密度，而采用不同的激光能量密度成形形变单元中每个形变段，能够使得每个形变段都具有不同的相变温度。其中，可以是通过多次试错的方式来确定对应每个目标相变温度所采用的激光能量密度。

为了验证多个形变段可以实现多重变形，可以对形变单元中每个形变段采用不同的扫描速率成形，以使得每个形变段都具有不同的相变温度。利用激光选区熔化制备的具有多动作特性的镍钛合金(NiTi)结构。制备该结构时，不同部位选取不同的激光扫描速度(分别为400，500，800mm/s)，但保持激光功率(120W)，扫面间距(80μm)，铺粉层厚(30μm)不变。三个圆形结构的主要区别在于不同激光扫描速度对应的区域不同(例如，一个沿顺时针分别400，500，800mm/s，另一个沿顺时针分别500，400，800mm/s，最后一个沿顺时针分别800，500，400mm/s)，即不同扫描速度制备的镍钛合金(NiTi)部位的排列组合方式不同。对这三个圆形变形后放入水浴中，随着温度的升高，形状均逐步发生回复，表明均具有多动作变形特征。

在一优选的实施例中，各具有不同的相变温度的形变段之间通过激光沿着形状记忆合金丝621的延伸方向依次扫描而成，各相邻的不同的相变温度的形变段之间的材料晶相平缓过渡。由于采用同一种形状记忆合金制成，形状记忆合金丝621的形变段仍然成为一整体，且通过激光扫描，在扫描形变段的时候也会加热相邻的形变段，使得形变段之间的晶相是缓慢变化，因此，形变段之间的交界处不会产生应力集中，确保形状记忆合金丝621在反复变形过程中的强度。

本发明采用形状记忆合金作为作动机构，在不同温度下改变控制尾喷管喷口面积，从而在不增加过多重量和复杂机构的情况下有效规避噪音的问题。

虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (16)

1.一种尾喷管，用于航空发动机，包括若干分片部，所述分片部围设成所述尾喷管的排气口，其特征在于，所述分片部的外侧形成有形状记忆合金网，所述形状记忆合金网包括形状记忆合金丝，其中，所述形状记忆合金网在周向上延伸覆盖至各个所述分片部，所述形状记忆合金网在相变温度下长度改变以将所述分片部驱动，并使得所述尾喷管的排气口的尺寸改变。

2.如权利要求1所述的尾喷管，其特征在于，所述形状记忆合金丝的截面形状包括圆形、矩形、椭圆形、三角形、多边形中的一种或者多种的组合。

3.如权利要求1所述的尾喷管，其特征在于，所述形状记忆合金丝为直线形状、分段形状、曲线形状中的一种或者多种的组合。

4.如权利要求3所述的尾喷管，其特征在于，至少一部分所述形状记忆合金丝延伸至各所述分片部的边缘，且至少一部分延伸至所述分片部的边缘的形状记忆合金丝互相交叉连接。

5.如权利要求1所述的尾喷管，其特征在于，所述分片部的形状为锯齿形、圆弧形、梯形中的一种或者多种的组合。

6.如权利要求1所述的尾喷管，其特征在于，所述形状记忆合金丝通过增材制造的方式直接涂覆于所述分片部，或者通过单独成型的所述形状记忆合金丝与所述分片部固定连接。

7.如权利要求6所述的尾喷管，其特征在于，各所述分片部的外侧表面通过材料去除的方式形成内陷的容纳槽，其中，所述容纳槽内连接或涂覆所述形状记忆合金丝。

8.如权利要求6所述的尾喷管，其特征在于，单独成型的所述形状记忆合金丝由铸造、锻造、机械加工方式中的一种或者多种加工而成。

9.如权利要求1所述的尾喷管，其特征在于，所述形状记忆合金丝包括至少两个具有不同的相变温度的形变段，各所述形变段在至少两个不同温度下将所述分片部撑开至不同位置，以使得所述尾喷管的排气口改变成至少两个不同尺寸。

10.如权利要求9所述的尾喷管，其特征在于，所述形状记忆合金网沿着轴向包括三个具有不同的相变温度的形变段，各所述形变段在三个不同温度下将所述分片部变形至不同位置，以使得所述尾喷管的排气口改变成三个不同尺寸。

11.如权利要求9所述的尾喷管，其特征在于，具有不同的相变温度的所述形变段由采用不同的增材制造工艺参数对同一种形状记忆合金加工而成。

12.如权利要求11所述的尾喷管，其特征在于，所述增材制造工艺参数为激光功率、扫描速率以及扫描间距中的一个或多个参数，和/或所述形状记忆合金为镍钛合金。

13.如权利要求11所述的尾喷管，其特征在于，各具有不同的相变温度的形变段之间通过激光沿着所述形状记忆合金丝的延伸方向依次扫描而成，各相邻的不同的相变温度的形变段之间的材料晶相平缓过渡。

14.如权利要求9所述的尾喷管，其特征在于，不同相变温度的形变段的交界处为形状记忆合金丝的交叉点。

15.一种航空发动机，其特征在于，所述航空发动机包括如权利要求1-14任意一项所述的尾喷管，其中，所述尾喷管为所述航空发动机的内涵喷管和/或外涵喷管。

16.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器包括一个或者多个如权利要求15所述的航空发动机。

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