CN115898692A - 一种组合喷管及其调节方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于高超声速飞行器组合动力装置领域，具体涉及一种组合喷管及其调节方法。本发明可以在调节涡轮喷管喉道面积的同时调节涡轮通道与冲压通道间的分流板，更好得实现喷管落压比与面积膨胀比间的匹配，缓解低马赫数飞行时冲压通道的过膨胀问题和高马赫数飞行时涡轮通道的欠膨胀问题，提高组合动力喷管宽速域范围内的推力性能，从而有效提高高超声速飞行器的飞行性能。
Description
技术领域
本发明属于高超声速飞行器组合动力装置领域，涉及一种具有良好气动性能的喉道和分流板同时可调的组合动力单边膨胀喷管及其调节方式。
背景技术
本发明解决了传统高超声速飞行器组合动力装置喷管宽速域来流工况变化时遇到的推力性能严重下降问题。
高超声速飞行器一般采用组合动力装置进行驱动，常用的组合动力模式包括涡轮基冲压发动机和火箭基冲压发动机。
传统并联式涡轮基冲压发动机双通道组合喷管只通过喉道调节来满足涡轮通道和冲压通道的流量需求，而喉道后的面积变化率固定，但由于高超声速飞行器组合动力涡轮喷管设计点较低而冲压喷管设计点较高，在低马赫数飞行时冲压通道易处于过膨胀状态，而高马赫数飞行时涡轮通道膨胀不足而发生欠膨胀，使得组合喷管推力性能在偏离设计点时下降较多。因此，需要设计一种具有良好气动性能的喉道和分流板同时可调节的组合动力单边膨胀喷管满足高超声速飞行器的需要。
发明内容
本发明的目的在于提供一种喉道和分流板同时可调的组合动力单边膨胀喷管及其调节方式，保证常规单边膨胀组合喷管功能的同时，具有更加优良的推力性能，弥补常规单边膨胀组合喷管在宽速域来流条件下偏离设计点时推力效率偏低的缺陷。
本发明的技术方案：
一种组合喷管及其调节方法，具体是一种喉道和分流板同时可调的组合动力单边膨胀喷管，包括涡轮喷管上固定边001、涡轮喷管上膨胀边002、涡轮喷管下固定边003、涡轮喷管喉道调节边004、涡轮喷管可伸缩调节边005、冲压喷管可动上膨胀边006、冲压喷管下壁板007、涡轮喷管作动筒008、冲压喷管作动筒009，具体为：
涡轮喷管上固定边001和涡轮喷管下固定边003前端与涡轮发动机连接，作为涡轮发动机与涡轮喷管间的转接段，实现圆形涡轮发动机出口与方形涡轮喷管入口的衔接。涡轮喷管上膨胀边002前端与涡轮喷管上固定边001后端固接，涡轮喷管上膨胀边002后端与高超声速飞行器后体相连。
涡轮喷管喉道调节边004前端通过铰链与涡轮喷管下固定边003后端连接，作为涡轮喷管调节的一个支点，涡轮喷管喉道调节边004中部通过铰链与涡轮喷管作动筒008的一端连接。冲压喷管可动上膨胀边006前端铰链与冲压发动机相连，作为冲压喷管调节的一个支点，冲压喷管可动上膨胀边006中部通过铰链与冲压喷管作动筒009的一端连接。涡轮喷管可伸缩调节边005前端通过铰链与涡轮喷管喉道调节边004后端相连，另一端则通过铰链与冲压喷管可动上膨胀边006后端相连，为了补偿涡轮喷管喉道调节边004和冲压喷管可动上膨胀边006调节时涡轮喷管可伸缩调节边005两端铰链的距离变化，涡轮喷管可伸缩调节边005为两段式滑轨插接的可伸缩平板。上述连接机构形成了一个两端均为铰链的喉部面积和分流板同时可调节的喷管运动机构。
涡轮喷管作动筒008和冲压喷管作动筒009为组合动力喷管的驱动源，其一端通过铰链连接在飞机机体上，另一端分别与涡轮喷管喉道调节边004和冲压喷管可动上膨胀边006相连。
涡轮喷管上膨胀边002固定在飞机机体上，不可调节。
冲压喷管下壁板007为固定结构，不需要进行调节，其形面可根据高超声速飞行器的气动外形进行适应设计。
进一步的，涡轮喷管上膨胀边002形面为平面或曲面。
进一步的，经优化设计的冲压喷管下壁板007可以在不同飞行工况下产生较小的流动阻力。
进一步的，冲压喷管下壁板007形面为平面、曲面或不同形面的组合。
一种组合喷管的调节方法，具体过程：涡轮喷管作动筒008伸长则涡轮喷管喉道调节边004向上旋转，涡轮喷管喉部面积减小。而冲压喷管采用热力喉道设计，喉道面积不通过机械调节，冲压喷管作动筒009用于调节冲压喷管面积膨胀比，当冲压喷管作动筒009缩短则冲压喷管可动上膨胀边006向上转动，冲压喷管的面积膨胀比增大。涡轮喷管可伸缩调节边005在两端铰链的约束下转动，同时通过滑轨实现相对运动以匹配两端铰链运动过程中间距的变化。此时涡轮喷管可伸缩调节边005随涡轮喷管喉道调节边004和冲压喷管可动上膨胀边006的运动也向上转动，使得涡轮喷管的面积膨胀比减小。通过组合喷管分流板的调节，使得涡轮喷管面积膨胀比减小而冲压喷管面积膨胀比增加，满足高马赫数飞行条件下冲压喷管大落压比和涡轮喷管小落压比的需求；反之则可适应小马赫数飞行条件下涡轮喷管大落压比和冲压喷管小落压比的需求。
本发明提供的喉道和分流板同时可调的组合动力单边膨胀喷管，其优点在于：保证常规单边膨胀喷管喉部面积可调节功能的同时，通过调节涡轮通道与冲压通道间的分流板实现涡轮喷管和冲压喷管面积扩张比的分配，避免常规组合动力单边膨胀喷管低马赫数飞行时冲压通道的过膨胀问题和高马赫数飞行时涡轮通道的欠膨胀问题，具有提高组合动力喷管宽速域范围内推力性能的优点。
附图说明
图1可调节组合动力单边膨胀喷管主视图。
图2喉道和分流板同时可调节组合动力单边膨胀喷管调节机构图。
图3喉道和分流板同时可调节组合动力单边膨胀喷管不同状态对比图。
图中：001涡轮喷管上固定边；002涡轮喷管上膨胀边；003涡轮喷管下固定边；004涡轮喷管喉道调节边；005涡轮喷管可伸缩调节边；006冲压喷管可动上膨胀边；007冲压喷管下壁板；008涡轮喷管作动筒；009冲压喷管作动筒。
具体实施方式
本发明提供的一种喉道和分流板同时可调的组合动力单边膨胀喷管，其特征在于：包括涡轮喷管上固定边001、涡轮喷管上膨胀边002、涡轮喷管下固定边003、涡轮喷管喉道调节边004、涡轮喷管可伸缩调节边005、冲压喷管可动上膨胀边006、冲压喷管下壁板007、涡轮喷管作动筒008、冲压喷管作动筒009，具体为：
涡轮喷管上固定边001和涡轮喷管下固定边003前端与涡轮发动机连接，作为涡轮发动机与涡轮喷管间的转接段，实现圆形涡轮发动机出口与方形涡轮喷管入口的衔接。涡轮喷管上膨胀边002前端与涡轮喷管上固定边001固接，后端与高超声速飞行器后体相连。
涡轮喷管喉道调节边004前端通过铰链与涡轮喷管下固定边003连接，作为涡轮喷管调节的一个支点，涡轮喷管喉道调节边004中部通过铰链与涡轮喷管作动筒008连接。冲压喷管可动上膨胀边006前端铰链与冲压发动机相连，作为冲压喷管调节的一个支点，冲压喷管可动上膨胀边006中部通过铰链与冲压喷管作动筒009连接。涡轮喷管可伸缩调节边005前端通过铰链与涡轮喷管喉道调节边004相连，另一端则通过铰链与冲压喷管可动上膨胀边006相连，为了补偿涡轮喷管喉道调节边004和冲压喷管可动上膨胀边006调节时涡轮喷管可伸缩调节边005两端铰链的距离变化，涡轮喷管可伸缩调节边005为两段式滑轨插接的可伸缩平板。上述连接机构形成了一个两端均为铰链的喉部面积和分流板同时可调节的喷管运动机构。
涡轮喷管作动筒008和冲压喷管作动筒009为组合动力喷管的驱动源，其一端通过铰链连接在飞机机体上，另一端分别与涡轮喷管喉道调节边004和冲压喷管可动上膨胀边006相连。涡轮喷管作动筒008伸长则涡轮喷管喉道调节边004向上旋转，涡轮喷管喉部面积减小。而冲压喷管采用热力喉道设计，喉道面积不通过机械调节，冲压喷管作动筒009用于调节冲压喷管面积膨胀比，当冲压喷管作动筒009缩短则冲压喷管可动上膨胀边006向上转动，冲压喷管的面积膨胀比增大。涡轮喷管可伸缩调节边005在两端铰链的约束下转动，同时通过滑轨实现相对运动以匹配两端铰链运动过程中间距的变化。此时涡轮喷管可伸缩调节边005随涡轮喷管喉道调节边004和冲压喷管可动上膨胀边006的运动也向上转动，使得涡轮喷管的面积膨胀比减小。通过组合喷管分流板的调节，使得涡轮喷管面积膨胀比减小而冲压喷管面积膨胀比增加，满足高马赫数飞行条件下冲压喷管大落压比和涡轮喷管小落压比的需求；反之则可适应小马赫数飞行条件下涡轮喷管大落压比和冲压喷管小落压比的需求。
涡轮喷管上膨胀边002固定在飞机机体上，不可调节。
涡轮喷管上膨胀边002形面为平面或曲面。
冲压喷管下壁板007为固定结构，不需要进行调节，其形面可根据高超声速飞行器的气动外形进行适应设计。经优化设计的冲压喷管下壁板007可以在不同飞行工况下产生较小的流动阻力。
冲压喷管下壁板007形面为平面、曲面或不同形面的组合。
本发明提供一种具有高性能的可以同时调节喉道和分流板的组合动力单边膨胀喷管及调节方式。本发明可以在调节涡轮喷管喉道面积的同时调节涡轮通道与冲压通道间的分流板，更好得实现喷管落压比与面积膨胀比间的匹配，缓解低马赫数飞行时冲压通道的过膨胀问题和高马赫数飞行时涡轮通道的欠膨胀问题，提高组合动力喷管宽速域范围内的推力性能，从而有效提高高超声速飞行器的飞行性能。
Claims (5)
1.一种组合喷管，其特征在于，包括涡轮喷管上固定边(001)、涡轮喷管上膨胀边(002)、涡轮喷管下固定边(003)、涡轮喷管喉道调节边(004)、涡轮喷管可伸缩调节边(005)、冲压喷管可动上膨胀边(006)、冲压喷管下壁板(007)、涡轮喷管作动筒(008)、冲压喷管作动筒(009)，具体为：
涡轮喷管上固定边(001)和涡轮喷管下固定边(003)前端与涡轮发动机连接，作为涡轮发动机与涡轮喷管间的转接段，实现圆形涡轮发动机出口与方形涡轮喷管入口的衔接；涡轮喷管上膨胀边(002)前端与涡轮喷管上固定边(001)后端固接，涡轮喷管上膨胀边(002)后端与高超声速飞行器后体相连；
涡轮喷管喉道调节边(004)前端通过铰链与涡轮喷管下固定边(003)后端连接，作为涡轮喷管调节的一个支点，涡轮喷管喉道调节边(004)中部通过铰链与涡轮喷管作动筒(008)的一端连接；冲压喷管可动上膨胀边(006)前端铰链与冲压发动机相连，作为冲压喷管调节的一个支点，冲压喷管可动上膨胀边(006)中部通过铰链与冲压喷管作动筒(009)的一端连接；涡轮喷管可伸缩调节边(005)前端通过铰链与涡轮喷管喉道调节边(004)后端相连，另一端则通过铰链与冲压喷管可动上膨胀边(006)的后端相连，为了补偿涡轮喷管喉道调节边(004)和冲压喷管可动上膨胀边(006)调节时涡轮喷管可伸缩调节边(005)两端铰链的距离变化，涡轮喷管可伸缩调节边(005)为两段式滑轨插接的可伸缩平板；涡轮喷管喉道调节边(004)、涡轮喷管可伸缩调节边(005)、冲压喷管可动上膨胀边(006)共同形成了一个两端均为铰链的喉部面积和分流板同时可调节的喷管运动机构；
涡轮喷管作动筒(008)和冲压喷管作动筒(009)为组合动力喷管的驱动源，其一端通过铰链连接在飞机机体上，另一端分别与涡轮喷管喉道调节边(004)和冲压喷管可动上膨胀边(006)相连；涡轮喷管上膨胀边(002)固定在飞机机体上，不可调节；
冲压喷管下壁板(007)为固定结构，不需要进行调节，其形面可根据高超声速飞行器的气动外形进行适应设计。
2.根据权利要求1所述的一种组合喷管，其特征在于，涡轮喷管上膨胀边(002)形面为平面或曲面。
3.根据权利要求1所述的一种组合喷管，其特征在于，经优化设计的冲压喷管下壁板(007)可以在不同飞行工况下产生较小的流动阻力。
4.根据权利要求1所述的一种组合喷管，其特征在于，冲压喷管下壁板(007)形面为平面、曲面或不同形面的组合。
5.权利要求1-4所述任一一种组合喷管的调节方法，其特征在于，具体过程为：涡轮喷管作动筒(008)伸长则涡轮喷管喉道调节边(004)向上旋转，涡轮喷管喉部面积减小；而冲压喷管采用热力喉道设计，喉道面积不通过机械调节，冲压喷管作动筒(009)用于调节冲压喷管面积膨胀比，当冲压喷管作动筒(009)缩短则冲压喷管可动上膨胀边(006)向上转动，冲压喷管的面积膨胀比增大；涡轮喷管可伸缩调节边(005)在两端铰链的约束下转动，同时通过滑轨实现相对运动以匹配两端铰链运动过程中间距的变化；此时涡轮喷管可伸缩调节边(005)随涡轮喷管喉道调节边(004)和冲压喷管可动上膨胀边(006)的运动也向上转动，使得涡轮喷管的面积膨胀比减小；通过组合喷管分流板的调节，使得涡轮喷管面积膨胀比减小而冲压喷管面积膨胀比增加，满足高马赫数飞行条件下冲压喷管大落压比和涡轮喷管小落压比的需求；反之则可适应小马赫数飞行条件下涡轮喷管大落压比和冲压喷管小落压比的需求。
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| CN202211621060.6A CN115898692A (zh) | 2022-12-16 | 2022-12-16 | 一种组合喷管及其调节方法 |
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| CN (1) | CN115898692A (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116220940A (zh) * | 2023-05-04 | 2023-06-06 | 西安航天动力研究所 | 一种宽域可调喷管 |
-
2022
- 2022-12-16 CN CN202211621060.6A patent/CN115898692A/zh active Pending
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116220940A (zh) * | 2023-05-04 | 2023-06-06 | 西安航天动力研究所 | 一种宽域可调喷管 |
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