CN117307353A - 一种组合动力喷管引气式喉道调节机构及具有其的飞机 - Google Patents
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Abstract
本申请属于飞机设计领域，特别涉及一种组合动力喷管引气式喉道调节机构及具有其的飞机。由涡轮前调板(7)、涡轮后调板(8)组合形成喷管喉道，涡轮前调板(7)设置在机身腹部的涡轮发动机(4)后端上方，一端与机体铰接，另一端向后悬伸形成第一悬臂末端，涡轮后调板(8)一端铰接飞机尾部，另一端向前悬伸形成第二悬臂末端，第一悬臂末端与第二悬臂末端之间形成能够开闭的引气通道(10)，涡轮前调板(7)与所述涡轮后调板(8)中的至少一个连接有驱动机构，以驱动涡轮前调板(7)和/或所述涡轮后调板(8)偏转，进而调节所述引气通道(10)的开口截面。本申请能够降低喷管后调节板的温度，结构简单，易于实现。
Description
技术领域
本申请属于飞机设计领域，特别涉及一种组合动力喷管引气式喉道调节机构及具有其的飞机。
背景技术
喷管是飞机推进装置所必需排气系统，是保证发动机正常工作必不可少的飞机主要部件，同时由于喷管连接在高温、高压的燃烧室后部，其工作环境相当恶劣，温度可达2100K，并且组合喷管的受热面积相较于传统轴对称喷管更大，发动机的调节范围较大，调节速率也要求较快，并且喷管受热载荷较为严苛，目前的金属材料难以承受如此高温，这给喷管的可重复使用带来了极大的困扰。
目前喷管的主要调节方式为中间分流板形式的调节方式，此种调节方式弊端较多：中间分流板为悬臂梁结构受载易变性、中间分流板形式调节力矩在端部调节力矩大、中间分流板面积大受热载大难以实现。目前中间分流板形式的调节方式难以工程实现。
发明内容
为了解决上述问题，本申请提供了一种组合动力喷管引气式喉道调节机构及具有其的飞机，以降低喷管后调节板的温度，保护喷管，达到喷管可重复使用的目的。
本申请第一方面提供了一种组合动力喷管引气式喉道调节机构，由涡轮前调板、涡轮后调板组合形成喷管喉道，涡轮前调板设置在机身腹部的涡轮发动机后端上方，涡轮前调板一端与机体铰接，另一端向后悬伸形成第一悬臂末端，涡轮后调板一端铰接飞机尾部，另一端向前悬伸形成第二悬臂末端，所述第一悬臂末端与所述第二悬臂末端之间形成能够开闭的引气通道，所述涡轮前调板与所述涡轮后调板中的至少一个连接有驱动机构，以驱动涡轮前调板和/或所述涡轮后调板偏转，进而调节所述引气通道的开口截面；
其中，由所述涡轮前调板、所述涡轮后调板、飞机机体腹部及背部盖板围合形成喷管冷却气舱，所述喷管冷却气舱内设置有冷却气体。
优选的是，在机身背部的垂尾前端开设有引气口，并通过引气管路将飞机上方的机体外气流引入至所述喷管冷却气舱。
优选的是，所述引气口设置有具有气动外形的引气口盖。
优选的是，所述第一悬臂末端沿飞机航向方向位于所述第二悬臂末端的后端，所述第一悬臂末端沿飞机垂向方向位于所述第二悬臂末端的下方。
本申请第二方面提供了一种飞机，包括如上所述的组合动力喷管引气式喉道调节机构，所述飞机还包括飞机机体、垂尾、涡轮发动机、组合动力喷管及进气道，其中，所述组合动力喷管位于飞机机体的腹部，组合动力喷管前端设置有进气道，后端连接组合动力喷管引气式喉道调节机构的涡轮前调板，飞机机体后端设置有组合动力喷管引气式喉道调节机构的喷管冷却气舱，所述喷管冷却气舱内的冷却气沿涡轮前调板与涡轮后调板之间的引气通道进入喷管。
优选的是，所述组合动力喷管引气式喉道调节机构适配在涡轮工作段3.5马赫数以下。
本申请具有以下优点：
1)克服了中间分流板形式组合动力喷管控制方式的弊端，如：调节力矩大、中间分流板难以结构实现等问题；
2)通过组合动力喷管主流的引射作用及飞机的冲压作用可将温度较低的气体引入喷管内壁面达到气膜冷却的作用，进而降低调节板的表面问题，提高后调节板的使用寿命；
3)该组合动力喷管引气式喉道调节装置满足组合动力喷管所有功能需求；
4)该组合动力喷管引气式喉道调节装置结构简单，易于实现。
附图说明
图1是本申请组合动力喷管引气式喉道调节机构的一优选实施例的机体外引气结构示意图。
图2是本申请组合动力喷管引气式喉道调节机构的另一优选实施例的舱内引气结构示意图。
其中，1-飞机机体、2-垂尾、3-引气管路、4-涡轮发动机、5-机体外气流、6-组合动力喷管、7-涡轮前调板、8-涡轮后调板、9-进气道，10-引气通道。
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做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。
本申请第一方面提供了一种组合动力喷管引气式喉道调节机构，如图1及图2所示，由涡轮前调板7、涡轮后调板8组合形成喷管喉道，涡轮前调板7设置在机身腹部的涡轮发动机4后端上方，涡轮前调板7一端与机体铰接，另一端向后悬伸形成第一悬臂末端，涡轮后调板8一端铰接飞机尾部，另一端向前悬伸形成第二悬臂末端，所述第一悬臂末端与所述第二悬臂末端之间形成能够开闭的引气通道10，所述涡轮前调板7与所述涡轮后调板8中的至少一个连接有驱动机构，以驱动涡轮前调板7和/或所述涡轮后调板8偏转，进而调节所述引气通道10的开口截面；
其中，由所述涡轮前调板7、所述涡轮后调板8、飞机机体腹部及背部盖板围合形成喷管冷却气舱，所述喷管冷却气舱内设置有冷却气体。
本申请的涡轮前调板7和涡轮后调板8是匹配控制的，引气流量随着两调节板的偏转控制，而使引气通道10的缝隙大小发生变化。
在一些可选实施方式中，在机身背部的垂尾2前端开设有引气口，并通过引气管路3将飞机上方的机体外气流5引入至所述喷管冷却气舱。
在一些可选实施方式中，所述引气口设置有具有气动外形的引气口盖，通过关闭口盖，使得自所述涡轮前调板7与所述涡轮后调板8之间的引气通道10出去的冷却气来自机体内部，即来自于喷管冷却气舱，例如可以通过环控系统产生该冷却气。
本申请可以提供高压、低温气体，且引入的气体经过组合动力喷管舱进入喷管主流，一方面给喷管的喉道调节方式不受影响，另一方面引入的气体经过喷管的主流的引射作用吸入的气体流速慢易贴附后调节板降低后调节板的温度达到气膜冷却的冷却效果。此引气式喉道调节方式适用于涡轮工作段Ma0～Ma3.5。以飞行器在Ma3的机体外引气条件为例，忽略引气流速，以保守估计引气温度，此时大气环境温度较低，20Km下来流静温216.65K，制止温度根据如下公式计算可知为606.62K。
而此时喷管壁面温度为2100K左右，经过引气式喉道调节方式，一方面保证了喉道面积的调节，另一方面可以降低喷管后调节板的温度，保护喷管，达到喷管可重复使用的目的。
在一些可选实施方式中，所述第一悬臂末端沿飞机航向方向位于所述第二悬臂末端的后端，所述第一悬臂末端沿飞机垂向方向位于所述第二悬臂末端的下方。
参考图1及图2，通过上述结构保证气流自引气通道10流出时方向为向机体后方，从而实现对喷管气流的引射作用，机体外引气装置将机体外气流5引射或冲压进入飞机机体1，然后经过组合动力喷管6顺着涡轮前调板7和涡轮后调板8进入喷管主流，通过引射作用达到冷却涡轮的涡轮后调板8的目的，并且满足组合动力喷管模态转换等功能的实现。
本申请第二方面提供了一种飞机，包括如上所述的组合动力喷管引气式喉道调节机构，参考图1及图2，所述飞机还包括飞机机体1、垂尾2、涡轮发动机4、组合动力喷管6及进气道9，其中，所述组合动力喷管6位于飞机机体1的腹部，组合动力喷管6前端设置有进气道9，后端连接组合动力喷管引气式喉道调节机构的涡轮前调板7，飞机机体1后端设置有组合动力喷管引气式喉道调节机构的喷管冷却气舱，所述喷管冷却气舱内的冷却气沿涡轮前调板7与涡轮后调板8之间的引气通道10进入喷管。
在一些可选实施方式中，所述组合动力喷管引气式喉道调节机构适配在涡轮工作段3.5马赫数以下。
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 (6)
1.一种组合动力喷管引气式喉道调节机构，其特征在于，由涡轮前调板(7)、涡轮后调板(8)组合形成喷管喉道，涡轮前调板(7)设置在机身腹部的涡轮发动机(4)后端上方，涡轮前调板(7)一端与机体铰接，另一端向后悬伸形成第一悬臂末端，涡轮后调板(8)一端铰接飞机尾部，另一端向前悬伸形成第二悬臂末端，所述第一悬臂末端与所述第二悬臂末端之间形成能够开闭的引气通道(10)，所述涡轮前调板(7)与所述涡轮后调板(8)中的至少一个连接有驱动机构，以驱动涡轮前调板(7)和/或所述涡轮后调板(8)偏转，进而调节所述引气通道(10)的开口截面；
其中，由所述涡轮前调板(7)、所述涡轮后调板(8)、飞机机体腹部及背部盖板围合形成喷管冷却气舱，所述喷管冷却气舱内设置有冷却气体。
2.如权利要求1所述的组合动力喷管引气式喉道调节机构，其特征在于，在机身背部的垂尾(2)前端开设有引气口，并通过引气管路(3)将飞机上方的机体外气流(5)引入至所述喷管冷却气舱。
3.如权利要求2所述的组合动力喷管引气式喉道调节机构，其特征在于，所述引气口设置有具有气动外形的引气口盖。
4.如权利要求1所述的组合动力喷管引气式喉道调节机构，其特征在于，所述第一悬臂末端沿飞机航向方向位于所述第二悬臂末端的后端，所述第一悬臂末端沿飞机垂向方向位于所述第二悬臂末端的下方。
5.一种飞机，其特征在于，包括如权利要求1-4任一项所述的组合动力喷管引气式喉道调节机构，所述飞机还包括飞机机体(1)、垂尾(2)、涡轮发动机(4)、组合动力喷管(6)及进气道(9)，其中，所述组合动力喷管(6)位于飞机机体(1)的腹部，组合动力喷管(6)前端设置有进气道(9)，后端连接组合动力喷管引气式喉道调节机构的涡轮前调板(7)，飞机机体(1)后端设置有组合动力喷管引气式喉道调节机构的喷管冷却气舱，所述喷管冷却气舱内的冷却气沿涡轮前调板(7)与涡轮后调板(8)之间的引气通道(10)进入喷管。
6.如权利要求5所述的飞机，其特征在于，所述组合动力喷管引气式喉道调节机构适配在涡轮工作段3.5马赫数以下。
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