CN1224779C - 塞式喷管 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种塞式喷管，由多个内喷管、塞锥组成，其内喷管为轴对称结构，塞锥设计为“瓦”状曲面，内喷管可分为收敛段、喉部、扩张段，内喷管和塞锥为一体设计。本发明为航空航天发动机上用的“瓦”状结构塞式喷管。本发明的“瓦”状塞式内喷管，流场均匀度好、性能高、易于加工实现、易于进行冷却、推力室和内喷管的设计应用继承性好、组合方式灵活。

Description

塞式喷管

                       技术领域

本发明涉及一种塞式喷管，具体地说，是涉及一种航空航天发动机上用的“瓦”状结构塞式喷管。

                       背景技术

喷管是航空航天推进系统中的一个重要部件，传统的喷管一般是一个固定面积比的喷管，仅在设计点具有较高的性能。随着航空航天技术的发展，各种新概念发动机均希望进一步提高性能，使喷管在非设计点高度也能获得较高性能是一个有效的技术途径，而塞式喷管设计技术正是适应这一要求而发展的。塞式喷管结构复杂，已提出多种结构方案，本发明提出了一种与其它方案完全不同的结构方案。

                       发明内容

本发明的目的是提供一种轴对称结构的“瓦”状塞式内喷管，该内喷管根据燃气工质的热力参数和喉部区域的尺寸，运用优化设计程序来确定“瓦”状塞式内喷管主要型面参数，根据内喷管的出口压强以及设计点的环境压强来确定内喷管倾角以及塞锥型面，使燃气流过整个塞锥后，燃气流动方向的偏转角度则刚好等于内喷管倾角。

本发明的一种塞式喷管，由多个内喷管、塞锥组成，其内喷管为轴对称结构，塞锥设计为“瓦”状曲面，内喷管可分为收敛段、喉部、扩张段，内喷管和塞锥为一体设计。

所述的塞式喷管，其型面可以用方程来计算生成，内喷管型面表示为y＝a_nxⁿ+a_n-1x^n-1+…+a₁x+a₀，式中a_i(i＝0，1，…，n)为型面设计参数：瓦状曲面塞锥型面方程表示为y＝b_nxⁿ+b_n-1x^n-1+…+b₁x+b₀，式中b_i(i＝0，1，…，n)为型面设计参数；内喷管的膨胀比ε_i为内喷管出口直径与喉部直径之比的平方，ε_i＝1～10，总膨胀比ε_t为内喷管出口边缘位置到发动机主轴线的距离与喉部直径之比的平方，ε_t＝10～300。

所述的塞式喷管，其塞锥的截短系数范围为20～100％。

所述的塞式喷管，其塞锥间隙的开始位置与塞锥的开始位置一致，一直延伸到塞锥底部形成封闭结构，其角度变化范围为1°～60°。

所述的塞式喷管，其塞式喷管可设计成直排式“瓦”状塞式喷管或者可设计成环排式“瓦”状塞式喷管。

所述的塞式喷管，其塞锥底部的形状根据塞式喷管单元的组合结构形状相关。其塞锥底部的形状为拱桥状或者花瓣形。

本发明的“瓦”状塞式内喷管，流场均匀度好、性能高、易于加工实现、易于进行冷却、推力室和内喷管的设计应用继承性好、组合方式灵活。

                         附图说明

图1是本发明的单元结构示意图。

图2是本发明的直排式“瓦”状塞式喷管效果图。

图3是本发明的环排式“瓦”状塞式喷管效果图。

图4是现有轴对称内喷管和轴对称塞锥方案效果图。

图5是现有圆形喉部方形出口内喷管直排式方案效果图。

图6是本发明的直排式“瓦”状塞式喷管底部形状示意图。

图7是本发明的环排式“瓦”状塞式喷管底部形状示意图。

图8是六单元“瓦”状塞式喷管实施效果图。

图中：1.塞式喷管单元    2.轴对称内喷管    3.内喷管收敛段4.内喷管喉部    5.内喷管扩张段    6.瓦状曲面塞锥    7.塞锥底部    8.塞锥间隙

                     具体实施方式

下面将结合附图和实例对本发明作进一步的说明。

请参见图1、图2、图3所示，本发明的一种塞式喷管，包括多个塞式喷管单元1，由轴对称内喷管2和瓦状曲面塞锥6组成，喷管与喷管之间留有间隙，塞锥间隙8使其结构完整。瓦状曲面塞锥6的端部根据设计的塞式喷管形状的需要而形成塞锥底部7的形状，如环排式“瓦”状塞式喷管，它的塞锥底部7为具有花瓣形的内圆形状(如图7所示)，如直排式“瓦”状塞式喷管，它的塞锥底部7为拱桥形的形状(如图6所示)。

在本发明中的主要型面设计如下：(1)根据燃气工质的热力参数和喉部区域的尺寸，运用优化设计程序来确定下面的“瓦”状塞式喷管主要型面设计参数的取值：设计压比、内膨胀比、内喷管喉部下游圆弧角、内喷管出口角。(2)根据内喷管几何参数来确定内喷管扩张段的型面。(3)根据内喷管的出口压强以及设计点的环境压强来确定内喷管倾角以及塞锥型面，使得在设计状况下，燃气流过整个塞锥后，燃气流动方向的偏转角度则刚好等于内喷管倾角。

基于喉部区域热防护以及减小喉部烧蚀的考虑，塞式喷管的内喷管喉部截面一般都是圆形截面。但是如果采用传统的轴对称喷管，如图4所示，会在各个内喷管单元之间产生较大的间隙，从而带来整个塞式喷管的性能损失。因此，为了减小间隙，采用了圆形喉部方形出口的内喷管设计方案，如图5所示，但是这种内喷管构型十分复杂，对冷却和加工制造都十分不便，实现难度很大。

在本发明中，型面可以用方程来计算生成，其内喷管2型面表示为y＝a_nxⁿ+a_n-1x^n-1+…+a₁x+a₀，式中a_i(i＝0，1，…，n)为型面设计参数；瓦状曲面塞锥6型面方程表示为y＝b_nxⁿ+b_n-1x^n-1+…+b₁x+b₀，式中b_i(i＝0，1，…，n)为型面设计参数；内喷管2的膨胀比ε_i为内喷管2出口直径与喉部4直径之比的平方，ε_i＝1～10，总膨胀比ε_t为内喷管2出口边缘位置到发动机主轴线的距离与喉部直径之比的平方，ε_t＝10～300。

所述的塞式喷管，型面也可以采用直接曲面生成法生成型面数据点。

所述的塞式喷管，其塞锥6的截短系数范围为20～100％。塞锥间隙8的开始位置与塞锥6的开始位置一致，一直延伸到塞锥底部7，形成封闭结构，其角度变化范围为1°～60°。

利用本发明提出的设计方法设计并加工出了实验发动机，进行了冷流和热试实验，证明该种方案具有很高的高低空性能，并且易于加工实现。该种塞式喷管结构方案，可以应用于各种要求随着高度变化具有性能补偿能力的飞行器推进发动机，其主要优点在于：流场均匀度好、性能高、易于加工实现、易于进行冷却、推力室和内喷管的设计应用继承性好、组合方式灵活。图8是六单元“瓦”状塞式喷管试验发动机。其主要参数和型面方程如下：内喷管喉部直径14m，内膨胀比为4，总膨胀比为35，内喷管扩张段型面抛物线方程为(X，Y的单位均为m)：

Y＝0.0067069111+0.2981401×X-2.95283×X×X“瓦”状曲面塞锥型面方程有两段曲线组成(X，Y的单位均为m)：

(1)Y＝-0.010769502-0.1028684×X+0.6063579×X²

(2)Y＝-0.031854074+0.034586377×X+0.4111022×X²-0.096615128×X³

本发明的塞式喷管运用领域广泛，如(1)可重复使用运载器的推进系统；(2)高空大面积比高性能推进发动机；(3)空天飞机发动机喷管。

Claims (6)

1.一种塞式喷管，由多个内喷管和塞锥组成，每个内喷管(2)为轴对称结构，其上设有收敛段(3)、喉部(4)和扩张段(5)，其特征在于：所述的塞锥(6)设计为“瓦”状曲面，塞锥间隙(8)的开始位置与塞锥(6)的开始位置一致，一直延伸到塞锥底部(7)形成封闭结构，其角度变化范围为1°～60°，塞锥(6)和内喷管(2)为一体设计，所述的内喷管(2)型面方程表示为y＝a_nxⁿ+a_n-1x^n-1+…+a₁x+a₀，式中a_i(i＝0，1，…，n)为型面设计参数；瓦状曲面塞锥(6)型面方程表示为y＝b_nxⁿ+b_n-1x^n-1+…+b₁x+b₀，式中b_i(i＝0，1，…，n)为型面设计参数；内喷管(2)的膨胀比ε_i为内喷管(2)出口直径与喉部(4)直径之比的平方，ε_i＝1～10，总膨胀比ε_t为内喷管(2)出口边缘位置到发动机主轴线的距离与喉部直径之比的平方，ε_t＝10～300。

2.根据权利要求1所述的塞式喷管，其特征在于：塞锥(6)的截短系数范围为20～100％。

3.根据权利要求1所述的塞式喷管，其特征在于：塞式喷管设计成直排式“瓦”状塞式喷管。

4.根据权利要求1所述的塞式喷管，其特征在于：塞式喷管设计成环排式“瓦”状塞式喷管。

5.根据权利要求1所述的塞式喷管，其特征在于：塞锥底部(7)的形状为拱桥状。

6.根据权利要求1所述的塞式喷管，其特征在于：塞锥底部(7)的形状为花瓣形。

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