CN218151165U - 一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置 - Google Patents
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Abstract
一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置包括尾舱、排气管、舵机、喷管，还包括尾舱引流槽、尾舱内鼓包和引射缝隙导流组件；在尾舱壁上设置尾舱引流槽，在尾舱的内壁设置包裹舵机的尾舱内鼓包，尾舱内鼓包与排气管之间的夹层形成内气流流动通道，在排气管上设置至少两个引射缝隙导流组件，将冷空气引入排气管内形成稳定的冷空气膜。本实用新型的设计使冷却气流在排气管内壁形成稳定的冷却气膜，可抑制对流换热，降低高温燃气对排气管的加热作用，使排气管全段都能得到有效降温。
Description
技术领域
本实用新型涉及一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置，属于巡航导弹隐身设计技术领域。
背景技术
巡航导弹为了提高自身战场生存能力，对隐身要求越来越高。巡航导弹发动机排气管的红外隐身设计是全机隐身设计的重要内容，发动机的红外特征主要包括3～5μm和8～14μm两种波长，8～14μm波长的辐射所占比例较少，3～ 5μm波长的辐射是红外制导导弹的主要跟踪目标波段，其主要来源是发动机高温部件及尾喷流。因此，如何降低发动机排气管及尾喷流的温度是发动机红外隐身设计的首要目标，另外，排气管温度太高还会对发动机舱内设备构成威胁，所以降低排气管温度对于提高飞行器隐身性和安全性都具有重要意义。
目前针对巡航导弹降低排气管温度的传统措施是在排气管上游弹体表面开槽或打孔，引入外部冷却气流，冷却气流作用于排气管外壁面通过对流换热降低排气管温度。传统的排气管冷却措施存在以下缺陷：
1)舱内通常安装有舵机等设备，阻力较大，不利于外部气流流入，引流质量较小，排气管的冷却效果有限；
2)外部引流只能从排气管外侧通过对流换热降温，高温燃气不断的在内侧给于加热，排气管冷却效果较低；
3)排气管上游将附着于它的冷却气体加热后，下游排气管的冷却效果将降低。
实用新型内容
本实用新型技术解决的问题是：克服现有技术的不足，提出一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置，以满足巡航导弹隐身设计对发动机排气管壁面温度的要求。
本实用新型的技术解决方案是：
一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置，包括尾舱、排气管、舵机、喷管，还包括尾舱引流槽、尾舱内鼓包和引射缝隙导流组件；在尾舱壁上设置尾舱引流槽，在尾舱的内壁设置包裹舵机的尾舱内鼓包，尾舱内鼓包与排气管之间的夹层形成内气流流动通道，在排气管上设置至少两个引射缝隙导流组件，将冷空气引入排气管内形成稳定的冷空气膜。
在上述冷却装置中，所述引射缝隙导流组件包括导流段、稳流段、出口段、连接段，引射缝隙导流组件沿排气管分段布置，上游引射缝隙导流组件的连接段的尾部外沿与下游引射缝隙导流组件的稳流段内沿相套接。
在上述冷却装置中，所述尾舱引流槽与蒙皮呈30～60°夹角，所述尾舱引流槽1位于喷管上游距离喷管尾端2.5倍喷管直径位置，所述尾舱引流槽的宽度 L为喷管直径的1/20～1/10，所述尾舱引流槽的长度K为宽度L的2～3倍，在尾舱两侧沿周线对称布置4～6个所述尾舱引流槽。
在上述冷却装置中，所述尾舱内鼓包剖面形状是光滑样条曲线，前缘和后缘与尾舱内壁相切，起点位于尾舱引流槽后沿，终点位于尾舱出口。
在上述冷却装置中，所述引射缝隙导流组件的导流段从入口处到稳流段入口处内经逐渐减小，呈喇叭口状，所述导流段的入口净高度H为所述稳流段的高度F的1.5～2.0倍，导流段的长度I为稳流段高度F的2～3倍。
在上述冷却装置中，所述稳流段平直，稳流段的长度E为喷管半径的1/5～ 3/5，高度F为喷管半径的1/12～1/8。
在上述冷却装置中，所述稳流段内壁沿圆周均布平行于排气管的肋片，所述肋片厚度1～3mm，两个肋片间隔G是引所述稳流段高度F的1～2倍。
在上述冷却装置中，所述引射缝隙导流组件的出口段与排气管平行，出口段的长度S与稳流段的高度F相等。
在上述冷却装置中，所述引射缝隙导流组件的连接段长度为尾舱直径的 0.9～1.2倍。
本实用新型与现有技术相比有益效果为：
(1)本实用新型所设计的尾舱内鼓包和排气管形成阻力较小的干净流道，有利于提高引入气流的流量；
(2)本实用新型中尾舱引流槽和引射缝隙导流组件的设计使冷却气流在排气管内壁形成稳定的冷却气膜，抑制对流换热，通过空气的低热传导性降低高温燃气对排气管的加热作用；
(3)本实用新型所设计的引射缝隙导流组件的多段布置能有效补偿冷却气膜因主流剪切带来的损失，保持冷却气膜的稳定，使排气管全段都能得到有效降温。
附图说明
图1为本实用新型补偿式引射气膜冷却装置整体结构示意图
图2为本实用新型补偿式引射气膜冷却装置工作示意图
图3为本实用新型尾部引流槽截面形状图
图4为本实用新型尾部引流槽尺寸局部放大图
图5为本实用新型引射缝隙稳流段肋片正视图和侧视图
图6为本实用新型引射缝隙导流组件尺寸图
图7为传统的排气管冷却措施示意图
图8为本实用新型和传统设计两种冷却措施排气管壁面温度对比图
具体实施方式
如图1所示为本实用新型补偿式引射气膜冷却装置整体结构示意图，一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置包括尾舱12、排气管11、舵机10、喷管14，还包括尾舱引流槽1、尾舱内鼓包2和引射缝隙导流组件6；在尾舱壁上设置尾舱引流槽1，尾舱引流槽1位于喷管14上游距离喷管尾端 2.5倍喷管直径位置，在尾舱12两侧沿周线对称布置4～6个尾舱引流槽1，在尾舱的内壁设置包裹舵机的尾舱内鼓包2，尾舱内鼓包2与排气管11之间的夹层形成内气流流动通道，在排气管11上设置至少两个引射缝隙导流组件6，将冷空气引入排气管11内形成稳定的冷空气膜，如图2所示为本实用新型补偿式引射气膜冷却装置工作示意图。
如图1所示，引射缝隙导流组件6包括导流段3、稳流段4、出口段31、连接段5，引射缝隙导流组件6沿排气管11分段布置，上游引射缝隙导流组件的连接段5的尾部外沿与下游引射缝隙导流组件的稳流段4内沿相套接，引射缝隙导流组件的连接段5长度为尾舱12直径的0.9～1.2倍。
如图3所示为本实用新型尾部引流槽截面形状图，尾舱引流槽1与蒙皮9 夹角a为30～60°，优选45°。
如图4所示为本实用新型尾部引流槽尺寸局部放大图，尾舱引流槽的宽度 L为喷管14直径的1/20～1/10，优选1/15，尾舱引流槽的长度K为宽度L的 2～3倍。
如图1所示，尾舱内鼓包2剖面形状是光滑样条曲线，前缘和后缘与尾舱内壁相切，起点位于尾舱引流槽1后沿，终点位于尾舱12出口，引射缝隙导流组件的导流段3从入口处到稳流段4入口处内经逐渐减小，呈喇叭口状。
如图6所示为本实用新型引射缝隙导流组件尺寸图，导流段的入口净高度 H为稳流段的高度F的1.5～2.0倍，导流段的长度I为稳流段4高度F的2～ 3倍，优选2.5倍；稳流段4平直，稳流段的长度E为喷管14半径的1/5～3/5，高度F为喷管14半径的1/12～1/8，优选1/10。
如图5所示为本实用新型引射缝隙稳流段肋片正视图和侧视图，稳流段4 内壁沿圆周均布平行于排气管11的肋片7，如图6所示，肋片7厚度1～3mm，两个肋片7间隔G是引稳流段4高度F的1～2，优选1.5倍，引射缝隙导流组件的出口段31与排气管11平行，出口段的长度S与稳流段的高度F相等。
如图7所示为传统的排气管冷却措施示意图，为了验证本实用新型的效果，将上述补偿式引射气膜冷却装置与图7所示的排气管传统冷却措施进行对比。图7所示的排气管传统冷却措施只在尾舱相同位置保留相同尺寸的引流槽，不包括其他所述权利特征。如图8所示为本实用新型和传统设计两种冷却措施排气管壁面温度对比图，展示了两种冷却措施对比效果，结果表明采取传统冷却措施的排气管壁面在尾舱引流槽引射冷流的对流换热作用下，壁温能够维持一段稳定，但随着排气管内高温燃气对外壁附面层的加热，这种冷却效果逐渐减弱，温度升高。而采用补偿式气膜冷却装置的排气管，一方面将冷流引射到排气管内壁，形成一层冷却气膜，将高温燃气与排气管内壁面隔开，另一方面在冷却气膜被高温燃气加热开始失效的位置再次补偿式引射冷流，形成新的冷却气膜，可使排气管出口壁面温度降低10％。
本实用新型一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置的工作原理是：发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置通过在尾舱开设引流槽将外部冷流引入尾舱，冷流在尾舱内鼓包约束下附着在排气管外壁流动，排气管引射缝隙导流段通过扩张口收集冷流，然后经过稳流段稳流后从出口段水平隐射入排气管，在排气管内壁面形成冷却气膜，隔绝高温燃气与排气管的对流换热，冷却气膜因主流剪切带来的损失通过下一个引射缝隙导流组件进行补偿，从而在排气管内壁面形成稳定的冷却气膜，维持排气管低温状态，提高飞行器红外隐身能力、减小高温燃气对舱内设备的影响。
Claims (13)
1.一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置，包括尾舱(12)、排气管(11)、舵机(10)、喷管(14)，其特征在于：还包括尾舱引流槽(1)、尾舱内鼓包(2)和引射缝隙导流组件(6)；在尾舱(12)壁上设置尾舱引流槽(1)，在尾舱(12)的内壁设置包裹舵机的尾舱内鼓包(2)，尾舱内鼓包(2)与排气管(11)之间的夹层形成内气流流动通道，在排气管(11)上设置至少两个引射缝隙导流组件(6)，将冷空气引入排气管(11)内形成稳定的冷空气膜。
2.根据权利要求1所述的一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置，其特征在于：所述引射缝隙导流组件(6)包括导流段(3)、稳流段(4)、出口段(31)、连接段(5)，引射缝隙导流组件(6)沿排气管(11)分段布置，上游引射缝隙导流组件的连接段(5)的尾部外沿与下游引射缝隙导流组件的稳流段(4)内沿相套接。
3.根据权利要求1所述的一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置，其特征在于：所述尾舱引流槽(1)与蒙皮(9)夹角a为30～60°。
4.根据权利要求1所述的一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置，其特征在于：所述尾舱引流槽(1)位于喷管(14)上游距离喷管尾端2～3倍喷管直径位置。
5.根据权利要求1所述的一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置，其特征在于：所述尾舱引流槽的宽度L为喷管(14)直径的1/20～1/10，所述尾舱引流槽的长度K为宽度L的2～3倍。
6.根据权利要求1所述的一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置，其特征在于：在尾舱(12)两侧沿周线对称布置4～6个所述尾舱引流槽(1)。
7.根据权利要求1所述的一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置，其特征在于：所述尾舱内鼓包(2)剖面形状是光滑样条曲线，前缘和后缘与尾舱内壁相切，起点位于尾舱引流槽(1)后沿，终点位于尾舱(12)出口。
8.根据权利要求1所述的一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置，其特征在于：所述引射缝隙导流组件的导流段(3)从入口处到稳流段(4)入口处内经逐渐减小。
9.根据权利要求2所述的一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置，其特征在于：所述导流段的入口净高度H为所述稳流段的高度F的1.5～2.0倍，导流段的长度I为稳流段(4)高度F的2～3倍。
10.根据权利要求2所述的一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置，其特征在于：所述稳流段(4)平直，稳流段的长度E为喷管(14)半径的1/5～3/5，高度F为喷管(14)半径的1/12～1/8。
11.根据权利要求2所述的一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置，其特征在于：所述稳流段(4)内壁沿圆周均布平行于排气管(11)的肋片(7)，所述肋片(7)厚度1～3mm，两个肋片(7)间隔G是引所述稳流段(4)高度F的1～2倍。
12.根据权利要求2所述的一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置，其特征在于：所述引射缝隙导流组件的出口段(31)与排气管(11)平行，出口段的长度S与稳流段的高度F相等。
13.根据权利要求2所述的一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置，其特征在于：所述引射缝隙导流组件的连接段(5)长度为尾舱(12)直径的0.9～1.2倍。
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| CN202221279579.6U CN218151165U (zh) | 2022-05-25 | 2022-05-25 | 一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置 |
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