一种飞机射流供气管路系统技术方案

本发明专利技术公开了一种飞机射流供气管路系统，涉及射流管路系统技术领域，包括压气机系统、射流供气管道网络构件以及设置在所述射流供气管道网络构件上的反馈流量阀，射流供气管道网络构件包括两组襟翼供气管道组件、中部连接管道组件、垂尾供气管道组件、平尾供气管道组件、四通分流器以及三通分流器，四通分流器的四个接口分别与压气机系统、中部连接管道组件和两组襟翼供气管道组件连通；三通分流器的三个接口分别中部连接管道组件的远离四通分流器一端、尾供气管道组件和平尾供气管道组件连通。本发明专利技术采用单独的压气机系统作为高压气源，具有产生的高压气源温度低、安全可靠的优点；反馈流量阀具有反馈调节射流支路供气流量的能力。的能力。的能力。

【技术实现步骤摘要】
一种飞机射流供气管路系统


[0001]本专利技术涉及射流管路系统
，更具体的是涉及飞机射流供气管路系统


技术介绍

[0002]射流增升增稳技术是提高飞机短距起降能力和增强舵面操纵能力的有效手段之一。国外已经成功将该类技术应用于飞机的性能的改进，例如C
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17运输机和US
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2水路两栖起降飞机。其中，可靠高效的供气管路系统是射流控制技术稳定运行的必要条件。目前的供气系统主要由两部分组成：高压气源和供气管路系统。其中，高压气源可以从发动机引气得到，也可以由负载气源提供（高压储气罐或压气系统）。供气管路是高压气体流经的通道，管路上安装有流量和压力反馈与调节系统。
[0003]目前，国内有类似的方案，应用方案基于缩比验证航模，该方案将高压气源从航模涡喷发动机引至射流发生器。国外主要从飞机辅助动力装置（APU）引气至射流发生器。现有专利公开了如下技术：公开号为WO2009133273A8，专利名称为“一种飞机喷气式发动机”的专利公开了如下内容：一种飞机喷气式发动机，包括以纵向轴线为中心的壁，并且围绕在轴的方向上在壁的下游端喷射的气体流，被称为分布在壁的下游端的周边处的主供气管道能够按照每个喷射主要流体的射流来与弹出的相互作用每一对气流中，每一对的主要管道在壁的下游端彼此会聚，使得主喷嘴形成三角形的两侧，三角形的两侧在投影到垂直于横向平面的平面，至少一个所谓的副管道与每对主要管道相关联，并且能够命令喷射引导到由主要管道形成的三角形的二次流体的射流飞机。
[0004]上述专利的引气方式是从飞机发动机引气给射流发生器，这种方式主要存在以下缺点：首先，从发动机引气会降低发动机的有效功率，从而降低飞机的升力性能，因此会影响飞机的起降性能和操纵性能。其次，发动机引出气体的温度很高，给供气管路各部件的安全性、使用寿命和飞机热管理系统带来较多的难题。另外，目前的供气系统很难实现供气流量、压强和温度的精确控制和实时调节，无法为射流系统提供最优的气源供给。
[0005]另外，从飞机辅助动力装置（APU）引出气体的温度很高，需要安装额外的散热器才能使空气的温度降到安全范围内，这给飞机整体重量和系统稳定性带来不利影响。

技术实现思路

[0006]本专利技术的目的在于：为了解决现有射流供气管路系统存在连接的高压气源温度高、支路流量不能精准控制气体流量以及支路管道灵活性低的技术问题，本专利技术提供一种飞机射流供气管路系统。
[0007]本专利技术为了实现上述目的具体采用以下技术方案：本专利技术提供一种飞机射流供气管路系统，包括压气机系统以及射流供气管道网络构件，射流供气管道网络构件包括两组襟翼供气管道组件、中部连接管道组件、垂尾供气管
道组件、平尾供气管道组件、四通分流器以及三通分流器，压气机系统的出气口与四通分流器的一个接口连通，四通分流器的另外三个接口分别与中部连接管道组件和两组襟翼供气管道组件连通；三通分流器的一个接口与中部连接管道组件的远离四通分流器一端连接，三通分流器的另外两个接口分别与垂尾供气管道组件和平尾供气管道组件连通，各襟翼供气管道组件、垂尾供气管道组件以及平尾供气管道组件上均设置有反馈流量阀。
[0008]具体来说，本方案采用单独的压气机系统作为高压气源，不影响飞机动力系统，具有产生的高压气源温度低，安全可靠的优点；反馈流量阀的设置能够实现襟翼供气管道组件流量、垂尾供气管道组件流量、平尾供气管道组件流量的精确调节。拥有反馈调节射流支路供气流量的能力；四通分流器和三通分流器可以按照流量比例分配各支路流量。
[0009]在一个实施方式中，位于两组襟翼供气管道组件上的反馈流量阀均为襟翼处针式反馈流量阀，位于垂尾供气管道组件上的反馈流量阀为垂尾处针式反馈流量阀，位于平尾供气管道组件上的反馈流量阀为平尾处针式反馈流量阀。
[0010]具体来说，公开了襟翼供气管道组件上、垂尾供气管道组件上、平尾供气管道组件上的反馈流量阀的具体类型，能够实现襟翼供气管道组件流量的精确调节、实现垂尾供气管道组件流量的精确调节、实现平尾供气管道组件流量的精确调节。另外，除了上述针式反馈流量阀外，也可是的其他能够实现设计目的的反馈流量阀。
[0011]在一个实施方式中，四通分流器包括一个第一气体入口管、分流尖劈隔板、分流型面以及三个第一气体出口管，分流尖劈隔板设置在第一气体入口管内远离压气机系统的一端，分流尖劈隔板包括按圆周均布在第一气体入口管内的三块隔板，三块隔板将第一气体入口管内远离压气机系统的一端分割成三个成型区域，分流型面沿三个成型区域边缘向外延伸与三个第一气体出口管密封连通。
[0012]在一个实施方式中，两组襟翼供气管道组件末端分别与对应的襟翼内部的射流发生器通过襟翼处回转密封接头连接，垂尾供气管道组件末端与对应的垂直尾翼内部的射流发生器通过垂尾处三通回转密封接头连接、平尾供气管道组件末端与对应的两个水平尾翼内部的射流发生器通过平尾处T形三通回转密封接头连通。
[0013]具体来说，本方案中存在四处回转密封接头，不仅能够保证气密性还能允许供气管路绕轴旋转，不与旋转部件发生干涉。回转接头使得管路具有随动功能，满足复杂运动射流激励器的供气需求。
[0014]在一个实施方式中，襟翼处回转密封接头连接包括第二气体入口管、第二回转密封套筒以及第二气体出口管，第二回转密封套筒的一端为封堵端，第二回转密封套筒的另一端与第二气体出口管旋转密封连接，第二气体入口管与第二回转密封套筒的侧壁连通，且第二气体入口管与第二回转密封套筒一体成型。
[0015]具体来说，襟翼处回转密封接头为内外嵌套的机械结构，第二回转密封套筒包括内套筒和外套筒，内套筒和外套筒之间有密封圈，内套筒和外套筒可绕共用轴相对旋转，由此保证通往襟翼的襟翼供气管道组件不与襟翼的运动发生干涉。
[0016]在一个实施方式中，第二气体入口管的轴线与回转密封套筒的轴线相互正交。
[0017]在一个实施方式中，垂尾处三通回转密封接头包括第三气体入口管、第三回转密封套筒以及两个第三气体出口管，第三回转密封套筒的一端与第三气体入口管转动密封连接，第三回转密封套筒的另一端与两个第三气体出口管连通，两个第三气体出口管并列设
置。
[0018]具体来说，气体进入垂尾处三通回转密封接头后，从两个第三气体出口管流出，垂尾处三通回转密封接头只能保证两个第三气体出口管中的一个第三气体出口管流出气体，这由垂尾舵面（方向舵）决定：方向舵向左偏转时，垂尾处三通回转密封接头右侧的第三气体出口管开通，左侧的第三气体出口管关闭；方向舵向右偏转时，垂尾处三通回转密封接头左侧的第三气体出口管开通，右侧的第三气体出口管关闭。
[0019]在一个实施方式中，平尾处T形三通回转密封接头包括第四气体入口管、第四回转密封套筒以及两个第四气体出口管，第四回转密封套筒的两端分别与两个第四气体出口管旋转密封连接，第四回转密封套筒的侧壁与第四气体入口管连通，第四回转密封套筒与第四气体入口管一体成型，第四回转密封套筒的本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞机射流供气管路系统，其特征在于，包括压气机系统（1）以及射流供气管道网络构件，所述射流供气管道网络构件包括两组襟翼供气管道组件、中部连接管道组件、垂尾供气管道组件、平尾供气管道组件、四通分流器（2）以及三通分流器（5），所述压气机系统（1）的出气口与所述四通分流器（2）的一个接口连通，所述四通分流器（2）的另外三个接口分别与所述中部连接管道组件和两组所述襟翼供气管道组件连通；所述三通分流器（5）的一个接口与所述中部连接管道组件的远离所述四通分流器（2）一端连接，所述三通分流器（5）的另外两个接口分别与所述垂尾供气管道组件和所述平尾供气管道组件连通，各所述襟翼供气管道组件、所述垂尾供气管道组件以及所述平尾供气管道组件上均设置有反馈流量阀。2.根据权利要求1所述的一种飞机射流供气管路系统，其特征在于，位于两组所述襟翼供气管道组件上的所述反馈流量阀均为襟翼处针式反馈流量阀（4），位于所述垂尾供气管道组件上的所述反馈流量阀为垂尾处针式反馈流量阀（6），位于所述平尾供气管道组件上的所述反馈流量阀为平尾处针式反馈流量阀（8）。3.根据权利要求1所述的一种飞机射流供气管路系统，其特征在于，所述四通分流器（2）包括一个第一气体入口管（2
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1）、三个第一气体出口管（2
‑
4）、分流尖劈隔板（2
‑
2）以及分流型面（2
‑
3），所述分流尖劈隔板（2
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2）设置在所述第一气体入口管（2
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1）内远离所述压气机系统（1）的一端，所述分流尖劈隔板（2
‑
2）包括按圆周均布在所述第一气体入口管（2
‑
1）内的三块隔板，三块所述隔板将所述第一气体入口管（2
‑
1）内远离所述压气机系统（1）的一端分割成三个成型区域，所述分流型面（2
‑
3）沿三个所述成型区域边缘向外延伸与三个所述第一气体出口管（2
‑
4）内侧密封连通。4.根据权利要求1所述的一种飞机射流供气管路系统，其特征在于，两组所述襟翼供气管道组件末端分别与对应的襟翼内部的射流发生器通过襟翼处回转密封接头（3）连接，所述垂尾供气管道组件末端与对应的垂直尾翼内部的射流发生器通过垂尾处三通回转密封接头（7）连接、所述平尾供气管道组件末端与对应的两个水平尾翼内部的射流发生器通过平尾处T形三通回转密封接头（9）连通。5.根据权利要求4所述的一种飞机射流供气管路系统，其特征在于，所述襟翼处回转密封接头（3）连接包括第二气体入口管（3
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1）、第二回转密封套筒（3
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2）以及第二气体出口管（3
‑
3），所述第二回转密封套筒（3

【专利技术属性】
技术研发人员：王万波，赵鑫海，姜德龙，姜裕标，黄勇，覃晨，潘家鑫，唐坤，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：