超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置制造方法及图纸

本实用新型专利技术公开了一种超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置，包括喷管的收缩段和扩张段，还包括引气旁路以及控制引气旁路打开和关闭的控制装置，引气旁路是连通喷管收缩段和扩张段的内流通道，利用喷管收缩段的进气口与喷管扩张段的出气口之间的自然压差建立内部流场；当飞行器在跨声速、过膨胀状态下工作时，旁路打开，将喷管收缩段的高压气体引至喷管扩张段，形成二次流引射效果，提高喷管的推力系数；飞行器在正常工作状态时，关闭引气旁路通道，不会影响喷管设计点性能。本实用新型专利技术结构简单，不需要额外的引气源，无附加重量，喷管推力性能提高。（*该技术在2023年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】
超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置
本实用新开型涉及一种超声速/高超声速飞行器喷管内流道设计。
技术介绍
为满足跨大马赫数范围飞行的要求，特别是类似TBCC/RBCC的组合循环发动机，要求排气系统在宽广的范围内都具有良好的气动性能，包括推力、升力、俯仰力矩等。传统的轴对称喷管存在膨胀面的机械限制和密封等问题，使得喷管无法在不同飞行工况下达到均达到较高的推力性能，这使得超声速/高超声速飞行器的生存空间受到严重压缩。因此，扩大其飞行马赫数，提高非设计点性能是一个重要的研究方向。可参考图1和图2可看出，图1表明当飞行器在跨声速范围(即马赫数0.8?1.2附近)，特别是M=I附近后体阻力(Afterbody Drag)剧增，同时图2中喷管净推力(Thrust-Minus-Drag Performance)在飞行马赫数(Flight Mach Number)较小时下降较剧烈。由于尾喷管作为冲压发动机的重要部件，它的性能优劣直接影响着整个飞行器推进系统的推进效率。因此，本专利技术旨在解决高超声速飞行器在宽马赫数范围飞行时，由于喷管偏离设计点，甚至导致严重过膨胀，由此造成喷管性能急剧恶化的问题。一般来说解决该技术问题通常有两种方案:第一种，使用可变几何的喷管，即喷管为可调喷管，可以根据飞行状况调整喷管截面积。但是由于机械构造复杂、附加重量大、防热密封等技术问题，实现难度大。第二种，二次流引气方案，该方案类似于本专利技术的引气方案，最大的不同点在于本专利技术巧妙地利用了喷管收缩段的高压气体，而不需要额外的引气源，解决了二次流引气方案需要附加气源的技术难题。
技术实现思路
本技术针对现有技术需要额外配备二次流气源、喷管推力性能受限附加重量大等不足，提出了一种超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式控制装置，本专利技术通过将喷管收缩段的高压气体引至喷管扩张段，形成二次流引射的效果，提高了喷管的推力系数，即喷管推力性能提高了，降低了负升力，这样有利于减小飞行器的俯仰力矩差。通过将喷管收缩段的高压气流引至扩张段引射，并且在扩张段产生一系列的激波反射，使扩张段壁面压力增加，喷管推力系数升高，可以有效地改善发动机的非设计点性能，扩大了超声速/高超声速飞行器的生存空间。为实现以上的技术目的，本技术将采取以下的技术方案:—种超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置，所述的旁路式装置包括过膨胀喷管收缩段和扩张段，其特征在于还包括连通喷管收缩段和扩张段的引气旁路、用于开启和关闭引气旁路通道的挡片，引气旁路利用喷管收缩段的进气口与喷管扩张段的出气口之间的自然压差建立内部流场；所述的引气旁路包括了顺序连通的进气口 1、第一通道2、第一转角3、第二通道4、第二转角5、第三通道6、出气口 7，所述的进气口 I与喷管收缩段连通，出气口 7与喷管扩张段连通。作为本技术的一个优选方案，引气旁路通道为等宽度设计，通道宽度为喷管扩张段与收缩段连接处的高度的5%~20%;所述的引气旁路通道进气口 I的角度α为90。，所述角度为第一通道与喷管收缩段的切线之间的夹角；出气口 7的角度为90°~160°，所述角度为第三通道起始段至出气端的连线与水平线之间的夹角；所述的进气口 I和出气口7的设计空间位置分别布置在喷管收缩段和喷管扩张段0-50%处范围内；第三通道6入射角度β与水平线呈逆时针90°~160°。作为本技术的进一步优选方案，所述的进气口 I设置在喷管收缩段30.53%，所述的出气口 7设置在喷管扩张段30.0%，所述的通道宽度为喷管扩张段与收缩段连接处的高度的5.2%，所述的第三通道6入射角度β与水平呈逆时针为150.4°。在上述技术方案的基础上，第一转角3、第二转角5的转弯半径弧长至少为通道宽度的4倍。为实现上述的超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置的技术方案的控制装置，其特征在于，当超声速/高超声速飞行器旁路装置处于设计点上工作时，此时飞行器在跨声速、过膨胀状态下工作时，控制装置发出指令，开启引气通道的挡片；当超声速/高超声速飞行器旁路装置偏离设计点工作时，此时飞行器在正常工作状态时，控制装置发出指令，关闭引气旁路通道的挡片。挡片可以分别位于引气旁路进出口两端，并与飞行控制系统作动机构相连。挡片也可以位于引气旁路通道内，并与飞行控制系统作动机构相连。与现有技术相比，采用上述技术方案的效果是:结构简单，由于本技术利用了喷管收缩段的高压气流，只需要引气管路将高压气体引至喷管扩张段引射，避免了传统的因二次气引流所需要添加的气源设备，能够在不增加附加重量的条件下提高喷管的推力性倉泛。`本技术所述的旁路式引气控制装置的打开与关闭是由飞行器控制系统来控制，当飞行器工作在跨声速或者严重过膨胀状态下时，在喷管收缩段和扩张段之间设置内流通道的引气旁路打开，旁路通道在打开时，将喷管收缩段内的高压气流引至扩张段引射。气流从进气口 I进入旁路通道，从出气口 7中射出，这股二次流从出气口 7射出后，与喷管中的主流相互作用，将喷管内的主流抬起，使主流在上膨胀面发生一系列的激波反射，使上膨胀面壁面压力积分增加，而下膨胀面由于主流抬起，则被环境气体填充，喷管推力性能获得增益。此时，喷管推力系数增加，负升力降低。当超声速/高超声速飞行器在设计点上工作时，控制装置发出指令，关闭引气旁路通道，引气旁路关闭，并且不会影响喷管设计点性倉泛。在内流通道设置了包括顺序连通的进气口 1、第一通道2、第一转角3、第二通道4、第二转角5、第三通道6、出气口 7，其中进气口 I设置在喷管收缩段，出气口 7设置在喷管扩张段。本技术的技术方案中引气旁路利用位于喷管收缩段的进气口和扩张段的出气口之间的压差建立内部流场，而旁路装置工作压比范围可以根据飞行器控制需要来选取，并且是由旁路通道各设计参数大小决定的。本技术在考虑耦合作用的条件下对内流通道、进气口、出气口的位置的进行优化设计，能够降低气流在引气通道内的损失，确保以最小的引气代价得到喷管性能最大增益，进一步改善推力性能。旁路通道的宽度，即为通道的大小，它决定了引气流量的大小，引气旁路通道宽度的大小需要根据飞行器的需要进行优化设计。对引气旁路通道的等宽度设计，其中，通道3宽度采用喷管收缩段与扩张段连接处高度进行无量纲化；引气旁路进气口 I的角度α、第三通道6的入射角度β、进气口 I的位置与出气口 7的位置，这四个参数的确定是考虑了耦合作用的优化结果。优化目标为在引气流量比最小的条件下所能得到较好的推力性能，进一步提闻推力性能。引气旁路通道进气口 I的角度α为90。，即第一通道2与喷管收缩段的切线之间的夹角为90°，第三通道6入射角度β与水平呈逆时针角度为90°~160°，；出气口 7的角度为90°~160°，该角度为第三通道起始段至出气端的连线与水平线之间的夹角。由于收缩段内气流速度较大，进气口 I采用与喷管地型面相垂直的设计，是为了保证引流在进入旁路时不会在进口处产生较大的流动损失；出气口 7的角度设计是为了获得最佳的二次流射流引射效果；进气口 I和出气口 7的设计空间位置分别布置在喷管收缩段前和喷管扩张段0-50%处范围内，在不考虑耦合作用的条件下，进气口 I的设计空间在喷管收缩本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置，所述的旁路式装置包括过膨胀喷管收缩段和扩张段，其特征在于还包括连通喷管收缩段和扩张段的引气旁路、用于开启和关闭引气旁路通道的挡片，引气旁路利用喷管收缩段的进气口与喷管扩张段的出气口之间的自然压差建立内部流场；所述的引气旁路包括了顺序连通的进气口（1）、第一通道（2）、第一转角（3）、第二通道（4）、第二转角（5）、第三通道（6）、出气口（7），所述的进气口（1）与喷管收缩段连通，出气口（7）与喷管扩张段连通。

【技术特征摘要】
1.一种超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置，所述的旁路式装置包括过膨胀喷管收缩段和扩张段，其特征在于还包括连通喷管收缩段和扩张段的引气旁路、用于开启和关闭引气旁路通道的挡片，引气旁路利用喷管收缩段的进气口与喷管扩张段的出气口之间的自然压差建立内部流场；所述的引气旁路包括了顺序连通的进气口(I)、第一通道(2)、第一转角(3)、第二通道(4)、第二转角(5)、第三通道(6)、出气口(7)，所述的进气口( I)与喷管收缩段连通，出气口(7)与喷管扩张段连通。2.依权利要求1所述的超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置，其特征在于，所述的引气旁路通道为等宽度设计，通道宽度为喷管扩张段与收缩段连接处的高度的5%?20% ;所述的引气旁路通道进气口(I)的角度为90°，所述角度为第一通道与喷管收缩段的切线之间的夹角；出气口(7)的角度为90°?160°，所述角度为第三通道(6)起始段至出气端的连线与水平线之间的夹角；所...

【专利技术属性】
技术研发人员：王明涛，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：实用新型
国别省市：