CN102251879A - 差动式可调单边膨胀喷管 - Google Patents
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Abstract
本发明提出了一种差动式可调单边膨胀喷管。喷管喉道面积双边可调且可实施差动式调节，在整个飞行包线内都满足发动机流量变化要求；喷管出口面积可调，在一定的飞行马赫数范围内可满足燃气理想完全膨胀要求；喷管上腹板分为可调上腹板和固定上腹板，两者之间存在一定的间隙，其中固定上腹板直接利用飞行器后体，这样可以降低运动机构的操纵力。在跨声速和低超声速飞行条件下可通过间隙向固定上腹板注入从前机身泄除的边界层，这样可以提高固定上腹板的壁面静压从而减小气流过膨胀引起的推力损失，同时降低飞行器的俯仰力矩，保证了喷管在宽广的飞行包线内都具有较高的推力系数；此外还可强化对固定上腹板的冷却，降低喷管的热负荷和红外信号特征。
Description
技术领域
本发明涉及差动式可调单边膨胀喷管。
技术背景
高超声速飞行器被誉为是继螺旋桨和喷气式飞机之后世界航空史上的第三次“革命”，也是二十一世纪航空航天领域的技术制高点，开展高超声速飞行器研究具有前瞻性、战略性和带动性，将对军事、经济和人类社会文明产生不可估量的深远影响。
动力装置是能否实现高超声速飞行的主要关键技术。为了兼顾安全性、经济性和作战效能的综合要求，采用吸气式发动机为动力的高超声速飞行器的飞行包线十分宽广(高度0～40km或更高，飞机马赫数从亚声、跨声、超声速到高超声速)，这要求飞行器/推进***/尾喷管进行一体化设计。单边膨胀喷管(SERN)由于直接使用飞行器的后体下表面作为外膨胀面，使其具有独特的满足大膨胀比的能力。而且SERN的非对称结构，使其在非设计高度飞行时，喷管具有一定的自适应补偿特性。这些优点使得单边膨胀喷管成为未来高超声速飞行器最有可能采用的喷管类型。
总体上来说，单边膨胀喷管具有如下六大特点：
喷管落压比非常大，达到三位数；
喷管喉道面积(A8)变化范围非常大；
喷管出口面积(A9)以及A9/A8变化范围很大；
通过喷管的流量大，变化范围大；
喷管的热负荷高；
要求喷管在宽广的飞行包线内具有较高的推力系数。
其实，除了这“四大两高”以外，考虑到喷管的实际装机和使用，还应从进气道，发动机和喷管的匹配角度以及与机体一体化设计等方面综合研究排气***的设计。
发明内容
为了满足喷管主要工作状态以及推力性能要求，本发明提出了一种差动式可调单边膨胀喷管的解决方案。在设计点喷管面积比A9/A8达到8，落压比约为100，可以满足大膨胀比高落压比要求；喷管喉道面积(A8)双边可调且可以实施差动式调节，在整个飞行包线内都满足发动机流量变化要求；喷管出口面积(A9)可调，在一定的飞行马赫数范围内可以满足燃气理想完全膨胀要求；喷管的上腹板分为可调上腹板和固定上腹板，两者之间存在一定的间隙，其中固定上腹板直接利用飞行器后体，这样可以降低运动机构的操纵力。在跨声速和低超声速飞行条件下可以通过间隙向固定上腹板注入从前机身泄除的边界层，这样可以提高固定上腹板的壁面静压从而减小气流过膨胀引起的推力损失，同时降低飞行器的俯仰力矩，保证了喷管在宽广的飞行包线内具有较高的推力系数；此外还可以强化对固定段的冷却，降低喷管的热负荷和红外信号特征。
根据本发明的一个方面，提供了一种差动式可调单边膨胀喷管，其特征在于包括：转动件固定机匣、上/下收敛调节板、下腹板、可调上腹板、固定上腹板和左/右侧板。
附图说明
图1为差动式可调单边膨胀喷管的构造。
图2为喷管作动***示意图。
图3为转动件固定机匣构造与装配图。
图4为上/下收敛调节板构造图。
图5为下腹板构造和装配图。
图6为可调上腹板构造图。
具体实施方式
根据本发明的一个实施例的喷管方案图见图1，其喷管包括前安装边(1)、圆转矩过渡段(2)、后安装边(3)、转动件固定机匣(4)、上/下收敛调节板(5)、下腹板(6)、可调上腹板(7)、固定上腹板(8)、左/右侧板(9)、支撑横梁(10)以及步进电机(11)等。
作动***
如图2所示，根据本发明的一个实施例的作动***包括步进电机(11)、阶梯轴(12)、安装座(13)、微型轴承(14)、固定槽道(15)和双头拉杆(16)，其中步进电机(11)通过与之连接的安装座(13)将轴向位移传递给阶梯轴(12)，阶梯轴(12)做轴向运动的同时带动微型轴承(14)在固定槽道(15)上滚动。双头拉杆(16)的一端通过旋转副与阶梯轴(12)连接，另一端与收敛调节板(5)上的吊钩(18)通过第四销轴(17)连接。步进电机(11)做轴向位移时，喷管喉道面积(A8)和喷管出口面积(A9)按照一定的规律进行变化。
转动件固定机匣
根据本发明的一个实施例，如图3所示，转动件固定机匣(4)包括上/下框(19)和左/右框(20)的组合，为整个运动机构的重要承力部件。从图3中可以看出转动件固定机匣(4)与左/右侧板(9)以及上/下收敛调节板(5)的装配关系，上/下收敛调节板(5)上的左/右双头吊耳(22)通过第一销轴(21)与转动件固定机匣(4)连接。
上/下收敛调节板
如图4所示，根据本发明的一个实施例的上/下收敛调节板(5)包括底板(23)、左/右双头吊耳(22)、支撑吊耳(24)和吊钩(18)。上/下收敛调节板(5)前端用左/右双头吊耳(22)通过第一销轴(21)与转动件固定机匣(4)连接，上/下收敛调节板(5)后端通过第二销轴(25)分别与可调上腹板(7)和下腹板(6)连接。当步进电机(11)向前做轴向运动时，上/下收敛调节板(5)绕第一销轴(21)旋转，实现喷管喉道面积(A8)的变小；当A8变大时，喷管内的气动力通过调节板由双头拉杆(16)传给阶梯轴(12)，再由步进电机(11)的操纵力来平衡。喷管最大和最小喉道面积比值约为3。
下腹板
如图5所示，根据本发明的一个实施例的下腹板(6)包括支撑吊耳(24)，底板(26)和支架(27)。从图5中可以看出下腹板(6)与滑槽(28)和左/右侧板(9)的装配关系。支架(27)安装在底板(26)中间位置，滑槽(28)固定在左/右侧板(9)上，第三销轴(29)穿过支架(27)与微型轴承(30)配合。下腹板(6)前端绕第二销轴(25)转动的同时微型轴承(30)在滑槽(28)中滚动，其中开口销(31)的作用是防止微型轴承(30)从第三销轴(29)上脱落。滑槽(28)的安装角对喷管出口面积(A9)有较大的影响：当滑槽(28)垂直放置时，在整个运动过程中A9保持不变；当滑槽(28)水平放置时，这时A9的变化范围最大。综合考虑A9的变化范围和喷管外阻的影响，在一个具体实施例中安装角取30°。
可调上腹板
如图6所示，根据本发明的一个实施例的可调上腹板(7)包括支撑吊耳(24)、底板(32)和滑块(33)。当上收敛调节板(5)做喉道的收放运动时，可调上腹板(7)前端做角向运动其后端滑块(33)做跟随滑动。可调上腹板(7)和固定上腹板(8)之间存在一定的间隙，如图1所示。其大小随着喉道面积(A8)的变小而变小，在设计点状态(喉道面积最小)间隙达到最小。在非设计点状态特别是在跨声速和低超声速飞行条件下，间隙是较大的，可以注入从前机身泄除的边界层，这样可以减小气流过膨胀引起的推力损失，同时降低飞行器的俯仰力矩，此外还可以降低喷管的热负荷。
固定上腹板
根据本发明的一个实施例的固定上腹板(8)如图1所示，是个断面类似于矩形的盒形结构，其下表面作为气流的外膨胀面。其中间是空腔，沿流向采用了多根(如3根)加强肋保证其刚性。固定上腹板(8)作为一个独立的单元体直接与左/右侧板(9)联结固定，结构简单可靠。
左右侧板及支撑横梁
参见图1。由于喷管喉道面积(A8)和出口面积(A9)可调，左/右侧板(9)与上/下收敛调节板(5)、下腹板(6)和可调上腹板(7)必须保持一定的间隙；在本发明的一个具体实施例中，该间隙为1mm。其中左/右侧板(9)与转动件固定机匣(4)、固定上腹板(8)和支撑横梁(10)通过固定螺钉连接。左/右侧板(9)的构型对喷管性能有较大的影响，在本发明的一个具体实施例中，左/右侧板(9)的形状是通过CFD计算优化得到的，其兼顾了喷管重量和推力性能的要求。
Claims (10)
1.差动式可调单边膨胀喷管，其特征在于包括：
转动件固定机匣(4)；
上/下收敛调节板(5)；
下腹板(6)；
可调上腹板(7)；
固定上腹板(8)；
左/右侧板(9)。
2.根据权利要求1的差动式可调单边膨胀喷管，其特征在于转动件固定机匣(4)包括：
上/下框(19)，
左/右框(20)，
其中上/下收敛调节板(5)上的左/右双头吊耳(22)通过第一销轴(21)与转动件固定机匣(4)连接。
3.根据权利要求2的差动式可调单边膨胀喷管，其特征在于上/下收敛调节板(5)包括：
底板(23)，
所述左/右双头吊耳(22)，
支撑吊耳(24)，
吊钩(18)，
其中，上/下收敛调节板(5)前端用左/右双头吊耳(22)通过第一销轴(21)与转动件固定机匣(4)连接，上/下收敛调节板(5)后端通过第二销轴(25)分别与可调上腹板(7)和下腹板(6)连接。
4.根据权利要求3的差动式可调单边膨胀喷管，其特征在于进一步包括作动***，所述作动***包括：
步进电机(11)，
阶梯轴(12)，
安装座(13)，
微型轴承(14)，
固定槽道(15)，
双头拉杆(16)，
当步进电机(11)向前做轴向运动时，上/下收敛调节板(5)绕第一销轴(21)旋转，实现喷管喉道面积(A8)的变小；当A8变大时，喷管内的气动力通过调节板由双头拉杆(16)传给阶梯轴(12)，再由步进电机(11)的操纵力来平衡。
5.根据权利要求4的差动式可调单边膨胀喷管，其特征在于喷管最大和最小喉道面积比值约为3。
6.根据权利要求5的差动式可调单边膨胀喷管，其特征在于下腹板(6)包括：
支撑吊耳(24)，
底板(26)，
支架(27)，所述支架(27)安装在底板(26)中间位置，
固定在左/右侧板(9)上的滑槽(28)，
穿过支架(27)的第三销轴(29)，
与第三销轴(29)配合的微型轴承(30)，
其中
下腹板(6)的前端绕第二销轴(25)转动的同时微型轴承(30)在滑槽(28)中滚动，开口销(31)用于防止微型轴承(30)从第三销轴(29)上脱落。
7.根据权利要求6的差动式可调单边膨胀喷管，其特征在于
滑槽(28)的安装角影响喷管出口面积(A9)，即：当滑槽(28)垂直放置时，在整个运动过程中喷管出口面积(A9)保持不变；当滑槽(28)水平放置时，这时喷管出口面积(A9)的变化范围最大。
8.根据权利要求7的差动式可调单边膨胀喷管，其特征在于可调上腹板(7)包括：
支撑吊耳(24)，
底板(32)，滑块(33)，
其中，
当上收敛调节板(5)做喉道的收放运动时，可调上腹板(7)前端做角向运动，可调上腹板(7)的后端滑块(33)做跟随滑动，可调上腹板(7)和固定上腹板(8)之间存在一定的间隙，该间隙的大小随着喉道面积(A8)的减小而变小，在设计点状态即喉道面积(A8)最小时间隙达到最小，在非设计点状态特别是在跨声速和低超声速飞行条件下间隙较大，可以向间隙注入从前机身泄除的边界层，从而减小气流过膨胀引起的推力损失，降低飞行器的俯仰力矩，降低喷管的热负荷。
9.根据权利要求8的差动式可调单边膨胀喷管，其特征在于固定上腹板(8)为断面类似于矩形的盒形结构，其下表面作为气流的外膨胀面，其中间是空腔，沿流向采用了多根加强肋保证其刚性，所述固定上腹板(8)作为一个独立单元体直接与左/右侧板(9)联结固定。
10.根据权利要求9的差动式可调单边膨胀喷管，其特征在于左/右侧板(9)与上/下收敛调节板(5)、下腹板(6)和可调上腹板(7)之间保持一定的间隙，
左/右侧板(9)与转动件固定机匣(4)、固定上腹板(8)和支撑横梁(10)固定连接，
左/右侧板(9)的形状兼顾了喷管重量和推力性能的要求。
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|---|---|
| CN (1) | CN102251879B (zh) |
Cited By (21)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102760193A (zh) * | 2012-07-26 | 2012-10-31 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种基于安装性能的发动机喷管出口面积调节设计方法 |
| CN103334849A (zh) * | 2013-06-26 | 2013-10-02 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种单作动***双滑梁式二元收扩喷管控制机构 |
| CN104033283A (zh) * | 2014-06-05 | 2014-09-10 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种新型二元单边膨胀喷管 |
| CN104033280A (zh) * | 2014-06-06 | 2014-09-10 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种可实现s弯遮挡功能的二元矢量喷管 |
| CN104033281A (zh) * | 2014-06-09 | 2014-09-10 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种具有单边膨胀功能的二元矢量喷管 |
| CN106014683A (zh) * | 2016-05-30 | 2016-10-12 | 西北工业大学 | 一种带增压流动控制装置的tbcc用sern结构 |
| CN106014684A (zh) * | 2016-05-30 | 2016-10-12 | 西北工业大学 | 一种改善tbcc用sern的组合流动控制方法及结构 |
| CN106050469A (zh) * | 2016-07-01 | 2016-10-26 | 南京航空航天大学 | 一种实现喉道面积调节和推力矢量的喷管结构和调节方法 |
| CN109356747A (zh) * | 2018-12-13 | 2019-02-19 | 西安航天动力研究所 | 一种喉径可调的冲压发动机喷管 |
| CN110159454A (zh) * | 2019-06-17 | 2019-08-23 | 西安航空学院 | 固冲发动机可调喷管 |
| CN112211749A (zh) * | 2020-09-18 | 2021-01-12 | 西北工业大学 | 一种小型固体火箭发动机 |
| CN112229640A (zh) * | 2020-10-16 | 2021-01-15 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种航空发动机尾喷管调节机构刚度试验装置及测量方法 |
| CN113494385A (zh) * | 2021-06-25 | 2021-10-12 | 北京理工大学 | 面向发动机尾喷管可靠运动的关键结构参数优化方法 |
| CN113638820A (zh) * | 2021-10-13 | 2021-11-12 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种扩张段调节板不过中线的二元矢量喷管矢量实现方法 |
| CN113915026A (zh) * | 2021-11-05 | 2022-01-11 | 沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司 | 一种具有矢量调节能力的单边膨胀喷管 |
| CN113944565A (zh) * | 2021-10-19 | 2022-01-18 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种用于改善振动特性的尾喷管结构 |
| CN114109644A (zh) * | 2021-10-09 | 2022-03-01 | 中国航发贵阳发动机设计研究所 | 一种航空发动机异型固定喷管出口喉道面积调整方法 |
| CN114152403A (zh) * | 2022-02-08 | 2022-03-08 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 一种基于机械轴承的高精度俯仰力矩测量装置 |
| CN114673605A (zh) * | 2022-04-14 | 2022-06-28 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种轻质高隐身能力单边膨胀喷管 |
| CN114790954A (zh) * | 2022-04-14 | 2022-07-26 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种高效喉道可调高隐身低尾阻单边膨胀喷管 |
| CN115614179A (zh) * | 2022-08-31 | 2023-01-17 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 道喉道面积的调节机构 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4641782A (en) * | 1981-02-24 | 1987-02-10 | Rolls-Royce Plc | Jet propulsion nozzle |
| EP0298010A2 (en) * | 1987-06-25 | 1989-01-04 | United Technologies Corporation | Divergent flap actuation system for a two-dimensional exhaust nozzle |
| US5081835A (en) * | 1990-10-12 | 1992-01-21 | United Technologies Corporation | Eccentric flap nozzle |
| US5186390A (en) * | 1989-01-16 | 1993-02-16 | Mtu Motoren-Und Turbinen-Union Munchen Gmbh | Propelling nozzle |
| EP1607610A1 (en) * | 2004-06-18 | 2005-12-21 | General Electric Company | Two-dimensional vectorable single expansion ramp nozzle |
| CN101576025A (zh) * | 2009-06-11 | 2009-11-11 | 北京航空航天大学 | 冲压发动机多模态可调喉道喷管 |
-
2011
- 2011-06-09 CN CN2011101544540A patent/CN102251879B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4641782A (en) * | 1981-02-24 | 1987-02-10 | Rolls-Royce Plc | Jet propulsion nozzle |
| EP0298010A2 (en) * | 1987-06-25 | 1989-01-04 | United Technologies Corporation | Divergent flap actuation system for a two-dimensional exhaust nozzle |
| US5186390A (en) * | 1989-01-16 | 1993-02-16 | Mtu Motoren-Und Turbinen-Union Munchen Gmbh | Propelling nozzle |
| US5081835A (en) * | 1990-10-12 | 1992-01-21 | United Technologies Corporation | Eccentric flap nozzle |
| EP1607610A1 (en) * | 2004-06-18 | 2005-12-21 | General Electric Company | Two-dimensional vectorable single expansion ramp nozzle |
| CN101576025A (zh) * | 2009-06-11 | 2009-11-11 | 北京航空航天大学 | 冲压发动机多模态可调喉道喷管 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 谭杰等: "过膨胀单边膨胀喷管试验和数值模拟", 《推进技术》, vol. 30, no. 3, 30 June 2009 (2009-06-30), pages 292 - 296 * |
Cited By (32)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102760193A (zh) * | 2012-07-26 | 2012-10-31 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种基于安装性能的发动机喷管出口面积调节设计方法 |
| CN102760193B (zh) * | 2012-07-26 | 2014-09-17 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种基于安装性能的发动机喷管出口面积调节设计方法 |
| CN103334849A (zh) * | 2013-06-26 | 2013-10-02 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种单作动***双滑梁式二元收扩喷管控制机构 |
| CN103334849B (zh) * | 2013-06-26 | 2015-08-19 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种单作动***双滑梁式二元收扩喷管控制机构 |
| CN104033283A (zh) * | 2014-06-05 | 2014-09-10 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种新型二元单边膨胀喷管 |
| CN104033283B (zh) * | 2014-06-05 | 2016-05-04 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种新型二元单边膨胀喷管 |
| CN104033280B (zh) * | 2014-06-06 | 2016-06-08 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种可实现s弯遮挡功能的二元矢量喷管 |
| CN104033280A (zh) * | 2014-06-06 | 2014-09-10 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种可实现s弯遮挡功能的二元矢量喷管 |
| CN104033281A (zh) * | 2014-06-09 | 2014-09-10 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种具有单边膨胀功能的二元矢量喷管 |
| CN104033281B (zh) * | 2014-06-09 | 2017-01-25 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种具有单边膨胀功能的二元矢量喷管 |
| CN106014683A (zh) * | 2016-05-30 | 2016-10-12 | 西北工业大学 | 一种带增压流动控制装置的tbcc用sern结构 |
| CN106014684A (zh) * | 2016-05-30 | 2016-10-12 | 西北工业大学 | 一种改善tbcc用sern的组合流动控制方法及结构 |
| CN106014683B (zh) * | 2016-05-30 | 2018-04-06 | 西北工业大学 | 一种带增压流动控制装置的tbcc用sern结构 |
| CN106050469A (zh) * | 2016-07-01 | 2016-10-26 | 南京航空航天大学 | 一种实现喉道面积调节和推力矢量的喷管结构和调节方法 |
| CN109356747A (zh) * | 2018-12-13 | 2019-02-19 | 西安航天动力研究所 | 一种喉径可调的冲压发动机喷管 |
| CN110159454A (zh) * | 2019-06-17 | 2019-08-23 | 西安航空学院 | 固冲发动机可调喷管 |
| CN110159454B (zh) * | 2019-06-17 | 2023-11-24 | 西安航空学院 | 固冲发动机可调喷管 |
| CN112211749A (zh) * | 2020-09-18 | 2021-01-12 | 西北工业大学 | 一种小型固体火箭发动机 |
| CN112229640B (zh) * | 2020-10-16 | 2023-01-13 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种航空发动机尾喷管调节机构刚度试验装置及测量方法 |
| CN112229640A (zh) * | 2020-10-16 | 2021-01-15 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种航空发动机尾喷管调节机构刚度试验装置及测量方法 |
| CN113494385A (zh) * | 2021-06-25 | 2021-10-12 | 北京理工大学 | 面向发动机尾喷管可靠运动的关键结构参数优化方法 |
| CN114109644A (zh) * | 2021-10-09 | 2022-03-01 | 中国航发贵阳发动机设计研究所 | 一种航空发动机异型固定喷管出口喉道面积调整方法 |
| CN113638820A (zh) * | 2021-10-13 | 2021-11-12 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种扩张段调节板不过中线的二元矢量喷管矢量实现方法 |
| CN113944565A (zh) * | 2021-10-19 | 2022-01-18 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种用于改善振动特性的尾喷管结构 |
| CN113944565B (zh) * | 2021-10-19 | 2022-06-28 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种用于改善振动特性的尾喷管结构 |
| CN113915026A (zh) * | 2021-11-05 | 2022-01-11 | 沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司 | 一种具有矢量调节能力的单边膨胀喷管 |
| CN114152403A (zh) * | 2022-02-08 | 2022-03-08 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 一种基于机械轴承的高精度俯仰力矩测量装置 |
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