[发明专利]一种喷管气孔流动控制结构

说明书

本发明一种喷管气孔流动控制结构，属于航空领域；包括飞机蒙皮、机舱、进气道、发动机、喷管、集气室、引射套管、气孔。进气道进口与飞机蒙皮连通，进气道、发动机、喷管依次连接，构成发动机主流通道。飞机蒙皮、进气道、发动机、喷管所包裹的区域构成机舱。引射套管的进口位于机舱内，引射套管的出口与飞机蒙皮后端连接。引射套管与喷管之间的间隙是飞机次流通道。集气室将机舱和次流通道连通。气孔位于喷管的管壁上，气孔将发动机主流通道和飞机次流通道连通。通过引射套管内的气流和单边膨胀壁面上的气孔调节单边膨胀壁面的压力分布，减少单边膨胀带来的流动损失。

技术领域

本发明属于航空领域，具体涉及一种喷管气孔流动控制结构。

背景技术

航空发动机喷管是飞机后向的红外辐射特征和雷达散射特征的主要来源之一。现代隐身飞机多采用飞翼类布局方式，其进排气布局为背负式或內埋式布置，这种布置下可以利用飞机的后体对喷管进行有效遮挡，从而提高飞机的隐身性能。S弯二元喷管由于能够遮蔽发动机中的高温热壁面，减弱雷达回波强度，具备隐身性能好，并且易与飞机进行一体化的气动、结构及隐身设计，被广泛关注。美国现役的B2A轰炸机的排气系统为S弯二元喷管，通过后甲板与飞机机体进行了一体化设计，但也使得S弯二元喷管与后甲板构成了单边膨胀喷管。此外，X47、神经元、YF23等飞机也采用单边膨胀的二元喷管。S弯二元喷管单边膨胀喷管在內埋式动力布局的得到了极大的重视。排气系统为便于将喷管与飞机后体进行一体化设计的单边膨胀二元喷管成为了隐身飞机的重要研究内容。

当下，单边膨胀喷管在高超声速和二元圆转矩形喷管中都有所研究。CN104033283A公开了“一种新型二元单边膨胀喷管的结构设计”，提出来一种具有结构简单、可靠性高，并具备隐身性能的圆转方二元单边膨胀喷管，这种结构仅从喷管设计角度考虑了单边膨胀喷管的结构设计，未从内外流一体化的角度去讨论喷管结构上的设计，此外所提出的单边膨胀喷管为圆转方二元喷管，从隐身性能上来讲，S弯喷管的隐身性能明显高于二元喷管。CN104033281A公开了“一种具有单边膨胀功能的二元矢量喷管”，提出了可实现矢量偏转及单边膨胀功能的喷管结构，但所提出的单边膨胀喷管的单边膨胀壁面过短，不利于使用背负式及埋入式动力布局的飞翼类飞行器使用。

现有技术并没有提出飞翼类飞行器解决单边膨胀喷管中易出现的局部过膨胀问题的结构。在大落压比条件下，单边膨胀喷管中存在的欠膨胀状态通常会造成较大的推力损失，并且诱发不可忽视的气动弹性问题。因此，需提出一种具有单边膨胀功能的S弯喷管，不仅使飞翼类飞机的排气系统具有较好的隐身性能，还能具有较高的气动性能。

发明内容

要解决的技术问题：

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种喷管气孔流动控制结构，以减少单边膨胀二元喷管的流动损失，避免出现过激波诱发附面层分离而带来的推力损失和产生气动矢量角过大的问题，削弱喷管出口区域因气动弹性而诱发的振动问题。引射次流能降低喷管出口壁面的温度，引射次流与喷管内流掺混，还可以利用引射增推的原理提高发动机推力。

本发明的技术方案是：一种喷管气孔流动控制结构，包括飞机蒙皮1、机舱2、进气道3、发动机4、喷管5、集气室6，进气道3的入口与飞机蒙皮1连接，进气道3、发动机4、喷管5依次连接，构成发动机主流通道；飞机蒙皮1、进气道3、发动机4、喷管5所包裹的区域构成机舱2；其特征在于：还包括引射套管7和气孔8；

所述引射套管7套装于飞机蒙皮1尾端内周面，其入口位于机舱2内，出口与飞机蒙皮1尾端连接；引射套管7内环面与喷管5外周面之间的间隙是飞机次流通道；集气室6将机舱2和次流通道连通；

若干所述气孔8位于喷管5的单边膨胀壁面上，将发动机主流通道和飞机次流通道连通。

本发明的进一步技术方案是：所述喷管5为单边膨胀二元管道，其下壁面为单边膨胀壁面；喷管5的出口斜切角度为30°至50°，喷管下管壁长于上管壁。