[发明专利]一种带可调盖板的S弯收扩喷管及方法

说明书

本发明一种带可调盖板的S弯收扩喷管及方法，属于航空发动机领域；包括S形收敛段、开孔扩张段和喷流控制机构；所述开孔扩张段的上下壁面均开有若干孔洞作为通气孔；所述喷流控制机构与开孔扩张段的通气孔连接，通过控制通气孔的通/闭实现对扩张段喷流的调节。所述喷流控制机构包括上盖板、下盖板、上控制装置、下控制装置；上控制装置、下控制装置分别与上盖板、下盖板连接，通过控制上盖板、下盖板的移动位置，以完成通气孔的开通或关闭状态调节。本发明通过采用喷流控制机构解决S弯收扩喷管处于过膨胀状态下由于激波边界层干扰与双分离涡系结构的出现所引起的流动不稳定性问题，并保证了喷管处于设计状态时的气动性能不受影响。

技术领域

本发明属于航空发动机领域，具体涉及一种带可调盖板的S弯收扩喷管及方法。

背景技术

随着现代战争信息化程度的不断加深与探测技术的快速发展，战斗机的生存环境俞加恶劣。航空发动机尾喷管作为飞机主要的红外辐射与雷达散射源，亟需降低其红外辐射强度与雷达散射信号来增加其隐身能力。S弯喷管因起特殊的S形与非轴对称构型，可遮挡内部高温部件，增强内外流掺混，大幅提升喷管隐身能力。而未来军用飞行器对动力系统要求苛刻，不仅要求高隐身性能，且追求更高的气动效率，常规收敛构型S弯喷管已无法满足需求。对于覆盖亚、跨、超声速飞行包线的未来战机，其排气系统落压比变化范围大(最大甚至可到10.0)，而且大部分工况下排气系统的工作压比大于5.0，因此，发动机排气系统需使用收敛-扩张构型，即S弯收扩喷管。但S弯收扩喷管处于过膨胀状态时，由于背压高于喷管内压力会产生严重的流动分离，喷管内的流动分离以冲击引起的边界层分离为主，在喷管后部还产生了双分离涡系结构，影响喷管内流动的稳定性。流动不稳定还可能导致喷管内产生非对称分离，带来非预期的推力偏转，对飞行器控制造成严重干扰，甚至使得操纵失控、失效。2017年《Shock Waves》第27期第441-455页《Flow in a planar convergent-divergent nozzle》中采用边界层放气来解决喷管过膨胀状态下因非对称分离产生侧向载荷的问题，但这种方法会造成推力损失，降低喷管的气动性能。

现有技术中公开了多孔配置，能够通过促进排气的稳定分离来控制喷嘴中的非设计分离流动，能提供明显的分离控制。但多孔结构的存在会影响喷管处于设计状态的流动，增加流动的损失，造成不必要的推力损失，因此本发明设计了喷流控制机构，在改善喷管处于过膨胀状态下不稳定分离现象的同时，又可充分利用排气流的能量，避免影响喷管设计状态下的气动性能。

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，本发明提供一种带可调盖板的S弯收扩喷管及方法，采用喷流控制机构(可控制移动的上/下盖板结构)，以解决现有技术中S弯收扩喷管处于过膨胀状态下由于激波边界层干扰与双分离涡系结构的出现所引起的流动不稳定性问题，并保证了喷管处于设计状态时的气动性能不受影响。

本发明的技术方案是：一种带可调盖板的S弯收扩喷管，其特征在于：包括S形收敛段、开孔扩张段和喷流控制机构；所述S形收敛段的入口与发动机涡轮出口配合安装，其出口与开孔扩张段的衔接处形成喷管喉道；所述开孔扩张段的上下壁面均开有若干孔洞作为通气孔；所述喷流控制机构与开孔扩张段的通气孔连接，通过控制通气孔的通/闭实现对扩张段喷流的调节。

本发明的进一步技术方案是：所述喷流控制机构包括上盖板、下盖板、上控制装置、下控制装置；所述上盖板、下盖板分别设置于开孔扩张段上、下壁面的外侧，其内表面均设置有若干凸起，凸起与开孔扩张段上的通气孔为一一对应的互补安装结构；所述上控制装置、下控制装置分别与上盖板、下盖板连接，通过控制上盖板、下盖板的移动位置，以完成通气孔的开通或关闭状态调节。

本发明的进一步技术方案是：所述开孔扩张段的上壁面孔洞和下壁面孔洞对称设置，沿开孔扩张段的轴向等间距开有4～6排小孔，间距控制在0.1L～0.12L之间，L为开孔扩张段的轴向长度；沿展向等间距开有5～7列小孔，间距控制在0.1W～0.15W之间，W为开孔扩张段的径向截面宽度。