[实用新型]一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置

说明书

一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置包括尾舱、排气管、舵机、喷管，还包括尾舱引流槽、尾舱内鼓包和引射缝隙导流组件；在尾舱壁上设置尾舱引流槽，在尾舱的内壁设置包裹舵机的尾舱内鼓包，尾舱内鼓包与排气管之间的夹层形成内气流流动通道，在排气管上设置至少两个引射缝隙导流组件，将冷空气引入排气管内形成稳定的冷空气膜。本实用新型的设计使冷却气流在排气管内壁形成稳定的冷却气膜，可抑制对流换热，降低高温燃气对排气管的加热作用，使排气管全段都能得到有效降温。

技术领域

本实用新型涉及一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置，属于巡航导弹隐身设计技术领域。

背景技术

巡航导弹为了提高自身战场生存能力，对隐身要求越来越高。巡航导弹发动机排气管的红外隐身设计是全机隐身设计的重要内容，发动机的红外特征主要包括3～5μm和8～14μm两种波长，8～14μm波长的辐射所占比例较少，3～ 5μm波长的辐射是红外制导导弹的主要跟踪目标波段，其主要来源是发动机高温部件及尾喷流。因此，如何降低发动机排气管及尾喷流的温度是发动机红外隐身设计的首要目标，另外，排气管温度太高还会对发动机舱内设备构成威胁，所以降低排气管温度对于提高飞行器隐身性和安全性都具有重要意义。

目前针对巡航导弹降低排气管温度的传统措施是在排气管上游弹体表面开槽或打孔，引入外部冷却气流，冷却气流作用于排气管外壁面通过对流换热降低排气管温度。传统的排气管冷却措施存在以下缺陷：

1)舱内通常安装有舵机等设备，阻力较大，不利于外部气流流入，引流质量较小，排气管的冷却效果有限；

2)外部引流只能从排气管外侧通过对流换热降温，高温燃气不断的在内侧给于加热，排气管冷却效果较低；

3)排气管上游将附着于它的冷却气体加热后，下游排气管的冷却效果将降低。

实用新型内容

本实用新型技术解决的问题是：克服现有技术的不足，提出一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置，以满足巡航导弹隐身设计对发动机排气管壁面温度的要求。

本实用新型的技术解决方案是：

一种巡航导弹发动机排气管的补偿式引射气膜冷却装置，包括尾舱、排气管、舵机、喷管，还包括尾舱引流槽、尾舱内鼓包和引射缝隙导流组件；在尾舱壁上设置尾舱引流槽，在尾舱的内壁设置包裹舵机的尾舱内鼓包，尾舱内鼓包与排气管之间的夹层形成内气流流动通道，在排气管上设置至少两个引射缝隙导流组件，将冷空气引入排气管内形成稳定的冷空气膜。

在上述冷却装置中，所述引射缝隙导流组件包括导流段、稳流段、出口段、连接段，引射缝隙导流组件沿排气管分段布置，上游引射缝隙导流组件的连接段的尾部外沿与下游引射缝隙导流组件的稳流段内沿相套接。

在上述冷却装置中，所述尾舱引流槽与蒙皮呈30～60°夹角，所述尾舱引流槽1位于喷管上游距离喷管尾端2.5倍喷管直径位置，所述尾舱引流槽的宽度 L为喷管直径的1/20～1/10，所述尾舱引流槽的长度K为宽度L的2～3倍，在尾舱两侧沿周线对称布置4～6个所述尾舱引流槽。

在上述冷却装置中，所述尾舱内鼓包剖面形状是光滑样条曲线，前缘和后缘与尾舱内壁相切，起点位于尾舱引流槽后沿，终点位于尾舱出口。

在上述冷却装置中，所述引射缝隙导流组件的导流段从入口处到稳流段入口处内经逐渐减小，呈喇叭口状，所述导流段的入口净高度H为所述稳流段的高度F的1.5～2.0倍，导流段的长度I为稳流段高度F的2～3倍。

在上述冷却装置中，所述稳流段平直，稳流段的长度E为喷管半径的1/5～ 3/5，高度F为喷管半径的1/12～1/8。

在上述冷却装置中，所述稳流段内壁沿圆周均布平行于排气管的肋片，所述肋片厚度1～3mm，两个肋片间隔G是引所述稳流段高度F的1～2倍。