[发明专利]带加力燃烧的涡扇发动机二元塞式喷管

摘要

本发明涉及一种带加力燃烧的涡扇发动机二元塞式喷管，属于飞行器红外辐射特征的抑制技术领域。喷管前部具有外涵通道（14）和内涵通道（1）、内涵通道内通过支板（13）安装有中心锥（12），中心锥（12）下游还安装有火焰稳定器（3）；喷管中部为加力燃烧室；喷管后部依次为过渡段（6）和收敛扩张段（7），收敛扩张段（7）安装有塞锥。塞锥为棱柱形，包含塞锥前部（10）和塞锥后部（9）。本发明能在保持较高的气动性能的同时，显著降低发动机排气系统的红外辐射特征，缩短红外探测系统的锁定距离，从而有效提高飞行器的战场生存能力。

主权项

一种带加力燃烧的涡扇发动机二元塞式喷管，喷管前部具有外涵通道（14）和内涵通道（1）、内涵通道内通过支板（13）安装有中心锥（12），中心锥（12）下游还安装有火焰稳定器（3）；喷管中部的喷管外壁（5）内安装有隔热屏（11），隔热屏（11）与喷管外壁（5）之间形成冷却通道，冷却通道末端为冷却气出口（17），隔热屏（11）内部为加力燃烧室（4）；喷管后部依次为圆转矩过渡段（6）和收敛扩张段（7），收敛扩张段（7）的上下壁面为矩形面，左右两侧壁面为等腰梯形，收敛扩张段（7）内安装有塞锥；其特征在于：上述塞锥为棱柱形，包含塞锥前部（10）和塞锥后部（9），塞锥按以下方式布置：塞锥轴线与喷管轴线垂直，塞锥前部（10）和塞锥后部（9）的交接面与喷管轴线垂直；定义收敛扩张段中位于棱柱形塞锥最大截面处为喉道（18）；定义内涵通道直径为D1，中心锥底部直径为D2，圆转矩过渡段进口直径为D3，圆转矩过渡段水平投影长度为L1，喉道（18）至冷却气出口（17）的距离为L2，喉道（18）至喷管出口（8）的距离为L3，塞锥前部水平投影长度为L4，塞锥后部水平投影长度为L5，塞锥最大高度为H；塞锥最大高度H大于中心锥底部直径D2的0.5倍而小于内涵道直径D1；塞锥前部塞锥前部（10）处于冷却气出口（17）的下游，塞锥后部（9）不伸出喷管出口（8）；圆转矩过渡段（6）采用超椭圆的方式过渡，圆转矩过渡段水平投影长度为L1大于圆转矩过渡段（6）的进口半径。