CN103899432A - 一种改进的具有两股二次流喷射气动矢量喷管结构 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种具有两股二次流喷射的气动矢量喷管结构，解决了从发动机高压部件引气使得发动机流量减少导致推力下降的缺陷，其特征在于，其结构包括：两股二次流喷射的气动矢量喷管由二次流喷射系统I、二次流喷射系统II以及收扩喷管构成；二次流喷射系统I包括引气管道和阀门；二次流喷射系统II包括引气管道和阀门。
Description
技术领域：
本发明涉及航空发动机技术领域，尤其是一种应用于航空发动机新型排气系统结构，具体地说是一种改进的具有两股二次流喷射气动矢量喷管结构。
背景技术：
推力矢量技术的应用可以大大提高火箭、导弹、战斗机的灵活性、机动性、作战效能和生存能力，该技术的基础是推力矢量喷管技术。自90年代以来激波矢量控制SVC(Shock Vectoring Controlling)法开始用于航空发动机排气系统的气动推力矢量喷管技术研究，其原理是在喷管的扩张段喷入二次流，利用二次流对主流干扰形成激波产生推力矢量，适用对象包括二元与轴对称收扩喷管。1987年美国NASA Langley研究中心的Abeyounis等人在二元收敛-扩张喷管上验证了采用激波法实现二元收敛-扩张喷管俯仰推力矢量。1992年，Wing、Chiarelli等人将激波矢量法结合附壁吹除(Coanda blowing)技术完成了俯仰、偏航矢量功能。1995年，Giuliano在NASA兰利喷流排气试验装置上专门做了基于激波矢量控制的二元球面收敛/扩散调节片俯仰推力矢量喷管试验，并在1996年，进行了基于激波矢量控制的不仅具有俯仰推力矢量功能，而且具有偏航推力矢量能力的喷管试验。近年来，基于二次流喷射的推力矢量喷管因其结构简单，重量轻，易于维护，系统响应快，隐身性能好，可以产生5°-15°的推力矢量角等优点，已成为研究的热点问题。然而，常规的SVC推力矢量喷管二次流通常是从发动机高压部件引入的，存在引气量大的问题，研究显示，从高压部件引出10％的气体引入到喷管扩张段会导致发动机的推力下降20％，推力损失一方面是由于二次流射入主流形成激波而产生的；另一方面是由于从高压部件引气使得发动机共同工作点左移，进入航空发动机的气流流量减少，进而导致总推力的下降。二次流射入主流产生激波从而产生推力矢量是激波矢量控制技术的必要手段，因而激波损失在此方法中是不可消除的。因此，在保证推力矢量的同时减少从高压部件的引气量以减少发动机的推力损失成为激波矢量控制技术工程应用的重要问题。
发明内容：
为了克服背景技术中的不足，为了解决从发动机高压部件引气使得发动机流量减少导致推力下降的缺陷，本发明提供了一种具有两股二次流喷射的气动矢量喷管结构。
本发明一种具有两股二次流喷射的气动矢量喷管结构，其特征在于，其结构包括：两股二次流喷射的气动矢量喷管由二次流喷射系统I、二次流喷射系统II以及收扩喷管构成；二次流喷射系统I包括引气管道和阀门；二次流喷射系统II包括引气管道和阀门；
二次流喷射系统I从喷管收敛段的前端引气；二次流喷射系统II从发动机高压压气机引气；二次流喷射系统I和二次流喷射系统II位于同一平面，二次流喷射系统II位于二次流喷射系统I的下部，引气管道1的喷口位于引气管道的喷口前端；引气管道的喷口垂直于喷管扩张段的壁面；引气管道的喷口垂直于喷管扩张段的壁面；阀门与阀门均为可调节的，并且阀门与阀门根据喷管的状态相互耦合。
两股二次流喷射气动矢量喷管工作时，二次流喷射系统I通过引气管道从喷管的收敛段前端引入气体经引气管道的喷口射入到喷管扩张段的主流气体中，在二次流与主流干扰时产生斜激波，从而获得一定的推力矢量，二次流喷射系统I更主要的作用在于增大了喷管的喉部面积，增强了喷管的流通能力，阀门用于调节引气量大小，当喷管流通能力不足时，可以调大阀门；二次流喷射系统II通过引气管道从发动机高压压气机中引入气体经引气管道的喷口射入到喷管扩张段的主流气体中，二次流与主流干扰时形成斜激波，产生推力矢量角，以实现飞机的俯仰运动，阀门用于控制引气量，调节二次流的入射量可以得到不同程度的推力矢量。本发明最大的优点在于，二次流喷射系统I已经产生了一定的推力矢量，二次流喷射系统II从发动机高压压气机部分引气量可以相对减少，从而减少了因从高压压气机引气导致的发动机性能下降，同时二次流喷射系统I增大了喷管的流通能力，因而提升了发动机的性能。
附图说明：
图1是本发明结构示意图；
图中1-引气管道；2-阀门；3-引气管道；4-阀门；5-收扩喷管。
具体实施方式：
参照各图，该一种具有两股二次流喷射的气动矢量喷管结构，其特征在于，其结构包括：两股二次流喷射的气动矢量喷管由二次流喷射系统I、二次流喷射系统II以及收扩喷管5构成；二次流喷射系统I包括引气管道1和阀门2；二次流喷射系统II包括引气管道3和阀门4；
二次流喷射系统I从喷管5收敛段的前端引气；二次流喷射系统II从发动机高压压气机引气；二次流喷射系统I和二次流喷射系统II位于同一平面，二次流喷射系统II位于二次流喷射系统I的下部，引气管道1的喷口位于引气管道3的喷口前端；引气管道1的喷口垂直于喷管5扩张段的壁面；引气管道3的喷口垂直于喷管5扩张段的壁面；阀门2与阀门4均为可调节的，并且阀门2与阀门4根据喷管的状态相互耦合。
两股二次流喷射气动矢量喷管工作时，二次流喷射系统I通过引气管道1从喷管5的收敛段前端引入气体经引气管道1的喷口射入到喷管5扩张段的主流气体中，在二次流与主流干扰时产生斜激波，从而获得一定的推力矢量，二次流喷射系统I更主要的作用在于增大了喷管5的喉部面积，增强了喷管5的流通能力，阀门2用于调节引气量大小，当喷管5流通能力不足时，可以调大阀门2；二次流喷射系统II通过引气管道3从发动机高压压气机中引入气体经引气管道3的喷口射入到喷管5扩张段的主流气体中，二次流与主流干扰时形成斜激波，产生推力矢量角，以实现飞机的俯仰运动，阀门4用于控制引气量，调节二次流的入射量可以得到不同程度的推力矢量。本发明最大的优点在于，二次流喷射系统I已经产生了一定的推力矢量，二次流喷射系统II从发动机高压压气机部分引气量可以相对减少，从而减少了因从高压压气机引气导致的发动机性能下降，同时二次流喷射系统I增大了喷管的流通能力，因而提升了发动机的性能。
当需要较小的推力矢量角时，阀门2处于闭合状态，二次流喷射系统I不工作，二次流喷射系统II通过引气管道3从发动机高压压气机中引入气体经引气管道3的喷口射入到喷管5扩张段的主流气体中，二次流与主流干扰形成斜激波，产生推力矢量角，阀门4用于控制引气量，调节二次流的入射量可以得到不同的小角度推力矢量角。然而，当需要较大的推力矢量角时，如果只是二次流喷射系统II工作调大阀门4来实现，会导致发动机性能的急剧下降，此时打开阀门2，二次流喷射系统I通过引气管道1从喷管5的收敛段前端引入气体经引气管道1的喷口射入到喷管5扩张段的主流气体中，二次流与主流干扰产生斜激波，从而获得一定的推力矢量，二次流喷射系统I起到增大了喷管5的喉部面积的作用，增强了喷管5的流通能力，又由于二次流喷射系统I产生了一定的推力矢量，阀门4可以调小，从高压部分的引气可以减少，从而降低了发动机的推力损失。
本发明未经描述的技术特征可以通过现有技术实现，在此不再赘述。当然，上述说明并非是对本发明的限制，本发明也并不仅限于上述举例。本技术领域的普通技术人员在本发明的实质范围内所做出的变化、改型、添加或替换，也应属于本发明的保护范围。
Claims (1)
1.一种具有两股二次流喷射的气动矢量喷管结构，其特征在于，其结构包括：两股二次流喷射的气动矢量喷管由二次流喷射系统I、二次流喷射系统II以及收扩喷管构成；二次流喷射系统I包括引气管道和阀门；二次流喷射系统II包括引气管道和阀门；二次流喷射系统I从喷管收敛段的前端引气；二次流喷射系统II从发动机高压压气机引气；二次流喷射系统I和二次流喷射系统II位于同一平面，二次流喷射系统II位于二次流喷射系统I的下部，引气管道1的喷口位于引气管道的喷口前端；引气管道的喷口垂直于喷管扩张段的壁面；引气管道的喷口垂直于喷管扩张段的壁面；阀门与阀门均为可调节的，并且阀门与阀门根据喷管的状态相互耦合。
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