一种基于导流板的垂直起降型喉道偏移式气动矢量喷管的制作方法

文档序号:15579013发布日期:2018-09-29 06:21

本发明涉及一种基于导流板的垂直起降型喉道偏移式气动矢量喷管,属于推力矢量和垂直起降航空发动机喷管技术领域。



背景技术:

随着科学技术的发展和实际需求的提高,未来飞行器将越来越多地使用推力矢量航空发动机。推力矢量航空发动机实现推力矢量功能的核心是推力矢量喷管。传统机械式推力矢量喷管结构复杂,可靠性差,维护麻烦,因此开发一种结构简单、重量轻、维护性好的推力矢量喷管迫在眉睫。

当下,流体推力矢量喷管逐渐以其结构简单、重量轻的特点成为各国的研究重点和研究热点,并将在不远的未来进入工程应用。同时,如何在尽可能少改变喷管结构的前提下为流体推力矢量喷管赋予更多的功能成为推力矢量喷管新的领域研究方向之一。

而喉道偏移式气动矢量喷管是近年来兴起的一种新型流体推力矢量喷管,凭借结构简单,重量轻、矢量性能好等的特点,受到越来越多的青睐。常见的喉道偏移式气动矢量喷管为双喉道结构,以二喉道面积略微比一喉道面积大最为常见。一般可以将喉道偏移式气动矢量喷管分为主动有源型和自适应无源型,其中主动有源型产生推力矢量气源的来源多为外置的压缩器、气瓶或者从航空发动机高压部件(多为压气机)中引气,其特点时推力矢量角随喷管工作落压比变化小,但对整台航空发动机来说推力损失较大;而自适应无源型则是设置自适应旁路通道将喷管入口位置的高压气流引至喷管的指定位置注入,自适应产生扰动并最终实现推力矢量,其克服了主动有源型的缺点,对航空发动机整机推力影响较小,矢量角也较为稳定。

常见的喉道偏移式气动矢量喷管仅仅能产生约20°左右的单一方向矢量角,常见用于飞行器俯仰方向的控制。但是对于垂直起降飞行器来说20°左右的矢量角是远远不够的。因此要利用喉道偏移式气动矢量喷管实现垂直起降,要对其原有结构进行适当改进。本发明利用喉道偏移式气动矢量喷管二喉道前部扩张收敛段(凹腔)的型面特征,特殊设计了导流板,巧妙地将推力矢量技术和垂直起降技术融合起来,在推力矢量性能不受影响的前提下帮助其具有了高效、可靠的垂直起降能力,拓宽了它的应用场合。



技术实现要素:

发明目的:为了克服现有技术中存在的不足,本发明提供一种基于导流板的垂直起降型喉道偏移式气动矢量喷管,通过特殊设计的“菜刀”形导流片结构的偏转实现高效、可靠的垂直起降功能,大大拓宽其应用范围。

技术方案:为实现上述目的,本发明采用的技术方案为:

一种基于导流板的垂直起降型喉道偏移式气动矢量喷管,包括平飞模态下依次连通的喷管进口、一喉道前部等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张段、二喉道前部收敛段、二喉道;

其中,所述二喉道前部扩张收敛段(即二喉道前部扩张段、二喉道前部收敛段的结合)的下壁面处布置有与一喉道下壁面相接的固定部以及固定部后侧可绕转轴转动的“菜刀”形导流片,平飞模态下“菜刀”形导流片的头部与固定部的内壁面贴紧封闭,“菜刀”形导流片的内表面与上侧壁面形成二喉道前部的流通通道;

由平飞模态切换至垂直起降模态时“菜刀”形导流片绕转轴转动至其尖点头部触及二喉道前部扩张收敛段的上壁面,通过“菜刀”形导流片绕转轴不超过90°的转动实现水平流过一喉道的气流不小于90°的向下转向,进而实现平飞模态至垂直起降模态的切换。

一般来说,所述“菜刀”形导流片的外部型线包括依次衔接的AB、BC、CD、DE、AE五段,且AB、AE段构成“菜刀”形导流片的头部尖点附近型线,CD、DE段构成“菜刀”形导流片的尾部型线;

其中,AE段选用平飞模态下二喉道前部扩张收敛段下壁面的内型线,一般情况下与喷管上壁面对应位置对称,且AB、BC、CD段则构成垂直起降模态下喷管流通通道的一部分;AB段(特别是A点附近)关系到喷管平飞状态下气密性的问题,在不考虑尖点热烧蚀、尖点强度等因素的情况下,AB与AE在点A附近的夹角以锐角为宜,单从气动性能上来说夹角越小越好,且一般来说AB段为直线即可,平飞模态下AB段前部与固定部的内壁面相贴合;CD段与固定部的后缘型面之间构成垂直起降模态下喷管气流的喷出口,一般来说CD段为直线即可,垂直起降模态下CD段与水平向后的矢量方向的夹角为90°-100°为宜;BC段为连接AB段与CD段的光滑过渡曲线,DE段的设计需同时满足以下两个条件:(1)喷管平飞模态下喷管出口气流在DE段不会发生附壁流动产生初始的、不利的、明显的低头矢量,即在线DE的点E附近不会附壁流动;(2)“菜刀”形导流板在模态切换中的某个阶段,“菜刀”形导流板上侧流通通道的气流流经上侧扩张收敛段斜向下喷出的时候会在DE段上发生附壁流动。因此DE段最终结果根据优化设计得到,一般来说,平飞状态下DE段的点E一侧与水平方向的初始夹角大于45°,DE段的点D一侧为由连续光滑外凸曲线构成的科恩达效应曲面。

“菜刀”形导流片转动的转轴位置对于垂直起降模态下气流的出口方向是重要的,同时转轴的位置还间接影响垂直起降模态和模态切换下气流流过一喉道后的流通面积,即有可能对喷管喉道位置(流通面积最小位置)产生影响。一般情况下,水平方向上,转轴位于平飞模态下二喉道的下游,记一喉道高度为Hth1,转轴与二喉道的水平距离x的优选取值范围为15%×Hth1≤x≤55%×Hth1;竖直方向上,转轴位于平飞模态下喷管二喉道下侧尖点(即E点)以下,转轴与二喉道下侧尖点的竖直距离y的取值范围为25%×Hth1≤y≤60%×Hth1。

进一步的,根据转轴位置的不同,“菜刀”形导流片的转动角度也会受到影响,一般来说,自平飞模态切换至垂直起降模态,“菜刀”形导流片的转动角度θ满足45°≤θ≤90°,以55°≤θ≤70°为较优范围。具体来说,在考虑实际导流片转动过程中不能有机械运动干涉的前提下,垂直起降模态下“菜刀”形导流片的尖点头部触及二喉道前部扩张收敛段上壁面距离二喉道25%-35%凹腔长度(凹腔长度,即平飞模态下二喉道前部扩张收敛段的长度)的位置,即触点位于二喉道前部扩张收敛段的转折处附近。

进一步的,为实现喷管垂直起降模态下喷管内流的稳定和顺畅,应保证喷管在垂直起降模态和模态切换过程中喷管喉道(流通面积最小)始终处于一喉道处,即所述模态切换过程中“菜刀”形导流片的上下两侧流动通道的最小面积之和始终大于一喉道面积,以切换过程中上下两个流动通道的最小面积之和保持在1.05-1.2倍的一喉道面积为最佳,从而实现喷管流量的稳定。

作为本发明的进一步改进,在平飞模态至垂直起降模态过程及垂直起降模态至平飞模态切换过程中,特别在“菜刀”形导流片头部与喷管下壁面距离较近时,应在一喉道下侧尖点附近向主流注入次流进行流动控制。注入的气体可以来自外置的压缩器、气瓶或者从航空发动机高压部件(多为压气机)中引气,也可以通过自适应旁路通道将喷管入口(即涡轮出口)的气流注入,即同时可以满足主动有源型和自适应无源型两种喉道偏移式气动矢量喷管的需要。通过一喉道下侧尖点附近向主流注入次流,改变了流场内的流动结构,流过一喉道的气流会有贴近喷管上壁面流动的趋势,从而减弱了“菜刀”形导流片与喷管下壁面固定部所夹通道开度较小时喷管产生的总推力矢量向上偏的问题。一般来说,这种矢量方向反向跳转的现象会发生在平飞模态至垂直起降模态切换转动的0-30%阶段和垂直起降模态至平飞模态切换转动过程中的70%-100%过程中,一喉道下侧尖点附近注气量的多少应随着转动的程度来一起调节,最终实现喷管模态切换过程中推力和升力等关键参数的均匀变化,一般来说在平飞模态至垂直起降模态切换转动的5-15%阶段和垂直起降模态至平飞模态切换转动过程中的85%-95%过程中注气量应处于最大状态。

有益效果:本发明提供的一种基于导流板的垂直起降型喉道偏移式气动矢量喷管,相对于现有技术,具有以下优点:

(1)本发明使得喷管在推力矢量性能不受影响的前提下具有了高效、可靠的垂直起降能力,拓宽了它的应用场合;

(2)垂直起降模态下只有一个出口通道,气流流动稳定性更好,升力效率可达90%-95%,较其他构型的垂直起降喷管性能更加优异,且模态切换的过程中主要性能参数变化连续,迟滞性较小;

(3)一般来说,本发明“菜刀”形导流片转动角度为55°≤θ≤70°,相比转动角度更大的构型来说转动角度和转动范围较小,因此转动过程的切换时间较短;

(4)本构型喷管大多数型线以直线为主,设计简单,便于结合实际工程实用进行改进和快速优化设计。

附图说明

图1为本发明一种基于导流板的垂直起降型喉道偏移式气动矢量喷管的结构示意图;

图2为本发明中“菜刀”形导流片的结构示意图;

图中包括:1、喷管进口,2、一喉道前部等直段,3、一喉道前部收敛段,4、一喉道,5、二喉道前部扩张段,6、“菜刀”形导流片,7、二喉道前部收敛段,8、转轴,9、二喉道。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作更进一步的说明。

如图1所示为一种基于导流板的垂直起降型喉道偏移式气动矢量喷管,包括平飞模态下依次连通的喷管进口1、一喉道前部等直段2、一喉道前部收敛段3、一喉道4、二喉道前部扩张段5、二喉道前部收敛段7、二喉道9;

其中,所述二喉道前部扩张收敛段的下壁面处布置有与一喉道4下壁面相接的固定部以及固定部后侧可绕转轴8转动的“菜刀”形导流片6,平飞模态下“菜刀”形导流片6的头部与固定部的内壁面贴紧封闭,“菜刀”形导流片6的内表面与二喉道前部扩张收敛段的上壁面之间形成二喉道的流通通道;

由平飞模态切换至垂直起降模态时“菜刀”形导流片6绕转轴8顺时针转动至其尖点头部触及二喉道前部扩张收敛段的上壁面,通过“菜刀”形导流片6不超过90°的转动,实现水平流过一喉道4的气流不小于90°的向下转向,进而实现平飞模态至垂直起降模态的切换。

平飞模态下,“菜刀”形导流片6基本呈水平放置,此时喉道偏移式气动矢量喷管仅有一个喷管出口,即二喉道9。此时,喷管内流道为典型的双喉道构型的喉道偏移式气动矢量喷管,通过在喷管内流场中敏感部位(多为一喉道附近)的注气实现矢量角的产生,其气源可以来自外置的压缩器、气瓶或者从航空发动机高压部件(多为压气机),也可以通过特殊设计的旁路通道从喷管入口引入,具体如何通过注气使喉道偏移式气动矢量喷管产生矢量已经较为成熟,在此不作赘述。

垂直起降模态下,“菜刀”形的导流片6绕转轴顺时针转动至“菜刀”形导流片的尖点头部与喷管上壁面接触、完全关闭喷管上部流道为止。此时,喷管的气流流通通道由原本的水平向后变为流过一喉道的气流在导流片的阻挡作用下只能从喷管下部出口喷出,产生正上方或后上方的推力矢量,即垂直起降模态下推力矢量角α的优选范围为90°≤α≤110°。

作为实现垂直起降的核心部件,“菜刀”形导流片的位置和设计是非常重要的。如图2所示,导流片外部型线的确定可以由AB、BC、CD、DE和AE五根线综合确定。其中,曲线AE选用平飞模态下喉道二前部扩张收敛段下壁面的内型线,一般情况下与喷管上壁面对应位置对称。线AB、BC、CD为垂直起降模态下喷管流通通道的一部分。

线AB(特别是A点附近)关系到喷管平飞状态下气密性的问题,在不考虑尖点热烧蚀、尖点强度等因素的情况下,AB与AE在点A附近的夹角以锐角为宜,且越尖锐越好,且线AB可以为直线;若考虑以上因素,则应适当倒圆,具体倒圆尺寸和位置以实际工程需求和材料属性决定。线CD与喷管下壁面不转动部分后缘型面所夹通道决定垂直起降模态下喷管气流喷出的方向,会明显影响此模态下的矢量角。一般来说,线CD可以为直线,垂直起降模态下,线CD与水平向后的矢量方向的夹角为90°-100°左右为宜,以95°左右为最佳。曲线BC为连接线AB和CD的光滑过渡曲线。

线DE的设计需同时满足以下两个条件:(1)喷管平飞非矢量状态下喷管出口气流不会附壁流动产生初始的、不利的低头矢量,即在线DE的点E附近不会附壁流动;(2)“菜刀”形导流板在平飞至垂直起降或垂直起降至平飞的模态切换40%-60%过程中,从喷管上侧流通通道的气流流经而上侧扩张收敛段斜向下喷出的时候能在部分线DE上(特别是AE曲线贴近点E一侧)的位置附壁流动。因此线DE最终最优设计结果根据优化得到,一般来说,平飞状态下线DE的点E一端与水平方向的初始夹角大于45°,线DE的点D附近为由连续光滑外凸曲线构成的科恩达效应(Coanda Effect)曲面。

作为实现垂直起降功能的重要部件之一,转轴的位置对于垂直起降模态下气流的出口方向是重要的,同时转轴的位置还间接影响垂直起降模态和模态切换下气流流过一喉道后的流通面积,即有可能对喷管喉道位置产生影响。因此,一般情况下,转轴的优选位置如下:水平方向上,转轴处于平飞模态下喷管二喉道下游为宜,转轴到二喉道距离较优的取值范围x为15%×Hth1≤x≤55%×Hth1;竖直方向上,转轴处于平飞模态下喷管二喉道下侧尖点以下,转轴到二喉道下侧尖点距离较优的取值范围y为25%×Hth1≤y≤60%×Hth1。

根据转轴位置的不同,“菜刀”形导流片的转动角度也会受到影响。一般来说,“菜刀”形导流片自平飞模态初始位置转动到垂直起降模态时“菜刀”形导流片头部触及到喷管二喉道前部扩张收敛段上壁面时的最终位置时转动角度θ满足45°≤θ≤90°,以55°≤θ≤70°为较优范围。具体来说,在考虑实际导流片转动过程中不能有机械运动干涉的前提下,“菜刀”形导流片头部触及到的位置在二喉道前部扩张收敛段后25%到35%的位置,即触点处于扩张收敛段转折处附近。

为实现喷管垂直起降模态下喷管内流的稳定和顺畅,应保证喷管在垂直起降模态和模态切换过程中喷管喉道始终处于一喉道处,即模态切换过程中喷管的上下两个流动通道的最小面积之和要始终大于一喉道面积,以在切换过程中上下两个流动通道的最小面积之和尽可能保持在1.05-1.2倍的一喉道面积为最佳,从而实现喷管流量的稳定。

在垂直起降模态下,气流流过一喉道后转向向下(或斜向下)喷出,其临近出口的流通通道侧壁以平行或微量渐缩为宜,其轴线角度将明显影响该模态下喷管喷出的气流方向,因此其轴线与水平向后的矢量方向的夹角为90°-100°左右为宜,以95°左右为最佳。

本发明实现俯仰方向控制的原理、注气位置、注气角度等与常规喉道偏移式气动矢量喷管一致,在此不再赘述。同时,本发明适用范围同时满足主动有源型和自适应无源型的喉道偏移式气动矢量喷管。

以上所述仅是本发明的优选实施方式,应当指出:对于本技术领域的普通技术人员来说,在不脱离本发明原理的前提下,还可以做出若干改进和润饰,这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

再多了解一些
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