一种超声速冲击波喷口减压装置的制作方法

本申请属于飞机结构设计，特别涉及一种超声速冲击波喷口减压装置。

背景技术：

1、现代飞机上安装了一种可产生高瞬态连续冲击的装置，这种装置能够产生超音速的冲击波气体，发出冲击波气体的喷口靠近机身，在冲击波气体喷出过程中，由于流动分离、激波运动及耦合，产生连续的高强度压力与速度脉动冲击，对飞机附近的结构、机载设备造成严重安全性影响。

2、目前超声速冲击波喷口减压装置的主要目的是降低噪音对周围环境及使用者的影响，还没有用于降低近距离飞机结构的减压装置。

技术实现思路

1、为了解决上述问题，本申请提供了一种超声速冲击波喷口减压装置，用于控制和改善冲击波喷口极近距离处冲击压力场分布情况，解决超声速冲击波带来的机身结构及设备舱安全性问题。

2、本申请提供的超声速冲击波喷口减压装置，所述超声速冲击波喷口减压装置后端可拆卸安装在超声速冲击波喷口处，其具有使所述超声速冲击波穿过的管道，沿所述管道的周向在所述超声速冲击波喷口减压装置的管壁上设置有机身屏蔽喷嘴及侧向扩张喷嘴，其中，至少一个机身屏蔽喷嘴位于所述超声速冲击波喷口减压装置靠近飞机机身的一侧，侧向扩张喷嘴与机身屏蔽喷嘴沿所述管道的周向方向间隔设定角度，侧向扩张喷嘴与机身屏蔽喷嘴均具有气流通道，所述气流通道在超声速冲击波喷口减压装置后端与所述管道联通，所述气流通道在超声速冲击波喷口减压装置后端具有向外扩张的开口。

3、优选的是，所述机身屏蔽喷嘴包括两个，两个所述机身屏蔽喷嘴沿所述管道的周向对称分布，所述侧向扩张喷嘴包括两个，两个所述侧向扩张喷嘴沿所述管道的周向对称分布。

4、优选的是，所述气流通道为迷宫型回路通道，所述迷宫型回路通道至少包括用于引导气流沿与所述管道中气流相反的方向流动的回流通道。

5、优选的是，所述超声速冲击波喷口减压装置的管壁上设置有联通所述气流通道与外界的旁路泄压孔。

6、优选的是，所述旁路泄压孔包括多个，各旁路泄压孔沿所述管道轴向方向延伸，且布置在靠近超声速冲击波喷口减压装置的后端处。

7、优选的是，所述超声速冲击波喷口减压装置后端设置有连接螺纹，通过连接螺纹连接超声速冲击波喷口。

8、本申请降低了机身侧的压力冲击强度，保证了机身结构及设备舱的安全。

技术特征：

1.一种超声速冲击波喷口减压装置，其特征在于，所述超声速冲击波喷口减压装置后端可拆卸安装在超声速冲击波喷口处，其具有使所述超声速冲击波穿过的管道，沿所述管道的周向在所述超声速冲击波喷口减压装置的管壁上设置有机身屏蔽喷嘴(3)及侧向扩张喷嘴(4)，其中，至少一个机身屏蔽喷嘴(3)位于所述超声速冲击波喷口减压装置靠近飞机机身的一侧，侧向扩张喷嘴(4)与机身屏蔽喷嘴(3)沿所述管道的周向方向间隔设定角度，侧向扩张喷嘴(4)与机身屏蔽喷嘴(3)均具有气流通道(1)，所述气流通道(1)在超声速冲击波喷口减压装置后端与所述管道联通，所述气流通道(1)在超声速冲击波喷口减压装置后端具有向外扩张的开口。

2.如权利要求1所述的超声速冲击波喷口减压装置，其特征在于，所述机身屏蔽喷嘴(3)包括两个，两个所述机身屏蔽喷嘴(3)沿所述管道的周向对称分布，所述侧向扩张喷嘴(4)包括两个，两个所述侧向扩张喷嘴(4)沿所述管道的周向对称分布。

3.如权利要求1所述的超声速冲击波喷口减压装置，其特征在于，所述气流通道(1)为迷宫型回路通道，所述迷宫型回路通道至少包括用于引导气流沿与所述管道中气流相反的方向流动的回流通道(11)。

4.如权利要求1所述的超声速冲击波喷口减压装置，其特征在于，所述超声速冲击波喷口减压装置的管壁上设置有联通所述气流通道(1)与外界的旁路泄压孔(2)。

5.如权利要求4所述的超声速冲击波喷口减压装置，其特征在于，所述旁路泄压孔(2)包括多个，各旁路泄压孔(2)沿所述管道轴向方向延伸，且布置在靠近超声速冲击波喷口减压装置的后端处。

6.如权利要求1所述的超声速冲击波喷口减压装置，其特征在于，所述超声速冲击波喷口减压装置后端设置有连接螺纹(5)，通过连接螺纹(5)连接超声速冲击波喷口。

技术总结
本申请属于飞机结构设计技术领域，特别涉及一种超声速冲击波喷口减压装置。该装置后端可拆卸安装在超声速冲击波喷口处，超声速冲击波喷口减压装置的管壁上设置有机身屏蔽喷嘴(3)及侧向扩张喷嘴(4)，其中，至少一个机身屏蔽喷嘴(3)位于超声速冲击波喷口减压装置靠近飞机机身的一侧，侧向扩张喷嘴(4)与机身屏蔽喷嘴(3)沿管道的周向方向间隔设定角度，侧向扩张喷嘴(4)与机身屏蔽喷嘴(3)均具有气流通道(1)，气流通道(1)在超声速冲击波喷口减压装置后端与其内部管道联通，气流通道(1)在超声速冲击波喷口减压装置后端具有向外扩张的开口。本申请降低了机身侧的压力冲击强度，保证了机身结构及设备舱的安全。

技术研发人员：王永庆,潘英,陈忠明,李硕
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/3/17