专利名称：发动机亚涵道组合喷管的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种发动机亚涵道组合喷管，属于发动机技术领域。
背景技术：
排气喷管的重要性主要体现在发动机的推力，耗油率受排气喷管推力性能的影响较发 动机其他任何部件都大，如在亚音速巡航状态下，若排气喷管推力性能下降1%,可使发动 机推力下降约1.7%;排气喷管的排气流与飞机机体外气流之间存在相互干扰，使排气喷管 在飞机上的布局对飞机外阻影响也很大；排气喷管的内部噪声和排气噪声是飞机及其发动机 的主要噪声源之一，需要采取必要的技术措施来减少飞机在起飞和着陆时产生的噪声污染。 因此，飞机及其发动机对排气喷管的功能、性能、重量等提出的技术指标要求越来越高，高 性能低噪声的排气喷管已成为飞机及其发动机研制的关键技术。
收缩型喷管主要用来产生亚音速和近音速的一种喷管，这种喷管结构简单，重量轻，在 落压比较低时能维持较好的性能。在超音速飞行马赫数(Ma)下，排气喷管的落压比很大， 这时就需要用收縮一扩张喷管，使得气流可以得到有效的膨胀，减少推力损失。这种喷管大 多用在补燃加力发动机上，以满足超音速飞机对推力的要求。而对于加力发动机，从不加力 到全加力工作状态，要求喷管喉道和出口切面有很大的变化，以适应发动机变工况的需要， 这就需要这种轴对称收缩-扩张喷管是可调节的。收缩-扩张喷管的类型很多，其中轴对称 式收缩-扩张喷管结构承力能力强，设计经验丰富， 一直广泛地得到采用。人们也一直对排 气系统进行着探索研究，轴对称塞式喷管，非轴对称喷管，二元喷管，引射排气喷管等等。 近年来，人们严格按照以下几点对排气喷管进行设计
(1) 严格控制排气喷管的压力损失，具有良好的设计性能和较好的非设计状态推力性 能，以保证发动机获得最大的推力/最低的耗油率。
(2) 与发动机和飞机匹配，具有良好的安装性能和外部阻力小。
(3) 严格控制排气喷管的出口面积，保证发动机工作所需要的流量，使发动机的部件 工作在最佳工作线上，获得最佳的发动机匹配。
(4) 结构简单，重量轻，安装方便，易维护。
(5) 噪声低，消声降噪措施对排气喷管、发动机的性能和重量影响小。
目前，航空发动机的研制技术巳经答道了极高的水平，在气动、性能和传热学等方面虽 仍有潜力可待发掘，不过也很难取得较大突破；但是，在某些结构设计上做些改进，却能使 部件和发动机的效率得到较大提高。普通收缩喷管只能用于落压比在1.0到5.0的范围内，只能用于亚音速飞行的飞机上。 收缩—扩张喷管可以用于高落压比的情况，为了适应工况的变化，收缩一扩张喷管必须是可 以调节的，这样又大大加重了发动机的重量。 发明 内容
本发明的目的在于解决上述现有的问题，提出一种应用在主发动机上的亚涵道组合喷管。 一种发动机亚涵道组合喷管，该组合喷管为中心对称的射流喷管，包括动压腔壁，支撑 体和亚涵道射流喷管；
支撑体为扁菱形，所述的扁菱形是将菱形中较长的轴线两端的菱形角设置为圆角，菱形 中较短的轴线两端的菱形角磨平，设置为直线，所述的直线与较长的轴线平行；
亚涵道射流喷管为中心对称的收缩一扩张喷管，外表面为圆柱形；
动压腔壁为中空圆筒，动压腔壁的长度大于亚涵道射流喷管的长度，支撑体的长度为亚 涵道射流喷管长度的3/4,亚涵道射流喷管置于动压腔壁中心，支撑体一端连接在亚涵道射 流喷管外表面，另一端连接动压腔壁内表面，支撑体的前端与亚涵道射流喷管的前端在同一 平面，亚涵道射流喷管的后端与动压腔壁的后端在同一平面；
亚涵道射流喷管后端的外围空间与动压腔壁内部后端的空间形成的空腔为汇流喷口 ，所 述的汇流喷口为不变截面积喷口 ，动压腔壁的内表面和亚涵道射流喷管的外表面为圆柱形；
动压腔壁前部空腔为动压腔，所述的动压腔壁前端连接主发动机；亚涵道射流喷管、支 撑体和动压腔壁所形成的喉道面积为主发动机最大流量时收缩一扩张喷管喉道面积的 90~97%。
本发明的优点在于
(1) 本发明的发动机亚涵道组合喷管增加主发动机的推力，在保证不影响主发动机工作 的前提下，发动机的推力可以提髙9%左右；
(2) 本发明的发动机亚涵道组合喷管结构简单，在高落压比的情况下性能较好；
(3) 本发明的发动机亚涵道组合喷管在改变工况时运行平稳。
图1是本发明的发动机亚涵道组合喷管的剖视图2是本发明的支撑体的俯视面；
图3是本发明的发动机亚涵道组合喷管右视图4是本发明发动机亚涵道组合喷管立体结构示意图。
图中
1-主发动机 2-动压腔 3-动压腔壁 4-亚涵道射流喷管
5-汇流喷口 6-支撑体
具体实施例方式
下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。
本发明的一种发动机亚涵道组合喷管，为中心对称的射流喷管，如图1所示，包括动压 腔壁3,支撑体6和亚涵道射流喷管4。
支撑体6的俯视面如图2所示，为扁菱形，为了将主发动机l的能量损失降低到最小， 将菱形中较长的轴线两端的菱形角设置为圆角，菱形中较短的轴线两端的菱形角磨平，设置 为直线，所述的直线与较长的轴线平行。
亚涵道射流喷管4为中心对称的收缩一扩张喷管，外表面为圆柱形。
动压腔壁3为中空圆筒，动压腔壁3的长度大于亚涵道射流喷管4的长度，支撑体6的 长度为亚涵道射流喷管4长度的3/4，亚涵道射流喷管4置于动压腔壁3中心，支撑体6 — 端连接在亚涵道射流喷管4外表面，另一端连接动压腔壁3内表面，支撑体6的前端与亚涵 道射流喷管4的前端在同一平面，亚涵道射流喷管4的后端与动压腔壁3的后端在同一平面。
亚涵道射流喷管4后端的外围空间与动压腔壁3内部后端的空间形成的空腔为汇流喷口 5，所述的汇流喷口 5为不变截面积喷口，即动压腔壁3的内表面和亚涵道射流喷管4的外 表面为圆柱形，根据飞行器推力的需要，汇流喷口 5可改为可变截面积喷口，即动压腔壁3 的内表面和亚涵道射流喷管4的外表面为收缩或者扩张的形状。
当汇流喷口 5中射流扰动过大，影响到主发动机1工作，将支撑体6的长度加长，使支 撑体6的长度与亚涵道射流喷管4的长度相等，支撑体6后端(射流向)与亚涵道射流喷管 4后端在同一平面。本发明的发动机亚涵道组合喷管在改变工况时运行平稳。
动压腔壁3前部空腔为动压腔2，所述的动压腔壁3前端连接主发动机1。亚涵道射流 喷管4、支撑体6和动压腔壁3所形成的喉道面积为主发动机1最大流量时收缩一扩张喷管 喉道面积的90~97%。
如图3所示，所述的发动机亚涵道组合喷管包括十个支撑体6，任意两个亚涵道射流喷 管支撑体6的间距为36。。
如图4所示，气流从主发动机1进入组合喷管动压腔2，之后气流一部分进入亚涵道射 流喷管4，另一部分从支撑体6之间通过，通过十个支撑体6之间的气流在汇流喷口5处汇 合，之后与从通过亚涵道射流喷管4的气流一起流出。
主发动机1以最大流量工作，本发明所述的装置会出现雍塞状态，导致部分流体不能通 过并与来流碰撞，在动压腔2中形成一个高密度区，使得通过亚涵道射流喷管4中的气流提 高了压力和温度，此股气流流出喷管后，随后气流再次出现雍塞状态，以此反复，高密度气 流脉动式的流出发动机。在保证不影响主发动机1工作的前提下，该发动机亚涵道组合喷管 能够增加发动机的推力，产生的脉动壅塞波是增加推力的主要原因，同时还可以使通过亚涵道喷管支撑体6的气流在汇流喷口处更好的汇合。发动机的推力可以提高9%左右，在高落 压比的情况下有较好的性能。
权利要求
1、发动机亚涵道组合喷管，其特征在于，为中心对称的射流喷管，包括动压腔壁，支撑体和亚涵道射流喷管；支撑体为扁菱形，所述的扁菱形是将菱形中较长的轴线两端的菱形角设置为圆角，菱形中较短的轴线两端的菱形角磨平，设置为直线，所述的直线与较长的轴线平行；亚涵道射流喷管为中心对称的收缩一扩张喷管，外表面为圆柱形；动压腔壁为中空圆筒，动压腔壁的长度大于亚涵道射流喷管的长度，支撑体的长度为亚涵道射流喷管长度的3/4，亚涵道射流喷管置于动压腔壁中心，支撑体一端连接在亚涵道射流喷管外表面，另一端连接动压腔壁内表面，支撑体的前端与亚涵道射流喷管的前端在同一平面，亚涵道射流喷管的后端与动压腔壁的后端在同一平面；亚涵道射流喷管后端的外围空间与动压腔壁内部后端的空间形成的空腔为汇流喷口，所述的汇流喷口为不变截面积喷口，即动压腔壁的内表面和亚涵道射流喷管的外表面为圆柱形；动压腔壁前部空腔为动压腔，所述的动压腔壁前端连接主发动机；亚涵道射流喷管、支撑体和动压腔壁所形成的喉道面积为主发动机最大流量时收缩-扩张喷管喉道面积的90～97％。
2、 根据权利要求1所述的发动机亚涵道组合喷管，其特征在于所述的汇流喷口根据飞行 器推力的需要为可变截面积喷口 ，即动压腔壁的内表面和亚涵道射流喷管的外表面为收缩或 者扩张的形状。
3、 根据权利要求1所述的发动机亚涵道组合喷管，其特征在于所述的支撑体后端长度延 伸到与亚涵道射流喷管的长度相等。
4、 根据权利要求1所述的发动机亚涵道组合喷管，其特征在于所述的发动机亚涵道组合 喷管包括十个支撑体，任意两个支撑体的间距为36° 。
全文摘要
本发明公开了一种发动机亚涵道组合喷管，为中心对称的射流喷管，包括动压腔壁，支撑体和亚涵道射流喷管；支撑体为扁菱形，亚涵道射流喷管为中心对称的收缩—扩张喷管，外表面为圆柱形；动压腔壁为中空圆筒，支撑体的长度为亚涵道射流喷管长度的3/4，亚涵道射流喷管置于动压腔壁中心，支撑体一端连接在亚涵道射流喷管外表面，另一端连接动压腔壁内表面，支撑体的前端与亚涵道射流喷管的前端在同一平面，亚涵道射流喷管的后端与动压腔壁的后端在同一平面。本发明的发动机亚涵道组合喷管结构简单，在高落压比的情况下性能较好，在改变工况时运行平稳，组合喷管增加主发动机的推力，在保证不影响主发动机工作的前提下，发动机推力可以提高9％左右。
文档编号F02K1/00GK101634257SQ200910091070
公开日2010年1月27日 申请日期2009年8月21日 优先权日2009年8月21日
发明者于军力, 秦亚欣, 歌 高 申请人:北京航空航天大学