一种带双钟型引射套管的引射喷管的制作方法

本发明涉及航空航天技术领域，更具体的说是涉及一种带双钟型引射套管的引射喷管，主要应用于宽落压比高推力性能要求的航空发动机。

背景技术

水平起降高超声速飞行器是近年来航空航天领域的研究重点，高超声速的动力装置则是高超声速飞行器的关键技术。水平起降高超声速动力装置，基于安全性、经济性等因素的考虑，要求必须能够兼顾从起飞、亚声速、跨声速、低超声速最后到高超声速飞行过程中极大的速度范围内较高效率的工作能力，这就要求高超声速发动机尾喷管需要在宽落压比范围内保持较高的推力性能。

目前针对高超声速巡航发动机固定喉道面积的尾喷管研究主要有收扩锥型喷管、钟型喷管，双钟型喷管，膨胀偏转喷管等。其主要问题是上述几种尾喷管在宽落压比范围内不能持续保证较高的推力性能。针对高超声速巡航的强预冷发动机，英国布里斯托大学的科研团队围绕双钟型喷管、膨胀偏转喷管进行的研究表明，前述两种喷管都具有一定的高度补偿特性，但是在过膨胀状态下尾喷管的推力性能仍然会不可避免的大幅度下降。

引射喷管可以通过引射套管产生抽吸作用，从发动机进气道或机身引入的冷气流会在引射套管中形成环形气壁，从而有效控制主流燃气的可用膨胀面积，尤其是主喷管工作在较低的可用压比下时，可以有效避免燃气的过渡膨胀，但是传统引射喷管的主要问题在于其只能工作在一定落压比范围内，如果不可调面积的引射喷管设计落压比过大，在低落压比工作时，推力性能下降明显。

因此，如何提供一种保持较高推力性能的尾喷管是本领域技术人员亟需解决的问题。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明提供了一种带双钟型引射套管的引射喷管，解决了现有几何不可调节尾喷管不能在较高落压比范围内持续保持较高推力性能的问题。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种带双钟型引射套管的引射喷管，包括：主喷管和双钟型引射套管；

所述双钟型引射套管包括依次相接的引射套管收敛段、引射套管第一扩张段和引射套管第二扩张段，其中，所述引射套管收敛段和所述引射套管第一扩张段相接部位形成引射套管喉道，所述第一扩张段的出口切线角和引射套管第二扩张段的入口切线角之间的差异形成引射套管拐点，所述主喷管位于所述引射套管收敛段内；

所述主喷管包括主喷管收敛段、主喷管喉道和主喷管扩张段，所述主喷管扩张段延伸至主喷管出口，且所述主喷管出口与所述引射套管喉道位于同一轴向截面上，所述主喷管收敛段、所述主喷管喉道和所述主喷管扩张段均设置在所述引射套管收敛段内。

进一步，所述引射套管收敛段收敛角为15°～30°。

进一步，所述引射套管第一扩张段和所述引射套管第二扩张段均为曲线型面。

进一步，所述引射套管第一扩张段和所述引射套管第二扩张段相接部位形成引射套管拐点截面，所述引射套管第二扩张段末端截面为出口截面。

进一步，所述拐点的偏转角为：

θo＝θi+α(ν27-ν26)(1)

其中α为过膨胀系数，取值为1.6～2.0；θi表示引射套管第一扩张段的出口切线角，θ0表示引射套管第二扩张段的入口切线角；ma26表示引射套管拐点截面的马赫数，ma27表示出口截面的马赫数，ν26为引射套管拐点截面普朗特—迈耶尔流动角，ν27为出口截面普朗特—迈耶尔流动角，γ表示气体比热比。

经由上述的技术方案可知，与现有技术相比，本发明公开提供了一种带双钟型引射套管的引射喷管，具有以下优点：

(1)本发明带双钟型引射套管的高引射流量引射喷管将引射套管喉道设计在主喷管出口截面上，将引射喷管引射流量增大，有效防止主流过渡挤压次流，从而避免双钟型引射喷管过早的进入壅塞状态，进而在低落压比下保持较高推力性能。

(2)本发明带双钟型引射套管的引射喷管将引射套管设计为双钟型型面，低可用压比时气流在引射套管第一扩张段与第二扩张段之间的拐点产生稳定分离，从而避免了燃气在低落压比下沿壁面过渡膨胀，造成推力损失。

(3)本发明带双钟型引射套管的引射喷管在高可用压比时将引射通道关闭，使主喷管流出的燃气继续利用引射套管膨胀，从而有效避免高落压比时燃气欠膨胀问题。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图1附图为本发明提供的一种带双钟型引射套管的引射喷管整体结构示意图。

图2附图为本发明提供的一种带双钟型引射套管的引射喷管详细结构图。

图3附图为本发明提供的一种带双钟型引射套管的拐点型面说明图。

图4附图为本发明提供的实例图；

图5附图为本发明提供的一种带双钟型引射套管的引射喷管与具有同等设计推力的钟型喷管推力特性比较图，其中，bellnozzle表示钟型喷管，dualbellejectornozzle表示本发明带双钟型引射套管的引射喷管。

其中，各部件表示：

1、主喷管，11、主喷管收敛段，12、主喷管喉道，13、主喷管扩张段，14、主喷管出口，2、双钟型引射套管，21、引射套管收敛段，22、引射套管第一扩张段，23、引射套管第二扩张段，24、引射套管喉道，25、引射套管拐点，26、引射套管拐点截面，27、出口截面，28、引射通道，a101、入口截面，a102、主喷管喉道截面，a103、主喷管出口截面，a201、引射套管喉道截面。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明实施例公开了一种带双钟型引射套管的引射喷管，包括主喷管1和双钟型引射套管2，主喷管1为定喉道收扩喷管，双钟型引射套管2包括依次相接的引射套管收敛段21、引射套管第一扩张段22和引射套管第二扩张段23，如图1所示。

结合图2，主喷管包括主喷管收敛段11、主喷管喉道12、主喷管扩张段13。主喷管收敛段11的入口截面a101与航空发动机前面级燃烧室或涡轮相接，引入高温高压燃气，主喷管喉道12截面a102面积根据发动机设计工作状态选定，为了缩短主喷管扩张段13的长度，可以将主喷管扩张段13设计为钟型喷管型面，主喷管出口截面a103面积根据发动机的工作状态，选定为保证发动机地面起飞状态时主喷流从主喷管喷出时完全与引射套管第一扩张段22及引射套管第二扩张段壁面23分离的膨胀面积。

引射套管收敛段21收敛角可取为15°～30°，引射套管收敛段21与引射套管第一扩张段22相接，中间为引射套管喉道24，引射套管喉道截面a201的面积固定，用以控制引射喷管的抽吸流量，从前面级的发动机仓内或进气道抽吸而来的冷空气在此处加速到声速，需将引射套管喉道面积尽可能设计的较大，以保证在低落压比时引射套管可以抽吸入足够的冷流气体对主流核心喷流的膨胀形成抑制，以减缓主喷流过度膨胀、引射套管喉道截面a201与主喷管出口截面a103在发动机轴向位于同一截面，以避免主喷管工作在低可用压比下时，主喷管出口截面a103喷出的燃气对引射套管引射入的冷空气过度挤压造成严重的过膨胀进而影响引射喷管推力性能。

引射套管第一扩张段22紧接在引射套管收敛段21之后，为了缩短引射套管长度，引射套管第一扩张段22型面按照钟型喷管设计，引射套管第一扩张段22长度一般选定为同等膨胀面积比的15°扩张半角锥形喷管的70％～80％，以保证最大推力。引射套管第二扩张段23型面按照钟型喷管型面设计，为了兼顾最大轴向推力与长度，一般选择为同等膨胀面积比的扩张角为15°的锥形喷管长度的70％～80％。

结合图3，引射套管第一扩张段22与引射套管第二扩张段24之间为引射套管拐点25，拐点25主要由引射套管第一扩张段22的出口切角与引射套管第二扩张段23的进入切角之间的差异造成，根据引射套管第一扩张段22及引射套管第二扩张段23的设计出口马赫数求解下式，从而获得两段型面偏转角：

θo＝θi+α(ν27-ν26)(1)

其中α为过膨胀系数，取值为1.6～2.0，以保证在第一设计点的落压比下，气流从拐点与壁面稳定分离；θi表示引射套管第一扩张段的出口切线角，θ0表示引射套管第二扩张段的入口切线角；ma26表示引射套管拐点截面的马赫数，ma27表示出口截面的马赫数，ν26为引射套管拐点截面普朗特—迈耶尔流动角，ν27为出口截面普朗特—迈耶尔流动角，γ表示气体比热比。

实施例1，结合图4，某工作马赫数范围为0～6ma的带双钟型引射套管的引射喷管，工作压比达500以上，根据发动机设计参数选定主喷管喉道面积，根据发动机进气道工作特性选定引射套管喉道面积。

该引射喷管具有三个主要状态点需要保证高性能，第一状态点为地面起飞状态点，人为设定马赫数为ma＝0，设计主喷管落压比略大于地面起飞状态喷管压比，此时引射通道为自由抽吸状态，主喷管喷流与双钟型引射套管完全分离，保证可靠的推力系数；

第二状态点为跨音巡航点，人为设定马赫数为ma＝1.1，此时引射通道抽吸进气道后的过余流量，主喷管燃气从主喷管出口喷出受到引射冷气限制，气流贴壁膨胀至引射套管第一扩张段末端，在引射套管第一扩张段与第二扩张段之间的拐点处与壁面形成分离，有效防止了燃气过度膨胀，通过形式为y＝c1x²+c2x+c3的二次曲线方程计算得到引射套管第一扩张段出口切线角为2.1°，求解引射套管第一扩张段出口切线角的方法是喷管型面设计的常用方法，故不再详述。选择过膨胀系数α＝1.6，根据公式(1)、(2)和(3)，计算得到第二扩张段进入切线角根据下式计算为30.1°；

引射喷管总设计点为发动机巡航点，人为设定马赫数为ma＝6，引射套管总设计压比为265，在巡航点工作时，引射喷管将进入壅塞状态，燃气从主喷管喷出后贴附在引射套管上，一直膨胀至引射套管第二扩张段的出口，此时喷管工作在略微欠膨胀的工况下，推力损失不大仍旧保持较高的推力性能。

图5为具有同等设计推力的钟型喷管与本发明带带双钟型引射套管的引射喷管的推力特性比较，可以明显看出，本发明带双钟型引射套管的引射喷管在宽落压比范围内均保持了较高的推力性能。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的装置而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。