一种航空发动机冷加力尾喷管的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明属于航空发动机技术领域，特别是涉及一种航空发动机冷加力尾喷管。
【背景技术】
[0002]尾喷管作为航空发动机的重要组成部件，一般分为常规收敛尾喷管和收敛扩散尾喷管(拉瓦尔喷管)，为了使飞行器能够进行超音速飞行，航空发动机一般会采用收敛扩散尾喷管。
[0003]对于常规收敛尾喷管而言，其一般采用液压作动筒控制尾喷管的吼道面积，导致控制机构十分复杂，且由主燃烧室或加力燃烧室产生的高温燃气经尾喷管直接排入大气，而这部高温燃气并未加以利用，不但降低整机的工作效率，航空发动机的一大部分的热能还因此而损失，这个过程不但消耗了大量的航空煤油，同时形成的高温特征很容易遭到红外制导导弹的攻击。
[0004]因此，亟需设计一种全新结构的尾喷管，其应具备降低排气温度、减小热能损失、降低高温红外特征的能力，同时具备提高整机工作效率的能力。
【发明内容】
[0005]针对现有技术存在的问题，本发明提供一种航空发动机冷加力尾喷管，具备降低排气温度、减小热能损失、降低高温红外特征的能力，同时具备提高整机工作效率的能力。
[0006]为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案:一种航空发动机冷加力尾喷管，包括筒体、整流罩、液氮容器、纺锤体、从动蜗杆、主动蜗杆、步进电机及整流支板，所述整流罩位于筒体内部，筒体与整流罩之间布置整流支板；所述纺锤体位于整流罩出口处，所述从动蜗杆位于整流罩内部，且从动蜗杆一端固连在纺锤体上，所述主动蜗杆与从动蜗杆相啮合，且主动蜗杆与步进电机相连接；所述液氮容器位于整流罩内部，在液氮容器上连接有液氮喷射管和液氮注入管，液氮喷射管的液氮喷射口伸出整流罩并朝向筒体，液氮注入管的液氮注入口与筒体外部相连通。
[0007]在所述筒体与整流罩之间设置有加力火焰稳定器。
[0008]在整流罩内部、从动蜗杆末端设置有冷加力触发器，通过冷加力触发器控制液氮喷射管的液氮喷射动作。
[0009]所述筒体采用收敛式筒体结构。
[0010]所述液氮容器数量若干，且若干液氮容器在整流罩内均布设置。
[0011]本发明的有益效果:
[0012]本发明通过控制纺锤体的移动位置，便轻松实现了对尾喷管喷口排气面积的调整，通过向尾喷管内喷射液氮，并利用本该排掉的高温燃气与低温液氮进行掺混，通过液氮的迅速膨胀瞬间提高发动机的推力，实现发动机冷加力的同时还有效减小了热能损失，通过冷加力也进一步提高了发动机的工作效率，通过液氮的掺入，不但有效降低了发动机的排气温度，也有效降低了高温红外特征。
【附图说明】
[0013]图1为本发明的一种航空发动机冷加力尾喷管结构示意图；
[0014]图中，I—筒体，2—整流罩，3—液氮容器，4—纺锤体，5—从动蜗杆，6—主动蜗杆，7—步进电机，8—整流支板，9一液氮喷射管，10—液氮注入管，11一加力火焰稳定器，12—冷加力触发器。
【具体实施方式】
[0015]下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步的详细说明。
[0016]如图1所示，一种航空发动机冷加力尾喷管，包括筒体1、整流罩2、液氮容器3、纺锤体4、从动蜗杆5、主动蜗杆6、步进电机7及整流支板8，所述整流罩2位于筒体I内部，筒体I与整流罩2之间布置整流支板8 ;所述纺锤体4位于整流罩2出口处，所述从动蜗杆5位于整流罩2内部，且从动蜗杆5 —端固连在纺锤体4上，所述主动蜗杆6与从动蜗杆5相啮合，且主动蜗杆6与步进电机7相连接；所述液氮容器3位于整流罩2内部，在液氮容器3上连接有液氮喷射管9和液氮注入管10，液氮喷射管9的液氮喷射口伸出整流罩2并朝向筒体1，液氮注入管10的液氮注入口与筒体I外部相连通。
[0017]在所述筒体I与整流罩2之间设置有加力火焰稳定器11。
[0018]在整流罩2内部、从动蜗杆5末端设置有冷加力触发器12，通过冷加力触发器12控制液氮喷射管9的液氮喷射动作。
[0019]所述筒体I采用收敛式筒体结构。
[0020]所述液氮容器3数量若干，且若干液氮容器3在整流罩2内均布设置。
[0021]下面结合【附图说明】本发明的一次使用过程:
[0022]在航空发动机启动前，首先通过液氮注入管10向液氮容器3中注入液氮。航空发动机启动后，控制飞行器起飞，在飞行过程中，首先通过步进电机7驱动主动蜗杆6转动，再通过主动蜗杆6带动从动蜗杆5转动并轴向移动，进而带动纺锤体4沿轴向移动，通过纺锤体4的移动来控制尾喷管喷口的排气面积。当需要打开冷加力时，只需控制从动蜗杆5后退移动，直到从动蜗杆5末端击发冷加力触发器12，当冷加力触发器12击发后，直接发出一个控制信号，使液氮喷射管9进行液氮喷射，此时喷射出的低温液氮与高温燃气掺混在一起，液氮会迅速膨胀，瞬间提高了发动机的推力，同时，由于液氮的掺入，有效降低了发动机的排气温度，进而也降低了高温红外特征。当冷加力时的液氮用完后，可通过向加力火焰稳定器11喷射燃油并点燃，恢复常规热加力。
[0023]经测算，发动机采用本发明的冷加力尾喷管后，发动机的平均排气温度降低了约200摄氏度，同时瞬间提高发动机推力约5%，进而有效提高了发动机的工作效率。
[0024]实施例中的方案并非用以限制本发明的专利保护范围，凡未脱离本发明所为的等效实施或变更，均包含于本案的专利范围中。
【主权项】
1.一种航空发动机冷加力尾喷管，其特征在于:包括尾喷管筒体、尾喷管整流罩、液氮容器、纺锤体、从动蜗杆、主动蜗杆、步进电机及整流支板，所述尾喷管整流罩位于尾喷管筒体内部，尾喷管筒体与尾喷管整流罩之间布置整流支板；所述纺锤体位于尾喷管整流罩出口处，所述从动蜗杆位于尾喷管整流罩内部，且从动蜗杆一端固连在纺锤体上，所述主动蜗杆与从动蜗杆相啮合，且主动蜗杆与步进电机相连接；所述液氮容器位于尾喷管整流罩内部，在液氮容器上连接有液氮喷射管和液氮注入管，液氮喷射管的液氮喷射口伸出尾喷管整流罩出口并朝向尾喷管筒体的喷口，液氮注入管的液氮注入口与尾喷管筒体外部相连通。2.根据权利要求1所述的一种航空发动机冷加力尾喷管，其特征在于:在所述尾喷管筒体与尾喷管整流罩之间设置有加力火焰稳定器。3.根据权利要求1所述的一种航空发动机冷加力尾喷管，其特征在于:在尾喷管整流罩内部、从动蜗杆末端设置有冷加力触发器，通过冷加力触发器控制液氮喷射管的液氮喷射动作。4.根据权利要求1所述的一种航空发动机冷加力尾喷管，其特征在于:所述尾喷管筒体采用收敛式筒体结构。5.根据权利要求1所述的一种航空发动机冷加力尾喷管，其特征在于:所述液氮容器数量若干，且若干液氮容器在整流罩内均布设置。
【专利摘要】一种航空发动机冷加力尾喷管，整流罩位于筒体内部，两者之间布置整流支板；纺锤体位于整流罩出口处，从动蜗杆与纺锤体固连，主动蜗杆与从动蜗杆相啮合，步进电机与主动蜗杆相连；液氮容器位于整流罩内部，液氮喷射管的液氮喷射口伸出整流罩并朝向筒体，液氮注入管的液氮注入口与筒体外部相连通；在筒体与整流罩之间设有加力火焰稳定器；在整流罩内部、从动蜗杆末端设有冷加力触发器，通过冷加力触发器控制液氮喷射动作。本发明通过控制纺锤体移动位置实现尾喷管喷口排气面积的调整，通过向尾喷管内喷射液氮，减小热能损失的同时实现了冷加力，通过冷加力进一步提高了发动机工作效率，通过液氮的掺入，还降低了发动机排气温度和高温红外特征。
【IPC分类】F02K1/78, F02K1/08, F02K1/28
【公开号】CN105298682
【申请号】CN201510770397
【发明人】石岩, 于文怀, 张栓, 张桐, 刘博
【申请人】沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司
【公开日】2016年2月3日
【申请日】2015年11月11日