專利名稱：：一種多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
：本發(fā)明涉及一種航空發(fā)動機(jī)尾噴管流體控制推力矢量技術(shù)，具體設(shè)計一種多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管。
背景技術(shù)：
：推力矢量技術(shù)可以給戰(zhàn)斗機(jī)帶來諸如提高機(jī)動性和敏捷性，減少尾翼面積，減小飛機(jī)的阻力和重量，提高飛機(jī)的隱身性能、安全和生存能力，縮短飛機(jī)的起飛與著陸距離，顯著提高空戰(zhàn)效能等多方面的益處，適應(yīng)了未來空戰(zhàn)環(huán)境中人們對戰(zhàn)斗機(jī)的要求，成為第四代戰(zhàn)斗機(jī)的必備技術(shù)之一。對于推力矢量技術(shù)來說，推力矢量噴管技術(shù)是其基礎(chǔ)，發(fā)展先進(jìn)適用的推力矢量噴管技術(shù)就成為發(fā)展飛機(jī)推力矢量技術(shù)的必要條件。當(dāng)今的航空技術(shù)的發(fā)展趨勢是高性能和高經(jīng)濟(jì)性并重。在實(shí)現(xiàn)提高噴管性能，增加噴管功能的同時保持其較低的重量和造價，改進(jìn)其可靠性、降低使用成本將是噴管技術(shù)的未來發(fā)展方向。傳統(tǒng)的推力矢量噴管大都采用液壓或機(jī)械作動部件控制整個噴管，或者通過折流板轉(zhuǎn)向產(chǎn)生推力矢量。如美國通用電器公司的專利W098/16732(Anaxisymmetricvectoringnozzleactuatingsystemhavingmultiplepowercontrolcircuits);美國通用電器公司在我國的專利申請(專利)號99801570.9(矢量噴管控制系統(tǒng))；美國專利US6938408B2(Thrustvectoringandvariableexhaustareaforjetenginenozzle)。上述專利都是采用傳統(tǒng)的推力矢量噴管技術(shù)。但是這種形式的矢量噴管通常要使發(fā)動機(jī)增重2030%左右，而且復(fù)雜的作動部件和管壁結(jié)構(gòu)增加了系統(tǒng)的復(fù)雜性，高溫環(huán)境下的運(yùn)動部件增多，冷卻要求提高，系統(tǒng)的可靠性下降。上世紀(jì)九十年代后，流體控制矢量技術(shù)逐漸成為人們研究的焦點(diǎn)。其優(yōu)點(diǎn)是可以大大減輕重量，降低成本提高隱身能力和可靠性，同時流體控制的響應(yīng)也快于傳統(tǒng)的機(jī)械控制。對于流體控制矢量噴管，美國公司GrummanAerospaceCorporation(現(xiàn)在的NorthropGrummanCorporation)在國際上已經(jīng)開始有相關(guān)的專利W096/20867(Fluidiccontrolthrustvectoringnozzle)。GrummanAerospaceCorporation的專利只是在普通的幾何結(jié)構(gòu)固定的噴管喉道部分加裝了注氣裝置，以達(dá)到流體矢量控制的目的。對于超音速飛機(jī)，噴管性能需要在起飛、巡航和著陸等多種條件下進(jìn)行優(yōu)化。通常情況下，需要改變噴管膨脹比，以適應(yīng)這樣寬的工作范圍。幾何結(jié)構(gòu)固定的流體控制矢量噴管，無法通過改變幾何形狀調(diào)節(jié)噴管的膨脹比，因此對噴管的設(shè)計提出了更高的要求。在不同的飛行狀態(tài)下，對噴管性能的要求也不同。超音速巡航時，通常不需要大的矢量角，但是要具有較高的推力性能；在亞音速飛行時，則要求噴管能提供較大的矢量角。因此，對于超音速飛機(jī)，重點(diǎn)是保證高速條件下的噴管推力性能和低速條件下的推力矢量性能。雙喉道噴管是綜合性能優(yōu)良的流體控制矢量噴管。為了滿足超音速飛機(jī)的要求，NASA(美國國家航空航天局)蘭利研究中心提出了第二喉道(噴管出口)面積大3于第一喉道面積的擴(kuò)張型雙喉道噴管方案，并對其性能進(jìn)行了研究(KarenA.Deere，JeffreyD.Flamm，BobbyLBerrier，StuartK.Johnson,ComputationalStudyofanAxisymmetricDualThroatFluidicThrustVectoringNozzleforaSupersonicAircraftA卯lication，AIAA2007-5085.)。研究發(fā)現(xiàn)，對于這種類型的噴管，由于第二喉道的限制作用，噴管內(nèi)形成了正激波，出現(xiàn)了不能起動的現(xiàn)象，并帶來了很大的推力損失。為了改善噴管性能，NASA蘭利研究中心提出了第二喉道面積可調(diào)噴管方案。這種方案的不足之處是首先，增加了運(yùn)動部件，使噴管結(jié)構(gòu)更復(fù)雜、重量和成本增加；其次，并沒有顯著改善大落壓比條件下的噴管性能。
發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明的目的是解決擴(kuò)張型雙喉道噴管的起動問題、提高噴管性能，提供一種多孔壁擴(kuò)張型雙喉道航空發(fā)動機(jī)尾噴管。本發(fā)明一種多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管，整體為擴(kuò)張型雙喉道噴管，噴管殼體內(nèi)部空腔由進(jìn)氣端到出氣端依次為平直段、第一收縮段、擴(kuò)張段、第二收縮段，在第一收縮段的喉部開有注氣縫，噴管內(nèi)壁由擴(kuò)張段開始直到第二收縮段中部為多孔壁，在多孔壁向噴管殼體外側(cè)開有通道。角度A為擴(kuò)張段腔體擴(kuò)張角，即擴(kuò)張段和噴管軸線的夾角；角度B為噴管的腔體收斂角，即第二收縮段和噴管軸線的夾角；角度C為噴管注氣縫的注氣角，即注氣縫反向延長線與水平軸線的夾角；長度參數(shù)Xt是第一收縮段喉部的高度，Xe是第二收縮段喉部的高度，Lt是第一收縮段喉部距離第二收縮段喉部的距離，LD是擴(kuò)張段的水平長度，Lx是多孔壁起始位置，即距離第一收縮段喉部水平距離Lx開始設(shè)置多孔壁，Lsl是注氣縫的寬度。其中0°<A<90°，0°<B<90°，Lt/Xt=15，Xe/Xt=12，Lx/LD=01。本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于1、本發(fā)明提供的多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管，結(jié)構(gòu)簡單，減輕了重量，降低了成本；2、本發(fā)明提供的多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管，解決了雙喉道噴管的不起動問題，同時改善噴管性能。圖1為本發(fā)明多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管剖視圖；圖2為本發(fā)明二維多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管立體結(jié)構(gòu)示意圖；圖3為本發(fā)明軸對稱多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管示意圖；圖4為現(xiàn)有的普通擴(kuò)張型雙喉道噴管內(nèi)氣壓流動圖；圖5為本發(fā)明噴管內(nèi)氣壓流動圖；圖6為本發(fā)明多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管在啟動狀態(tài)時流線圖。圖中1-噴管殼體2-內(nèi)部空腔3-多孔壁4-注氣縫201-平直段202-第一收縮段203-擴(kuò)張段204-第二收縮段5_注氣穩(wěn)定腔6_通道7-正激波8-"A"激波系具體實(shí)施例方式下面將結(jié)合附圖對本發(fā)明作進(jìn)一步的詳細(xì)說明。本發(fā)明一種多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管，如圖1所示，整體為擴(kuò)張型雙喉道噴管，噴管殼體1內(nèi)部空腔2由進(jìn)氣端到出氣端依次為平直段201、第一收縮段202、擴(kuò)張段203、第二收縮段204，其中第二收縮段204的喉部尺寸大于第一收縮段202的喉部尺寸，在第一收縮段202的喉部開有注氣縫4，噴管內(nèi)壁由擴(kuò)張段203開始直到第二收縮段204中部為多孔壁3，在多孔壁3向噴管殼體1外側(cè)開有通道6。所述的多孔壁3處的開孔可以采用多孔結(jié)構(gòu)，多縫隙結(jié)構(gòu)，或者直接將多孔壁3設(shè)置為多孔金屬材料。如圖1所示，角度A為擴(kuò)張段203腔體擴(kuò)張角，即擴(kuò)張段203和噴管軸線的夾角；角度B為噴管的腔體收斂角，即第二收縮段204和噴管軸線的夾角；角度C為噴管注氣縫4的注氣角，即注氣縫4反向延長線與水平軸線的夾角。長度參數(shù)Xt是第一收縮段202喉部的高度，Xe是第二收縮段204喉部的高度，Lt是第一收縮段202喉部距離第二收縮段204喉部的距離，LD是擴(kuò)張段203的水平長度，Lx是多孔壁3起始位置，即距離第一收縮段202喉部水平距離Lx開始設(shè)置多孔壁3，Lsl是注氣縫4的寬度。其中O。<A<90°，0°<B<90°，Lt/Xt=15，Xe/Xt=12，Lx/LD=01。如圖2所示，本發(fā)明整體可為二維擴(kuò)張型雙喉道噴管，也可為軸對稱擴(kuò)張型雙喉道噴管，如圖3所示。如圖4所示，對于普通擴(kuò)張型雙喉道噴管，由于氣流在噴管內(nèi)快速膨脹和加速，噴管內(nèi)的靜壓顯著降低，為了抵御噴管出口反壓及二次收縮形成的很強(qiáng)的逆壓梯度，噴管腔體內(nèi)出現(xiàn)了正激波7，正激波和邊界層的相互干擾，形成了"A"激波系8。經(jīng)過正激波之后，氣流總壓損失較大，而第二收縮段204喉部的面積相對較小，所能通過的最大流量有限。因此，第二收縮段204喉部發(fā)生壅塞，雙喉道噴管出現(xiàn)"不起動"現(xiàn)象，噴管性能必然會顯著降低。使用本發(fā)明，如圖5所示，在出現(xiàn)正激波7時，激波后方氣流壓力大幅度升高，部分氣體會通過多孔壁3和外側(cè)通道在激波前方重新進(jìn)入通道6。因此波前壓力升高、波后壓力降低，使激波強(qiáng)度減弱，激波損失減小，如圖6所示，噴管第二收縮段204的流通能力增強(qiáng)，噴管得以起動，由此可見，本發(fā)明可以解決擴(kuò)張型雙喉道噴管的不起動問題。本發(fā)明二維噴管結(jié)構(gòu)，參數(shù)為A=10°，B=30°，Lt/Xt=1.74，Xe/Xt=1.217、Lx/LD=0.5，多孔壁3處采用多縫隙結(jié)構(gòu)，縫隙的縫寬為2mm，縫間距為5mm，外側(cè)通道的最大深度為5mm，經(jīng)試驗(yàn)可得在這種參數(shù)下的多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管的性能最佳。表1為在這種參數(shù)下本發(fā)明采用的一種多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管，與普通的雙喉道噴管和擴(kuò)張型雙喉道噴管的推力系數(shù)比較表一噴管推力性能比較<table>tableseeoriginaldocumentpage5</column></row><table>從上表可見多孔壁噴管有較好的推力性能，可以顯著改善擴(kuò)張型雙喉道噴管的性能。權(quán)利要求一種多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管，其特征在于噴管殼體內(nèi)部空腔由進(jìn)氣端到出氣端依次為平直段、第一收縮段、擴(kuò)張段、第二收縮段，在第一收縮段的喉部開有注氣縫，噴管內(nèi)壁由擴(kuò)張段開始直到第二收縮段中部為多孔壁，在多孔壁向噴管殼體外側(cè)開有通道；第二收縮段的喉部尺寸大于第一收縮段的喉部尺寸；噴管各參數(shù)取值范圍為0°＜A＜90°，0°＜B＜90°，Lt/Xt＝1～5，Lx/LD＝0～1；其中，角度A為擴(kuò)張段腔體擴(kuò)張角，即擴(kuò)張段和噴管中軸線的夾角；角度B為噴管的腔體收斂角，即第二收縮段和噴管中軸線的夾角；角度C為噴管注氣縫的注氣角，即注氣縫反向延長線與水平軸線的夾角；長度參數(shù)Xt是第一收縮段喉部的高度，Lt是第一收縮段喉部距離第二收縮段喉部的距離，LD是擴(kuò)張段的水平長度，Lx是多孔壁起始位置，即距離第一收縮段喉部水平距離Lx開始設(shè)置多孔壁，Ls1是注氣縫的寬度。2.如權(quán)利要求1所述一種多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管，其特征在于所述第二收縮段喉部的高度Xe與第一收縮段202喉部的高度Xt之間滿足Xe/Xt=12。3.如權(quán)利要求1或2所述一種多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管，其特征在于擴(kuò)張段腔體擴(kuò)張角A二IO。，噴管的腔體收斂角B=30°，Lt/Xt=1.74，Xe/Xt=1.217、Lx/LD=0.5。4.如權(quán)利要求1所述一種多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管，其特征在于所述的多孔壁處的開孔采用多孔結(jié)構(gòu)，多縫隙結(jié)構(gòu)。5.如權(quán)利要求4所述一種多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管，其特征在于所述的多縫隙結(jié)構(gòu)，縫隙的縫寬為2mm，縫間距為5mm。6.如權(quán)利要求1所述一種多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管，其特征在于所述多孔壁為多孔金屬材料介質(zhì)。7.如權(quán)利要求1所述一種多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管，其特征在于多孔壁向噴管殼體外側(cè)的通道最大深度為5mm。8.如權(quán)利要求1所述一種擴(kuò)張段注氣式擴(kuò)張型雙喉道噴管，其特征在于所述多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管為二維多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管或軸對稱多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管。全文摘要本發(fā)明公開了一種多孔壁擴(kuò)張型雙喉道噴管，噴管殼體內(nèi)部空腔由進(jìn)氣端到出氣端依次為平直段、第一收縮段、擴(kuò)張段、第二收縮段，其中第二收縮段的喉部尺寸大于第一收縮段的喉部尺寸。在第一收縮段的喉部開有注氣縫，噴管內(nèi)壁由擴(kuò)張段開始直到第二收縮段中部為多孔壁，在多孔壁向噴管殼體外側(cè)開有通道；當(dāng)出現(xiàn)正激波時，激波后方氣流壓力大幅度升高，部分氣體會通過多孔壁和外側(cè)通道在激波前方重新進(jìn)入通道。因此波前壓力升高、波后壓力降低，使激波強(qiáng)度減弱，激波損失減小，噴管第二收縮段的流通能力增強(qiáng)，噴管得以起動。本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于解決了雙喉道噴管的不起動問題，同時改善噴管性能，且結(jié)構(gòu)簡單，減輕了重量，降低了成本。文檔編號F02K1/06GK101787937SQ20101010997公開日2010年7月28日申請日期2010年2月8日優(yōu)先權(quán)日2010年2月8日發(fā)明者王強(qiáng),蘇沛然,額日其太申請人:北京航空航天大學(xué)