專利名稱：：一種擴(kuò)張段注氣式擴(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(dòng)機(jī)尾噴管流體控制推力矢量技術(shù)，具體設(shè)計(jì)一種擴(kuò)張段注氣式擴(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(dòng)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(duì)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(duì)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(shí)保持其較低的重量和造價(jià)，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(dòng)部件控制整個(gè)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(hào)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(dòng)機(jī)增重2030%左右，而且復(fù)雜的作動(dòng)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(dòng)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(shí)流體控制的響應(yīng)也快于傳統(tǒng)的機(jī)械控制。對(duì)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(duì)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。在不同的飛行狀態(tài)下，對(duì)噴管性能的要求也不同。超音速巡航時(shí)，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(shí)，則要求噴管能提供較大的矢量角。因此，對(duì)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(duì)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(duì)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(dòng)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(dòng)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。本發(fā)明就是要解決雙喉道噴管的不起動(dòng)問題，同時(shí)改善噴管性能。
發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明的目的在于解決擴(kuò)張型雙喉道噴管的起動(dòng)問題、提高噴管性能，提出一種擴(kuò)張段注氣式擴(kuò)張型雙喉道噴管。本發(fā)明一種擴(kuò)張段注氣式擴(kuò)張型雙喉道噴管，噴管內(nèi)部空腔有由進(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第一注氣縫，在擴(kuò)張段上開有第二注氣縫。噴管各參數(shù)取值范圍為0°<A<90°，0°<B<90°，Xe/Xt=12，Ltl/Xt=15，Lt2/LD=0l，Ls2/Xt=0.010.1。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為第一注氣縫的注氣角，即第一注氣縫反向延長線與水平軸線的夾角；角度D為噴管擴(kuò)張段注氣角，即第二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，Ltl是第一收縮段喉部距離第二收縮段喉部的距離，Lt2是第二注氣縫距離第一收縮段喉部的水平距離，LD是擴(kuò)張段的水平長度，Lsl是第一注氣縫的寬度，Ls2是第二注氣縫的寬度。本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于1、本發(fā)明一種擴(kuò)張段注氣式擴(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)明一種擴(kuò)張段注氣式擴(kuò)張型雙喉道噴管，解決了雙喉道噴管的不起動(dòng)問題，同時(shí)改善噴管性能。圖1為本發(fā)明擴(kuò)張段注氣式擴(kuò)張型雙喉道噴管剖視圖。圖2為本發(fā)明二維擴(kuò)張段注氣式擴(kuò)張型雙喉道噴管示意圖；圖3為本發(fā)明軸對(duì)稱擴(kuò)張段注氣式擴(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(dòng)圖；圖5為本發(fā)明擴(kuò)張段注氣式擴(kuò)張型雙喉道噴管內(nèi)氣壓流動(dòng)圖；圖6為本發(fā)明擴(kuò)張段注氣式擴(kuò)張型雙喉道噴管在啟動(dòng)狀態(tài)(注氣量SPR=1.2)時(shí)，噴管內(nèi)內(nèi)氣壓流動(dòng)圖；圖7為在SPR=1.2時(shí)，本發(fā)明擴(kuò)張段注氣式擴(kuò)張型雙喉道噴管內(nèi)氣壓流動(dòng)圖。圖中1-噴管殼體102-第一收縮段7-"A"激波系2-內(nèi)部空腔3-第一注氣縫103-擴(kuò)張段104-第二收縮段8-分離區(qū)A9-弓形激波4-第二注氣縫101-平直段5-注氣穩(wěn)定腔6-正激波IO-分離區(qū)B11-斜激波具體實(shí)施例方式下面將結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步的詳細(xì)說明。本發(fā)明一種擴(kuò)張段注氣式擴(kuò)張型雙喉道噴管，如圖l所示，噴管殼體l內(nèi)部空腔由進(jìn)氣端到出氣端依次為平直段101、第一收縮段102、擴(kuò)張段103、第二收縮段104，其中第二收縮段104的喉部尺寸大于第一收縮段102的喉部尺寸。在第一收縮段102的喉部開有第一注氣縫3，在擴(kuò)張段上開有第二注氣縫4，從而實(shí)現(xiàn)擴(kuò)張段103注氣。擴(kuò)張段103注氣可以產(chǎn)生斜激波系，并在注氣口前后各形成一個(gè)大的分離區(qū)，改變了擴(kuò)張型雙喉道噴管主氣流通道的形狀，減小了激波損失，解決了噴管1的起動(dòng)問題，并使噴管1性能有顯著的提高。在第一注氣縫3與第二注氣縫4的靠噴管外壁一端開有擴(kuò)張段103注氣穩(wěn)定腔5，所述注氣穩(wěn)定腔5為三角形空腔。角度A為擴(kuò)張段103腔體擴(kuò)張角，即擴(kuò)張段103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104和噴管軸線的夾角；角度C為第一注氣縫3的注氣角，即第一注氣縫3反向延長線與水平軸線的夾角；角度D為噴管擴(kuò)張段注氣角，即第二注氣縫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102喉部的高度，Xe是第二收縮段104喉部的高度，Ltl是第一收縮段102喉部距離第二收縮段104喉部的距離，Lt2是第二注氣縫4距離第一收縮段102喉部的水平距離，LD是擴(kuò)張段103的水平長度，Lsl是第一注氣縫3的寬度，Ls2是第二注氣縫4的寬度。噴管設(shè)計(jì)落壓比NPR，設(shè)計(jì)出口馬赫數(shù)為Ma，注氣壓比SPR;其中，O。<A<90°，0°<B<90°，Xe/Xt=12，Ltl/Xt=15，Lt2/LD=01，Ls2/Xt=0.010.1。如圖2所示，本發(fā)明整體可為二維擴(kuò)張段注氣式擴(kuò)張型雙喉道噴管，也可為軸對(duì)稱擴(kuò)張段注氣式擴(kuò)張型雙喉道噴管，如圖3所示。如圖4所示，對(duì)于擴(kuò)張段103沒有注氣的普通擴(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2內(nèi)出現(xiàn)了正激波6。激波和邊界層的相互干擾，形成了"A"激波系7。經(jīng)過激波之后，氣流總壓損失較大，而第二喉道的面積相對(duì)較小，所能通過的最大流量有限。因此，第二收縮段104喉部發(fā)生壅塞，噴管出現(xiàn)"不起動(dòng)"現(xiàn)象，噴管性能必然會(huì)顯著降低。如圖5所示，采用本發(fā)明時(shí)，在注氣壓比較小時(shí)(如SPR=0.8)，噴管處于起動(dòng)狀態(tài)，由于注氣及注氣產(chǎn)生的分離區(qū)A8的影響，第二注氣縫4前面出現(xiàn)了弓形激波9。超音速氣流到達(dá)凹腔底部的分離區(qū)B10時(shí)，受到分離區(qū)B10的壓縮，又出現(xiàn)了一道斜激波11。弓形激波9和斜激波11提高了噴管內(nèi)氣流的壓力，減小了氣流速度，正激波6顯著減小。弓形激波9和斜激波11相交，形成了大的"魚鱗狀"的波系結(jié)構(gòu)。如圖6所示，注氣壓比增大時(shí)(如SPR二l.O)，噴管處于起動(dòng)狀態(tài)，注氣口前的分離區(qū)A8和凹腔底部分離區(qū)B10都顯著增大，分離區(qū)B10甚至延伸到注氣口。造成弓形激波9和斜激波11的位置前移，由于波前馬赫數(shù)降低，激波強(qiáng)度減弱。噴管內(nèi)出現(xiàn)了多道斜激波11交叉的現(xiàn)象，形成了小的"魚鱗狀"的波系結(jié)構(gòu)。如圖7所示，注氣壓比進(jìn)一步增大時(shí)(如SPR=1.2)，噴管內(nèi)的斜激波11已經(jīng)很弱，分離區(qū)A8與分離區(qū)B10之間形成了逐漸擴(kuò)張的氣流通道，主氣流通過這個(gè)通道逐漸加速，噴管完全起動(dòng)，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(dòng)問題。本發(fā)明采用是一組二維噴管結(jié)構(gòu)，參數(shù)為A=10°，B=30°，Ltl/Xt=1.74，Xe/Xt=1.217，Lt2/LD=0.5，Ls2/Xt=0.0217，經(jīng)試驗(yàn)可得在這種參數(shù)下的擴(kuò)張段注氣式噴管的性能最佳，表1為在這種參數(shù)下的擴(kuò)張段注氣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1噴管推力性能比較<table>tableseeoriginaldocumentpage6</column></row><table>由上表可見在低落壓比時(shí)，本發(fā)明擴(kuò)張段注氣雙喉道噴管具有較好的推力性能，而普通的雙喉道噴管與擴(kuò)張型雙喉道噴管的性能較差。高落壓比時(shí)，擴(kuò)張段注氣式擴(kuò)張型雙喉道噴管的推力性能要高于普通的雙喉道噴管與擴(kuò)張型雙喉道噴管。綜上可看出，擴(kuò)張段注氣雙喉道噴管可以顯著改善擴(kuò)張型雙喉道噴管的性能，具有很好的控制效果。權(quán)利要求一種擴(kuò)張段注氣式擴(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第一注氣縫，在擴(kuò)張段上開有第二注氣縫；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°，Xe/Xt＝1～2，Lt1/Xt＝1～5，Lt2/LD＝0～1，Ls2/Xt＝0.01～0.1；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為第一注氣縫的注氣角，即第一注氣縫反向延長線與水平軸線的夾角；角度D為噴管擴(kuò)張段注氣角，即第二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，Lt1是第一收縮段喉部距離第二收縮段喉部的距離，Lt2是第二注氣縫距離第一收縮段喉部的水平距離，LD是擴(kuò)張段的水平長度，Ls1是第一注氣縫的寬度，Ls2是第二注氣縫的寬度。2.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，其特征在于所述擴(kuò)張段注氣式擴(kuò)張型雙喉道噴管整體為二維擴(kuò)張段注氣式擴(kuò)張型雙喉道噴管或軸對(duì)稱擴(kuò)張段注氣式擴(kuò)張型雙喉道噴管。3.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，其特征在于第二收縮段喉部的高度Xe與第一收縮段喉部的高度Xt之間滿足<formula>formulaseeoriginaldocumentpage2</formula>4.如權(quán)利要求1或2所述一種擴(kuò)張段注氣式擴(kuò)張型雙喉道噴管，其特征在于擴(kuò)張段腔體擴(kuò)張角A=10°，噴管的腔體收斂角B=30°<formula>formulaseeoriginaldocumentpage2</formula>全文摘要本發(fā)明公開了一種擴(kuò)張段注氣式擴(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第一注氣縫，在擴(kuò)張段上開有第二注氣縫，從而實(shí)現(xiàn)擴(kuò)張段注氣。擴(kuò)張段注氣可以產(chǎn)生斜激波系，并在注氣口前后各形成一個(gè)大的分離區(qū)，改變了擴(kuò)張型雙喉道噴管主氣流通道的形狀，減小了激波損失，解決了噴管的起動(dòng)問題，并使噴管性能有顯著的提高且結(jié)構(gòu)簡單，減輕了重量，降低了成本。文檔編號(hào)F02K1/38GK101782026SQ20101010997公開日2010年7月21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)