專利名稱：帶加力燃燒的渦扇發(fā)動機二元塞式噴管的制作方法
技術領域：
本發(fā)明專利涉及飛行器紅外輻射特征的抑制，具體而言，主要涉及渦扇發(fā)動機動力排氣系統(tǒng)。
背景技術：
隨著現代軍事科技的發(fā)展，各種地空和空空武器裝備對飛行器尤其是起突防戰(zhàn)術作用的戰(zhàn)斗機的威脅越來越大，如何提高飛行器戰(zhàn)場生存能力的問題日益突顯出來。針對飛行器自身的目標信號特征，世界各國均發(fā)展了先進的探測、搜索和跟蹤裝置。目前絕大多數中、近程地對空和空對空導彈都是采用紅外和微波雷達復合制導技術，有關資料表明，上世紀80年代以來的幾次空戰(zhàn)中，被紅外制導導彈擊落的飛機占戰(zhàn)爭中所有被擊落飛機總數的80%以上，紅外制導導彈已成為作戰(zhàn)飛機的主要威脅之一。紅外搜索與跟蹤(IRST)系統(tǒng)通過探測噴氣飛機的紅外輻射信號來進行探測與跟蹤，可以避免其載機在戰(zhàn)斗環(huán)境中暴露自己而遭受攻擊，具有良好的隱蔽性，因此已廣泛裝載在作戰(zhàn)飛機上。如俄羅斯的Su-27和美國的F14戰(zhàn)斗機。相關資料表明目前先進的^ST 系統(tǒng)對低空目標的探測距離可以達到50km，對高空目標的探測距離達到了 300km。以上分析可以看出，在當前復雜的戰(zhàn)場環(huán)境下，發(fā)展飛機的紅外隱身技術是刻不容緩的。飛機的紅外輻射的來源主要有三個方面(1)發(fā)動機排氣系統(tǒng)的輻射O)飛行時氣動加熱形成的飛機蒙皮熱輻射；C3)飛機蒙皮表面反射的環(huán)境輻射。在亞跨音速飛行條件下，發(fā)動機排氣系統(tǒng)的紅外輻射是飛機在3 5 μ m波段的主要輻射源，約占飛機紅外輻射的90%以上。因此研究發(fā)動機排氣系統(tǒng)3 5 μ m波段的紅外輻射特征，發(fā)展排氣系統(tǒng)的紅外抑制技術對提高飛機生存力的具有十分重要的意義。發(fā)動機排氣系統(tǒng)的紅外輻射主要來自排氣系統(tǒng)內被加熱金屬和尾噴流。針對發(fā)動機排氣系統(tǒng)，國內外的研究人員發(fā)展和提出了多種抑制技術和措施，主要包括以下幾個方面(1)采用紅外輻射特征較低的渦輪風扇發(fā)動機。與渦輪噴氣發(fā)動機相比，渦輪風扇發(fā)動機在結構上增加了外涵通道，通過引入未參與燃燒的冷空氣與熱噴流摻混來降低熱噴流溫度，從而達到抑制紅外特征的目的。如美國的F/A-22采用了普惠公司生產的PW-F119 渦扇發(fā)動機，俄羅斯的Su-27采用了 AL-31F渦扇發(fā)動機。(2)壁面冷卻技術。采用強迫混合或引射等方法可以增強熱燃氣流與外涵或大氣冷氣的摻混，達到沖淡、冷卻高溫燃氣流和冷卻噴管內固體壁面的目的，從而有效抑制排氣系統(tǒng)的紅外輻射能力。F-117A采用了波瓣混合器，增強內外涵氣流的摻混，從而減小尾噴流的溫度。(3)壁面涂層技術。發(fā)動機的排氣系統(tǒng)通常是用耐熱金屬制成的，它們有較高的發(fā)射率，如果在它上面涂敷一層低發(fā)射率材料，可以降低高溫壁面的紅外輻射。例如，法國 “小羚羊”武裝直升機用的紅外抑制器的鋁制外套管表面就涂有一層約1. 5mm厚的、以環(huán)氧胺類固化漆為底層的玻璃纖維氈隔熱涂層。
(4)遮擋技術。發(fā)動機的背負式安裝，即把發(fā)動機安裝在機身的上方，這樣可以利用機身對排氣系統(tǒng)的遮擋有效地降低其在下半球的紅外輻射，如“全球鷹”。(5)改進噴管設計。與傳統(tǒng)的軸對稱噴管相比，非軸對稱噴管在排氣系統(tǒng)紅外抑制方面具有很大的優(yōu)勢。非軸對稱噴管中能夠降低發(fā)動機紅外輻射主要是二元噴管和S型噴管。二元噴管內流動的強三維效應強化了渦扇發(fā)動機內、外涵氣流的摻混，從而降低了噴流最高溫度。如美國的F117-A戰(zhàn)斗機、F/A-22戰(zhàn)斗機以及YF-23戰(zhàn)斗機都采用了二元噴管。 S型噴管的壁面遮擋了發(fā)動機排氣系統(tǒng)大部分的固體壁面輻射，從而能夠有效地降低發(fā)動機排氣系統(tǒng)的紅外輻射，但該型噴管的氣動損失較大，目前應用比較成功的是美國的B2轟炸機。塞式噴管因為其獨特的氣動性能在航空、航天領域都有應用。在航天領域(運載火箭)，由于塞式噴管所具有的自動高度補償、結構簡單緊湊、易于實現矢量控制、底部阻力小、可重復使用等特點，各航空航天強國都投入了大量的人力物力對其進行了研究。 如1996年，美國的航空航天巨頭洛克希德-馬丁公司發(fā)起了可重復使用航天運載飛行器 “VentuerStar”計劃，該計劃的原型機X-33的動力裝置采用的就是直排氣動塞式噴管發(fā)動機 RS-2200。USP6178740于1999年提出了安裝在發(fā)動機短艙內渦扇發(fā)動機軸對稱塞式噴管， 該軸對稱塞式噴管的塞錐為帶有一定曲率的內凹型面，塞錐與噴管軸線的夾角約為13度至19度，在幾何結構合理設計的情況下，塞錐能夠有效抑制排氣噪聲。2004年，美國展開了 “實現時間敏感遠程打擊的創(chuàng)新方法” (RATTLRQ計劃，其采用的YJ102R高超聲速渦噴發(fā)動機同樣也使用了軸對稱塞式噴管。USP4074859提出了塞錐幾何結構可變的二元塞式矢量/ 反推噴管，該噴管的具有矩形的出口，在塞錐安裝在噴管流道的中心，塞錐延伸出噴管出口截面的部分由一對可轉動的翼板組成，恰當地調節(jié)這對翼板可以實現噴管的推力矢量和反推功能，將塞錐沿噴管中心線向噴管出口方向延伸可以實現喉道面積的調節(jié)。此外，二元塞式噴管和飛機機身相融合，可以有效降低噴管的底部阻力和飛機的重量。在抑制飛行器發(fā)動機排氣系統(tǒng)的紅外輻射特征方面具有巨大潛力。F-15全天候重型制空戰(zhàn)斗機作為美國空軍目前的主力機型，在它的發(fā)展過程中對多種噴管及其與飛機后體組合的氣動特性和紅外特性進行了研究，其研究結果表明雙喉道二元塞式噴管能夠顯著降低發(fā)動機排氣系統(tǒng)的紅外輻射特征，在噴管正后方向上的紅外輻射強度比軸對稱噴管低約90 %，紅外鎖定距離減少了約45 %。目前，各種飛行器采用塞式噴管的主要原因是利用其獨特氣動特性，而利用塞式噴管降低發(fā)動機排氣系統(tǒng)紅外輻射的應用較少。塞式噴管的塞錐有效地遮擋了噴管內大部分的固體輻射，能大幅降低噴管內腔體的紅外輻射強度。然而塞式噴管的使用中主要存在三方面的問題一是，塞錐增加了噴管內流通阻力，改變了噴管內的流動情況，對噴管氣動性能產生一定的影響；二是，塞式噴管的重量相比軸對稱噴管會有所增加；三是，塞錐的冷卻問題。如何合理設計塞式噴管的結構，使之發(fā)揮其在紅外抑制方面作用的同時，保持良好的氣動性能，是一個亟待解決的問題。

發(fā)明內容
為了降低航空渦扇發(fā)動機排氣系統(tǒng)的紅外輻射特征，本發(fā)明專利提供了一種渦扇發(fā)動機二元塞式噴管，它能在保持較高的氣動性能的同時，顯著降低發(fā)動機排氣系統(tǒng)的紅外輻射特征，縮短紅外探測系統(tǒng)的鎖定距離，從而有效提高飛行器的戰(zhàn)場生存能力。該渦扇發(fā)動機二元塞式噴管前部具有外涵通道和內涵通道、內涵通道內通過支板安裝有中心錐，中心錐下游還安裝有火焰穩(wěn)定器；噴管中部的噴管外壁內安裝有隔熱屏，隔熱屏與噴管外壁之間形成冷卻通道，冷卻通道末端為冷卻氣出口，隔熱屏內部為加力燃燒室；噴管后部依次為圓轉矩過渡段和收斂擴張段，收斂擴張段的上下壁面為矩形面，左右兩側壁面為等腰梯形，收斂擴張段內安裝有塞錐；其特征在于上述塞錐為棱柱形，包含塞錐前部和塞錐后部，塞錐按以下方式布置塞錐軸線與噴管軸線垂直，塞錐前部和塞錐后部的交接面與噴管軸線垂直；定義收斂擴張段中位于棱柱形塞錐最大截面處為喉道；定義內涵通道直徑為D1，中心錐底部直徑為D2，圓轉矩過渡段進口直徑為D3，圓轉矩過渡段水平投影長度為Li，喉道至冷卻氣出口的距離為L2，喉道至噴管出口的距離為L3，塞錐前部水平投影長度為L4，塞錐后部水平投影長度為L5，塞錐最大高度為H ；塞錐最大高度H應不小于中心錐底部直徑D2的0. 5倍而小于內涵道直徑Dl ；塞錐前部塞錐前部處于冷卻氣出口的下游，塞錐后部不伸出噴管出口 ；圓轉矩過渡段采用超橢圓的方式過渡，圓轉矩過渡段水平投影長度為Ll大于圓轉矩過渡段的進口半徑。本發(fā)明專利是基于如下思路來解決其技術問題并達到設計目標的噴管作為發(fā)動機提供推力的部件，一般要求其推力系數不低于98%。二元塞式噴管的圓轉矩過渡段長度、塞錐高度、塞錐前部傾角、塞錐后部傾角等幾何參數對其氣動和紅外輻射特性會產生較大影響。塞錐高度越大對噴管內的高溫部件的遮擋效果越好，但對氣動性能的影響也越大。 塞錐越短，抑制噴管紅外輻射有利，但氣動損失較大。為了使二元塞式噴管在具有較好紅外抑制效果的同時保持良好的氣動性能，合理的塞錐結構設計是關鍵。根據以上分析，本發(fā)明專利綜合考慮氣動與紅外輻射特性要求，噴管圓轉矩過渡段的型面采用超橢圓過渡，從而保證二元塞式噴管的噴管型面從圓形過渡到矩形時氣動損失最??；塞錐設計為菱柱形，塞錐高度直接影響噴管的氣動性能以及塞錐對噴管內高溫部件的遮擋效果，因而確定其大小時綜合考慮了噴管氣動性能與紅外抑制效果兩方面因素。 塞錐前部傾角主要影響噴管的氣動性能，在保證噴管正常工作以及塞錐安裝可行的前提下，塞錐前部角設計得盡可能的小，本發(fā)明專利中塞錐前部頂端的軸向位置位于圓轉矩過渡段出口的軸向位置。和塞錐高度類似，塞錐后部傾角對噴管氣動和紅外特性的影響很大， 其值越小，噴管的氣動性能越好，但紅外抑制效果減弱，在本發(fā)明專利所設計的塞錐后部傾角下，塞錐后部的尾端位于噴管出口截面內。本發(fā)明專利的有益效果是(1)具有較好的推力性能，其推力系數約為98. 5% ；(2)塞錐能夠有效遮擋噴管內中心錐、火焰穩(wěn)定器、渦輪等高溫部件的紅外輻射， 塞錐和二元通道的特殊結構強化了噴管內氣流的摻混。在正尾向上，二元塞式噴管的紅外輻射強度比軸對稱收擴噴管低7%，在側向上，二元塞式噴管的輻射強度比軸對稱收擴噴管低 60%。能取得這樣的效果的主要原因是一方面，在內涵燃氣流的沖刷下，支板、中心錐、 周向火焰穩(wěn)定器以及徑向火焰穩(wěn)定器是噴管內溫度較高的部件，又因它們在各個探測方向上的投影面積較大，因而它們的固體輻射強度較大，但由于塞錐后部及收斂擴張段遮擋了這些部件的輻射，且塞錐后部和收斂擴張段的壁面溫度較低，因此整個噴管金屬固體輻射明顯降低；另一方面，在塞錐和、圓轉矩過渡段以及收斂擴張段的共同作用下，內涵高溫燃氣流和外涵空氣間的摻混顯著增強，從而有效地抑制高溫燃氣流的紅外輻射。在這兩方面因素的作用，二元塞式噴管的紅外輻射比基準軸對稱噴管有明顯降低。


圖1是二元塞式噴管寬邊對稱面(即圖2中的A-A剖面)的結構示意圖，圖2是二元塞式噴管窄邊對稱面(即圖1中的B-B剖面)的結構示意圖。圖中1.內涵道；2.混合器；3.火焰穩(wěn)定器；4.加力燃燒室；5.噴管外壁；6.圓轉矩過渡段；7.收斂擴張段；8.噴管出口 ；9.塞錐后部；10.塞錐前部；11.隔熱屏；12.中心錐；13.支板；14.外涵道進口 ；15.冷卻氣進口 ；16.冷卻氣通道；17.冷卻氣出口 ；18.噴管喉道；19.噴管側壁；Dl.內涵通道直徑；D2.中心錐直徑；D3.過渡段進口直徑；Li.過渡段水平投影長度；L2.喉道18至冷卻氣出口 17的距離；L4.塞錐前部水平投影長度；L5.塞錐后部水平投影長度；H.塞錐高度。
具體實施例方式下面結合附圖和實施例對本發(fā)明專利作進一步的說明。圖1和圖2分別顯示出了二元塞式噴管A-A剖面和B-B剖面的結構示意圖。噴管前部具有外涵通道14和內涵通道1、內涵通道內通過支板13安裝有中心錐12，中心錐12 下游還安裝有火焰穩(wěn)定器3 ；噴管中部為加力燃燒室；噴管后部依次為過渡段6和收斂擴張段7，收斂擴張段7安裝有塞錐。塞錐為棱柱形，包含塞錐前部10和塞錐后部9，定義內涵通道直徑為Dl，中心錐直徑為D2，過渡段進口直徑為D3，過渡段水平投影長度為Li，喉道18 至冷卻氣出口 17的距離為L2，喉道18至噴管出口 8的距離為L3，塞錐前部水平投影長度為L4，塞錐后部水平投影長度為L5，塞錐高度為H。塞錐安裝并固定在噴管側壁19的中間位置，且噴管側壁為平直壁面，這有利于側壁和塞錐的加工和安裝。1.為了保證塞錐能夠形成對上游高溫部件(如中心錐)紅外輻射的有效遮擋，塞錐高度H應不小于中心錐底部直徑D2的0. 5倍；但隨著塞錐高度H的增加，噴管的氣動損失顯著增大，為減小噴管的推力損失，塞錐高度H應不大于內涵道直徑Dl ；H應大于D2的 0. 5倍而小于D2的0. 7倍，最好為D2的0. 6倍。2.當塞錐前部水平投影長度L4增加時，噴管的氣動性能會得到明顯提高，但L4過大會造成安裝的不便、重量增加以及影響加力燃燒室的燃燒性能，綜合這些因素塞錐前部投影長度L4等于喉道至冷卻氣出口的距離L2。3.為保證噴管具有較高的推力水平，必須增加塞錐后部水平投影長度L5，但當塞錐后部水平投影長度L5大于喉道至噴管出口的距離L3時，塞錐部分處于噴管外，這增加了塞錐的外露面積，即增加塞錐的紅外輻射，這對噴管紅外抑制不利，綜合氣動性能與紅外抑制兩方面因素，L5應等于L3。4.為抑制圓轉矩過渡段二次流的產生，改善噴管的氣動性能，圓轉矩過渡段采用超橢圓的方式過渡，且圓轉矩過渡段水平投影長度Ll應不小于圓轉矩過渡段進口直徑D3 的0. 5倍，但Ll過大會造成噴管總長度的增加，Ll應等于D3的0. 5倍。
權利要求
1.一種帶加力燃燒的渦扇發(fā)動機二元塞式噴管，噴管前部具有外涵通道(14)和內涵通道(1)、內涵通道內通過支板(13)安裝有中心錐(12)，中心錐(12)下游還安裝有火焰穩(wěn)定器(3);噴管中部的噴管外壁(5)內安裝有隔熱屏(11)，隔熱屏(11)與噴管外壁(5)之間形成冷卻通道，冷卻通道末端為冷卻氣出口(17)，隔熱屏(11)內部為加力燃燒室(4);噴管后部依次為圓轉矩過渡段(6)和收斂擴張段(7)，收斂擴張段(7)的上下壁面為矩形面，左右兩側壁面為等腰梯形，收斂擴張段(7)內安裝有塞錐；其特征在于上述塞錐為棱柱形， 包含塞錐前部(10)和塞錐后部(9)，塞錐按以下方式布置塞錐軸線與噴管軸線垂直，塞錐前部(10)和塞錐后部(9)的交接面與噴管軸線垂直；定義收斂擴張段中位于棱柱形塞錐最大截面處為喉道(18)；定義內涵通道直徑為D1，中心錐底部直徑為D2，圓轉矩過渡段進口直徑為D3，圓轉矩過渡段水平投影長度為Li，喉道(18)至冷卻氣出口(17)的距離為L2，喉道(18)至噴管出口(8)的距離為L3，塞錐前部水平投影長度為L4，塞錐后部水平投影長度為L5，塞錐最大高度為H ；塞錐最大高度H大于中心錐底部直徑D2的0. 5倍而小于內涵道直徑Dl ；塞錐前部塞錐前部(10 )處于冷卻氣出口( 17 )的下游，塞錐后部(9 )不伸出噴管出口(8);圓轉矩過渡段(6)采用超橢圓的方式過渡，圓轉矩過渡段水平投影長度為Ll大于圓轉矩過渡段(6)的進口半徑。
2.根據權利要求1所述的帶加力燃燒的渦扇發(fā)動機二元塞式噴管，其特征在于塞錐高度H大于0. 5倍D2，而小于0. 7倍D2。
3.根據權利要求1和權利要求2所述的帶加力燃燒的渦扇發(fā)動機二元塞式噴管，其特征在于塞錐高度H等于0. 6倍D2。
4.根據權利要求1所述的帶加力燃燒的渦扇發(fā)動機二元塞式噴管，其特征在于塞錐前部的水平投影長度L4小于等于L2。
5.根據權利要求1所述的帶加力燃燒的渦扇發(fā)動機二元塞式噴管，其特征在于塞錐后部水平投影長度L5小于等于L3。
6.根據權利要求1所述的帶加力燃燒的渦扇發(fā)動機二元塞式噴管，其特征在于過渡長度Ll大于等于0.5倍D3。
7.根據權利要求1所述的帶加力燃燒的渦扇發(fā)動機二元塞式噴管，其特征在于過渡長度Ll等于0.5倍D3。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種帶加力燃燒的渦扇發(fā)動機二元塞式噴管，屬于飛行器紅外輻射特征的抑制技術領域。噴管前部具有外涵通道(14)和內涵通道(1)、內涵通道內通過支板(13)安裝有中心錐(12)，中心錐(12)下游還安裝有火焰穩(wěn)定器(3)；噴管中部為加力燃燒室；噴管后部依次為過渡段(6)和收斂擴張段(7)，收斂擴張段(7)安裝有塞錐。塞錐為棱柱形，包含塞錐前部(10)和塞錐后部(9)。本發(fā)明能在保持較高的氣動性能的同時，顯著降低發(fā)動機排氣系統(tǒng)的紅外輻射特征，縮短紅外探測系統(tǒng)的鎖定距離，從而有效提高飛行器的戰(zhàn)場生存能力。
文檔編號F02K1/78GK102536514SQ20121001414
公開日2012年7月4日 申請日期2012年1月17日 優(yōu)先權日2012年1月17日
發(fā)明者吉洪湖, 陳俊 申請人:南京航空航天大學