本發(fā)明涉及航空發(fā)動機領域，具體而言，涉及一種S彎收-擴噴管結構。

背景技術：

隨著先進紅外制導導彈、機載紅外搜索跟蹤系統(tǒng)以及雷達制導技術的迅速發(fā)展，現(xiàn)代戰(zhàn)斗機對紅外隱身技術和雷達隱身技術的要求越來越高。研究表明，S彎噴管因具有以下明顯的優(yōu)勢而成為低可探測性技術的研究重點。一方面，S彎型面可對渦輪導向器、加力燃燒室火焰穩(wěn)定器等內部高溫部件進行有效遮擋，顯著降低其紅外輻射，增強了排氣系統(tǒng)的雷達隱身特性；另一方面，采用S彎流道使得入射的電磁波在S彎通道內反復折射消耗；另外，S彎噴管具有非軸對稱噴管的特性，可增強尾噴流與外界大氣的混合，顯著減少尾噴流的高溫核心區(qū)；最后，S彎噴管和S形進氣道組合應用于飛翼布局飛機，在具有良好的隱身性能的同時，通過發(fā)動機埋入式安裝、背負式進氣等安裝方案，可以大大降低飛機的外阻。因此，S型噴管技術已得到國內外研究機構的高度重視。

然而現(xiàn)有的戰(zhàn)機采用的S彎噴管均為收縮型，最大的飛行速度均未達到超音速，因此，現(xiàn)有的戰(zhàn)斗機無法滿足覆蓋亞、跨、超聲速的飛行包線。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的主要目的在于提供一種S彎收-擴噴管結構，以至少解決現(xiàn)有技術中的戰(zhàn)機采用的收縮型發(fā)動機尾噴管無法滿足戰(zhàn)機覆蓋亞、跨、超聲速飛行的問題。

為了實現(xiàn)上述目的，根據(jù)本發(fā)明，提供了一種S彎收-擴噴管結構，包括：收縮段和擴張段，收縮段具有與發(fā)動機的高溫渦輪出口連接的進氣口，擴張段連接在收縮段的尾部并具有排氣口，在收縮段和擴張段的過渡處形成噴管喉道。

進一步地，收縮段包括“S”形的第一噴管段和“S”形的第二噴管段，第一噴管段和第二噴管段中沿進氣口到噴管喉道的方向依次形成第一氣流偏轉部、第二氣流偏轉部和第三氣流偏轉部。

進一步地，第一氣流偏轉部靠近進氣口設置，第二氣流偏轉部位于第一噴管段和第二噴管段的過渡處，第三氣流偏轉部靠近噴管喉道處設置。

進一步地，第一氣流偏轉部的流道由與高溫渦輪出口的軸向平行的方向沿第一噴管段的徑向向下偏離；第二氣流偏轉部的流道由向下偏離高溫渦輪出口的軸線方向轉為沿第二噴管段的徑向向上偏轉并趨向高溫渦輪出口的軸線方向；第三氣流偏轉部的流道由上偏轉并趨向高溫渦輪出口的軸線方向轉為與高溫渦輪出口的軸線方向平行的方向。

進一步地，第二氣流偏轉部的下壁面與第三氣流偏轉部的上壁面的公切線過進氣口橫截面的最低點。

進一步地，第一噴管段與第二噴管段沿高溫渦輪出口的軸線方向的長度之比在2∶3至2∶5之間。

進一步地，收縮段的進氣口的橫截面為圓形，并與高溫渦輪出口相匹配；噴管喉道的橫截面與擴張段的橫截面均為矩形。

進一步地，擴張段的排氣口的橫截面的寬度與高度之比在1.2至2之間。

進一步地，噴管喉道的橫截面與擴張段的橫截面相互平行且與高溫渦輪出口的軸線方向垂直。

進一步地，擴張段為沿噴管喉道至排氣口方向橫截面逐漸增大的直噴管且擴張段的擴張角小于或等于15°。

進一步地，擴張段的排氣口的橫截面的面積與噴管喉道的橫截面的面積之比大于1.69。

應用本發(fā)明技術方案的一種S彎收-擴噴管結構，包括：收縮段和擴張段，收縮段具有與發(fā)動機的高溫渦輪出口連接的進氣口，擴張段連接在收縮段的尾部并具有排氣口，在收縮段和擴張段的過渡處形成噴管喉道。來自發(fā)動機的高溫渦輪出口的氣流在收縮段膨脹加速并在噴管喉道處加速到音速，達到音速的氣流通過噴管喉道后在擴張段進一步加速到超聲速。解決了現(xiàn)有技術中的戰(zhàn)機采用的收縮型發(fā)動機尾噴管無法滿足戰(zhàn)機覆蓋亞、跨、超聲速飛行的問題。

附圖說明

此處所說明的附圖用來提供對本發(fā)明的進一步理解，構成本申請的一部分，本發(fā)明的示意性實施例及其說明用于解釋本發(fā)明，并不構成對本發(fā)明的不當限定。在附圖中：

圖1是根據(jù)本發(fā)明實施例可選的一種S彎收-擴噴管結構的立體結構示意圖；

圖2是根據(jù)本發(fā)明實施例可選的一種S彎收-擴噴管結構的縱剖面結構示意圖。

上述附圖中包括以下附圖標記：

1、收縮段；11、進氣口；12、第一氣流偏轉部；13、第二氣流偏轉部；14、第三氣流偏轉部；2、擴張段；21、排氣口；3、噴管喉道；4、第一噴管段；5、第二噴管段。

具體實施方式

為了使本技術領域的人員更好地理解本發(fā)明方案，下面將結合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術方案進行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例僅僅是本發(fā)明一部分的實施例，而不是全部的實施例?；诒景l(fā)明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都應當屬于本發(fā)明保護的范圍。

根據(jù)本發(fā)明實施例的一種S彎收-擴噴管結構，如圖1所示，包括：收縮段1和擴張段2，收縮段1具有與發(fā)動機的高溫渦輪出口連接的進氣口11，擴張段2連接在收縮段1的尾部并具有排氣口21，在收縮段和擴張段的過渡處形成噴管喉道3。

應用本發(fā)明技術方案的一種S彎收-擴噴管結構，包括：收縮段1和擴張段2，收縮段1具有與發(fā)動機的高溫渦輪出口連接的進氣口11，擴張段2連接在收縮段1的尾部并具有排氣口21，在收縮段1和擴張段2的過渡處形成噴管喉道3。來自發(fā)動機高溫渦輪出口的氣流在收縮段1膨脹加速并在噴管喉道3處加速到音速，達到音速的氣流通過噴管喉道3后在擴張段2進一步加速到超音速。解決了現(xiàn)有技術中的戰(zhàn)機采用的收縮型發(fā)動機尾噴管無法滿足戰(zhàn)機覆蓋亞、跨、超聲速飛行的問題。

具體實施時，收縮段1和擴張段2的長度根據(jù)航空發(fā)動機在飛機上的布局來確定。為了實現(xiàn)對高溫渦輪出口端面的有效遮擋，使得發(fā)動機在任何角度下其高溫渦輪出口端面均不能被直接照射到?？蛇x地，收縮段1包括“S”形的第一噴管段4和“S”形的第二噴管段5，第一噴管段4的流道為反向的“S”形，第二噴管段5的流道為正向的“S”形，第一噴管段4和第二噴管段5的連接過渡處有一部分重合?？蛇x地，第一噴管段4與第二噴管段5沿高溫渦輪出口的軸線方向的長度之比在2∶3至2∶5之間，以保證收縮段1具有較高的氣動性能。

第一噴管段4和第二噴管段5中沿進氣口11到噴管喉道3的方向依次形成第一氣流偏轉部12、第二氣流偏轉部13和第三氣流偏轉部14；第一氣流偏轉部12靠近進氣口11設置，來自高溫渦輪出口的氣流通過進氣口11進入第一氣流偏轉部12，第一氣流偏轉部12的流道由與高溫渦輪出口的軸向平行的方向沿第一噴管段4的徑向向下偏離，使氣流向下流動偏離高溫渦輪出口的軸向；第二氣流偏轉部13位于第一噴管段4和第二噴管段5的過渡處，通過第一氣流偏轉部12的氣流進入第二氣流偏轉部13，第二氣流偏轉部13的流道由向下偏離高溫渦輪出口的軸線方向轉為沿第二噴管段5的徑向向上偏轉并趨向高溫渦輪出口的軸線方向；第三氣流偏轉部14靠近噴管喉道3處設置，第三氣流偏轉部14的流道由向上偏轉并趨向高溫渦輪出口的軸線方向轉為與高溫渦輪出口的軸線方向平行的方向并使氣流通過噴管喉道3進入擴張段2。

在本發(fā)明實施例中，第一氣流偏轉部12、第二氣流偏轉部13和第三氣流偏轉部14的徑向偏距滿足完全遮擋高溫渦輪出口端面的原則。噴管結構完全遮擋高溫渦輪出口端面的條件由噴管對稱面上的上、下縱線的公切線來確定，即上、下縱線的公切線需通過噴管進口截面的下端點?；蛘撸鶕?jù)噴管長度的不同，上、下縱線的公切線需通過噴管出口截面的上端點。具體地，如圖2所示，第二氣流偏轉部13的下壁面與第三氣流偏轉部14的上壁面的公切線MN過進氣口11橫截面的最低點B，從而使第二氣流偏轉部13和第三氣流偏轉部14將高溫渦輪出口端面完全遮擋。

通過將兩個“S”形噴管段組成本發(fā)明實施例的S彎收-擴噴管結構的收縮段1，并調節(jié)第一氣流偏轉部12、第二氣流偏轉部13和第三氣流偏轉部14的徑向偏距，達到在預定長徑比下，將高溫渦輪出口及內部的渦輪導向器、加力燃燒室火焰穩(wěn)定器等內部高溫部件有效地進行遮擋，如此可顯著降低噴管熱壁面的紅外輻射強度，使得發(fā)動機在任何角度下其高溫渦輪出口端面均不能被直接照射到。

收縮段1的進氣口11的橫截面為圓形，并與高溫渦輪出口相匹配；噴管喉道3的橫截面與擴張段2的橫截面均為矩形，可選地，擴張段2的排氣口21的橫截面的寬度與高度之比在1.2至2之間，該構型便于發(fā)動機尾噴管與飛機的一體化設計，從而減少戰(zhàn)機的飛行阻力。

可選地，噴管喉道3的橫截面與擴張段2的橫截面相互平行且與高溫渦輪出口的軸線方向垂直，擴張段2的排氣口21的橫截面的面積與噴管喉道3的橫截面的面積之比大于1.69，以保證出口馬赫數(shù)大于2，實現(xiàn)超聲速飛行；擴張段2為沿噴管喉道3至排氣口21方向橫截面逐漸增大的直噴管且擴張段2的擴張角小于或等于15°，以避免擴張段出現(xiàn)流動分離從而導致噴管推力下降。

以上僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應當指出，對于本技術領域的普通技術人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進和潤飾，這些改進和潤飾也應視為本發(fā)明的保護范圍。