本發(fā)明涉及噴管，具體涉及一種超音速噴管。

背景技術(shù)：

隨著發(fā)動機的日趨成熟，超音速發(fā)動機的應(yīng)用日趨廣泛，在此基礎(chǔ)上，用于飛機尤其是無人機的超音速發(fā)動機以及發(fā)動機地面試驗時，均涉及到超音速噴管的使用，而真正意義上的超音速噴管，其內(nèi)部流道需滿足拉瓦爾噴管的流道幾何參數(shù)要求，而傳統(tǒng)意義上的拉瓦爾噴管，其流道曲面變化復(fù)雜，加工難度極高，從而導(dǎo)致成本大幅增加，無法實現(xiàn)量產(chǎn)，現(xiàn)有技術(shù)中，為了降低成本，實現(xiàn)超音速噴管的量產(chǎn)，將超音速噴管的內(nèi)部流道由拉瓦爾噴管曲面簡化為依次固定連接的內(nèi)部流道為收斂圓臺面的收斂段，內(nèi)部流道為圓柱面的等直段和內(nèi)部流道為擴張圓臺面的擴張段，這雖然降低了成本，直線收斂段、擴張段的設(shè)置導(dǎo)致氣體的總壓大幅損失，不具備經(jīng)濟性和環(huán)保性。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種超音速噴管。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種超音速噴管，包括依次同軸固定連接的入口等直段，亞音速收斂段，初始超音速膨脹段和超音速膨脹段；

所述入口等直段，亞音速收斂段，初始超音速膨脹段和超音速膨脹段均為中空回轉(zhuǎn)體，所述入口等直段，亞音速收斂段，初始超音速膨脹段和超音速膨脹段的回轉(zhuǎn)軸相同；

所述亞音速收斂段的內(nèi)部流道為連續(xù)收縮的圓弧的軸回轉(zhuǎn)曲面，所述初始超音速膨脹段的內(nèi)部流道為連續(xù)擴張的圓弧的軸回轉(zhuǎn)曲面，所述超音速膨脹段的內(nèi)部流道為圓臺面；

亞音速收斂段內(nèi)部流道連續(xù)收縮圓弧的半徑與初始超音速膨脹段內(nèi)部流道連續(xù)擴張圓弧的半徑相同，所述亞音速收斂段和初始超音速膨脹段的內(nèi)部流道連接截面為喉道的截面；超音速膨脹段的內(nèi)部流道圓臺的母線與初始超音速膨脹段內(nèi)部流道連續(xù)擴張圓弧的尾端相切。

亞音速氣體經(jīng)噴管入口，即入口等直段入口進入，通過亞音速收斂段加速至喉道達到音速后，經(jīng)初始超音速膨脹段和超音速膨脹段膨脹后達到超音速。

進一步的，所述噴管流道的內(nèi)部尺寸滿足如下條件：

噴管的回轉(zhuǎn)軸與x軸重合，y軸與x軸在喉道界面上垂直相交于o點，噴管入口直徑為do，喉道的直徑為dackp，yt為y軸上喉道半徑，xb為x軸上o點至噴管出口的距離，p點為超音速膨脹段的內(nèi)部流道圓臺的母線與初始超音速膨脹段內(nèi)部流道連續(xù)擴張圓弧的尾端相切的切點，亞音速收斂段內(nèi)部流道連續(xù)收縮圓弧的半徑與初始超音速膨脹段內(nèi)部流道連續(xù)擴張圓弧的半徑相同，均為r，超音速膨脹段的內(nèi)部流道圓臺面的母線與x軸的夾角為β，噴管出口直徑為da；其中，噴管入口直徑和喉道的直徑已知，

所述p點的橫坐標和縱坐標分別為xp和yp，所述xp和yp滿足下式：

xp＝rsinβ

yp＝r+yt-rcosβ

噴管出口直徑b點的橫坐標和縱坐標分別為xb和yb，所述xb和yb滿足下式：

xb＝xp+(0.5da-xp)/tanβ

yb＝0.5da

進一步的，亞音速收斂段內(nèi)部流道連續(xù)收縮圓弧的半徑至少為所述喉道直徑的4倍。

進一步的，超音速膨脹段的內(nèi)部流道圓臺面的母線與超音速膨脹段的回轉(zhuǎn)軸的角度大于等于6°，小于等于8°。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點在于：

本發(fā)明的超音速噴管通過合理簡化拉瓦爾噴管型面，即亞聲速收斂段采用連續(xù)收縮的圓弧軸對稱曲面，初始膨脹和超聲速段型面采用圓弧加直線的軸對稱曲面的簡化方法，達到氣流從聲速面開始形成泉流膨脹再發(fā)展到設(shè)計點馬赫數(shù)，當(dāng)氣流通過泉流區(qū)完成初步膨脹，繼續(xù)保持其膨脹角不變的條件下進一步使氣流膨脹到設(shè)計點馬赫數(shù)，在保證氣體總壓與傳統(tǒng)拉瓦爾噴氣體總壓損失基本相同的情況下，制作難度和成本會大幅降低，可用于超音速噴管量產(chǎn)。

附圖說明

圖1為本發(fā)明的超音速噴管的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2為本發(fā)明的超音速噴管內(nèi)部流道幾何型面示意圖。

具體實施方式

如圖1-2所示，一種超音速噴管，包括依次同軸固定連接的入口等直段1，亞音速收斂段2，初始超音速膨脹段4和超音速膨脹段5；所述入口等直段1，亞音速收斂段2，初始超音速膨脹段4和超音速膨脹段5均為中空回轉(zhuǎn)體，所述入口等直段1，亞音速收斂段2，初始超音速膨脹段4和超音速膨脹段5的回轉(zhuǎn)軸相同；所述亞音速收斂段2的內(nèi)部流道為連續(xù)收縮的圓弧的軸回轉(zhuǎn)曲面，所述初始超音速膨脹段4的內(nèi)部流道為連續(xù)擴張的圓弧的軸回轉(zhuǎn)曲面，所述超音速膨脹段5的內(nèi)部流道為圓臺面；亞音速收斂段2內(nèi)部流道連續(xù)收縮圓弧的半徑與初始超音速膨脹段4內(nèi)部流道連續(xù)擴張圓弧的半徑相同，所述亞音速收斂段2和初始超音速膨脹段4的內(nèi)部流道連接截面為喉道3的截面；超音速膨脹段5的內(nèi)部流道圓臺的母線與初始超音速膨脹段4內(nèi)部流道連續(xù)擴張圓弧的尾端相切。

優(yōu)選的，所述噴管流道的內(nèi)部尺寸滿足如下條件：

噴管的回轉(zhuǎn)軸與x軸重合，y軸與x軸在喉道界面3上垂直相交于o點，噴管入口直徑為do，喉道3的直徑為dackp，yt為y軸上喉道3半徑，xb為x軸上o點至噴管出口的距離，p點為超音速膨脹段5的內(nèi)部流道圓臺的母線與初始超音速膨脹段4內(nèi)部流道連續(xù)擴張圓弧的尾端相切的切點，亞音速收斂段2內(nèi)部流道連續(xù)收縮圓弧的半徑與初始超音速膨脹段4內(nèi)部流道連續(xù)擴張圓弧的半徑相同，均為r，超音速膨脹段5的內(nèi)部流道圓臺面的母線與x軸的夾角為β，噴管出口直徑為da；其中，噴管入口直徑和喉道3的直徑已知，

所述p點的橫坐標和縱坐標分別為xp和yp，所述xp和yp滿足下式：

xp＝rsinβ

yp＝r+yt-rcosβ

噴管出口直徑b點的橫坐標和縱坐標分別為xb和yb，所述xb和yb滿足下式：

xb＝xp+(0.5da-xp)/tanβ

yb＝0.5da

優(yōu)選的，亞音速收斂段2內(nèi)部流道連續(xù)收縮圓弧的半徑至少為所述喉道3直徑的4倍。

優(yōu)選的，超音速膨脹段5的內(nèi)部流道圓臺面的母線與超音速膨脹段5的回轉(zhuǎn)軸的角度大于等于6°，小于等于8°。

本發(fā)明的超音速噴管的工作過程如下：亞音速氣體經(jīng)噴管入口，即入口等直段入口進入，通過亞音速收斂段加速至喉道達到音速后，經(jīng)初始超音速膨脹段初始膨脹，當(dāng)氣流通過泉流區(qū)完成初步膨脹，繼續(xù)保持其膨脹角不變的條件下進一步使氣流膨脹到設(shè)計點馬赫數(shù)，由噴管出口即超音速膨脹段出口噴出。

本發(fā)明說明書中未詳細描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員的公知技術(shù)。

技術(shù)特征：

技術(shù)總結(jié)
一種超音速噴管，固定連接的入口等直段，亞音速收斂段，初始超音速膨脹段和超音速膨脹段均為中空回轉(zhuǎn)體且回轉(zhuǎn)軸相同；亞音速收斂段的內(nèi)部流道為連續(xù)收縮的圓弧的軸回轉(zhuǎn)曲面，初始超音速膨脹段的內(nèi)部流道為連續(xù)擴張的圓弧的軸回轉(zhuǎn)曲面，超音速膨脹段的內(nèi)部流道為圓臺面；亞音速收斂段圓弧的半徑與初始超音速膨脹段圓弧的半徑相同，亞音速收斂段和初始超音速膨脹段內(nèi)部流道連接截面為喉道的截面；超音速膨脹段的內(nèi)部流道圓臺的母線與初始超音速膨脹段內(nèi)部流道連續(xù)擴張圓弧的尾端相切。本發(fā)明的超音速噴管在保證氣體總壓與傳統(tǒng)拉瓦爾噴氣體總壓損失基本相同的情況下，制作難度和成本會大幅降低，可用于超音速噴管量產(chǎn)。

技術(shù)研發(fā)人員：孫曉彤;趙聚鈞
受保護的技術(shù)使用者：北京航天三發(fā)高科技有限公司
技術(shù)研發(fā)日：2017.06.25
技術(shù)公布日：2017.09.01