一种宽域可调喷管的制作方法

1.本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种宽域可调喷管。


背景技术：

2.喷管是航空发动机的重要部件之一，用于将发动机燃烧室中产生的高温高压燃气进行膨胀并加速排出做功，为飞行器提供所需的推力。
3.不考虑几何约束的情况下，喷管将高温高压燃气等熵膨胀至外部环境中时，喷管所受到的推力最大。但在喷管设计中，不同马赫数工况对应的入口压强和外部环境压强不同，飞行马赫数越高，喷管入口与外部环境的静压比越大，所需的喷管的扩张比越大。
4.现有技术中的喷管的几何结构固定，难以满足飞行器速度的宽范围性能要求。以高马赫数为设计要求的喷管扩张比较大，但在低马赫数时气流快速膨胀，壁面压强低于大气压强，边界层内易出现逆压力梯度和流动分离现象，并诱导产生分离激波，这种过膨胀现象会影响喷管气动性能。另一方面，低马赫数工况下，喷管入口可能是亚声速状态，扩张型面不能加速气流至超声速，也会影响喷管性能。


技术实现要素：

5.本发明的目的在于提供一种宽域可调喷管，在满足飞行器宽范围的飞行速度的情况下，提升喷管的性能，延长喷管的使用寿命。
6.为了实现上述目的，本发明提供一种宽域可调喷管，包括喷管本体和调节板，喷管本体具有用于接收气流的入口端和用于将气流喷出的出口端，喷管本体型面是通过对具有优良性能的基准流场采用流线追踪获得的。调节板位于喷管本体的腔体内，调节板的靠近入口端的一侧转动设置于喷管本体，调节板相对于喷管本体转动时，用于调节喷管的扩张比。
7.采用上述技术方案时，本发明提供的宽域可调喷管包括喷管本体和调节板，喷管本体具有用于接收气流的入口端和用于将气流喷出的出口端，喷管接收高温高压燃气形成的气流并从出口端喷出，为飞行器提供所需的推力。调节板的靠近入口端的一侧转动设置于喷管本体，在调节板相对于喷管本体转动时，能够调节喷管的扩张比，从而使得在飞行器处于不同飞行速度状态下时，喷管的扩张比不同，扩大了喷管的适用范围，同时提升喷管的性能，延长喷管的使用寿命。
8.在一种可能的实现方式中，沿气流的流动方向，喷管本体依次连接有过渡段和扩张段；调节板靠近入口端的一侧转动连接于过渡段与扩张段的连接处。
9.在一种可能的实现方式中，沿喷管本体的周向，喷管本体具有平面段和圆弧段，平面段自入口端延伸至出口端，平面段的延伸方向平行于气流的流动方向。
10.在一种可能的实现方式中，圆弧段与平面段弧形过渡。
11.在一种可能的实现方式中，调节板设置于喷管本体的平面段，调节板包括与平面段相匹配的板状部。
12.在一种可能的实现方式中，调节板还包括对称设置于板状部两侧的翼板部，翼板部自平面段向圆弧段延伸，翼板部与喷管本体的内壁相配合。
13.在一种可能的实现方式中，出口端在平面段的中垂面上的投影与气流的流动方向之间具有夹角40
°‑
50
°
。
14.在一种可能的实现方式中，翼板部延伸至平面段的中部。
15.在一种可能的实现方式中，调节板与气流的流动方向之间的夹角为0
°‑
40
°
。
16.在一种可能的实现方式中，调节板的表面以及喷管本体的过渡段的内壁上设置有隔热涂层。
附图说明
17.此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：图1为本发明实施例提供的宽域可调喷管处于低马赫数工况下的侧视示意图；图2为本发明实施例提供的宽域可调喷管处于高马赫数工况下的侧视示意图；图3为本发明实施例提供的宽域可调喷管处于低马赫数工况下的右视示意图；图4为本发明实施例提供的调节板的截面示意图；图5为基准流场的示意图；图6为本发明实施例提供的喷管本体与基准流场的位置关系示意图；图7为图6中的喷管本体的入口端的流场流线示意图；图8为图6中的喷管本体的出口端的流场流线示意图。
18.附图标记：1—喷管本体，11—过渡段，12—扩张段，13—平面段，14—圆弧段，15—入口端，16—出口端，2—调节板，21—板状部，22—翼板部，3—基准流场。
具体实施方式
19.为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
20.需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。
21.此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。“若干”的含义是一个或一个以上，除非另有明确具体的限定。
22.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
23.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
24.近年来以超燃冲压发动机及组合动力为代表的高超声速动力技术获得极大进步，其进气道、燃烧室、喷管、供应、控制等关键技术均已基本突破，随着复合材料、主动冷却、燃料技术的进展，结构热防护的问题也得到了较好的解决，高超声速飞行迎来了全面发展的新时代。
25.在不考虑几何约束的情况下，喷管将高温高压燃气等熵膨胀至外部环境中时，喷管所受到的推力最大。但在喷管设计中，不同马赫数工况对应的入口压强和外部环境压强不同，飞行马赫数越高，喷管入口与外部环境的静压比越大，所需的喷管的扩张比越大。
26.现有技术中的喷管的几何结构固定，单一设计点的定几何结构喷管难以满足飞行器速度的宽范围性能要求。以高马赫数为设计点的喷管扩张比较大，在低马赫数时气流快速膨胀，壁面压强低于大气压强，边界层内易出现逆压力梯度和流动分离现象，并诱导产生分离激波，这种过膨胀现象会影响喷管气动性能。另一方面低马赫数工况下，喷管入口可能是亚声速状态，扩张型面不能加速气流至超声速，也会影响喷管性能。
27.因此，为了解决上述现有技术中存在的问题，本发明实施例提供一种宽域可调喷管，包括喷管本体1和调节板2，如图1至图3所示，喷管本体1具有用于接收气流的入口端和用于将气流喷出的出口端。调节板2位于喷管本体1的腔体内，调节板2的靠近入口端的一侧转动设置于喷管本体1，调节板2相对于喷管本体1转动时，用于调节喷管的扩张比。
28.采用上述技术方案的情况下，本发明实施例提供的宽域可调喷管包括喷管本体1和调节板2，喷管本体1具有用于接收气流的入口端和用于将气流喷出的出口端，喷管接收高温高压燃气形成的气流并从出口端喷出，为飞行器提供所需的推力。调节板2的靠近入口端的一侧转动设置于喷管本体1，具体地，调节板2的靠近入口端的一侧转动设置于喷管本体1的内壁，在调节板2相对于喷管本体1转动时，使得调节板2与气流流动方向之间的夹角得到改变，如此，能够调节气流的流通面积，从而调节喷管的扩张比，进一步地，使得在飞行器处于不同飞行速度状态下时，喷管的扩张比不同，扩大了喷管的适用范围，同时提升喷管的性能，延长喷管的使用寿命。不仅如此，本发明实施例提供的喷管通过调节调节板2与气流流动方向之间的角度，即可实现喷管的扩张比的调节，调节机构较为简单且工程实现性较好。另外，本发明实施例提供的喷管本体1的型面是通过对具有优良性能的基准流场3采用流线追踪获得的，基准流场3可以为如图5所示的膨胀规律可控的轴对称流场。
29.应理解的是，本发明提供的实施例中，马赫数是飞行器飞行速度与音速的比值，音速即声音的传播速度。低马赫数工况指的是飞行器的飞行速度相对较低的工作状态，高马赫数工况指的是飞行器的飞行速度相对较高的工作状态。如图1所示，当飞行器的飞行速度相对较低时，调节板2表面与喷管本体1的用于安装调节板2的一侧内壁之间具有夹角，使调节板2与喷管本体1的位于调节板2的另一侧的内壁之间形成几何喉道，使得喷管本体1的用于流通气流的腔体形成先收缩后扩张的状态，喷管的扩张比较小，避免喷管本体1的边界层内出现逆压力梯度和流动分离现象，以免影响喷管的气动性能。如图2所示，当飞行器的飞
行速度相对较高时，调节板2表面与喷管本体1的用于安装调节板2的一侧内壁平行，喷管本体1的用于流通气流的腔体为扩张的状态，喷管的扩张比较大，由此使飞行器所受到的推力较大。本发明实施例提供的喷管通过调节扩张比提升了喷管的适用范围，同时，喷管能在不同工况下都能获得较好的性能。
30.作为一种可选方式，如图1和图2所示，沿气流的流动方向，喷管本体1依次连接有过渡段11和扩张段12，调节板2靠近入口端的一侧转动连接于过渡段11与扩张段12的连接处，调节板2的远离入口端的一侧与出口端对齐匹配，即调节板2的一侧与出口端对齐。如此，便于喷管本体1接收气流，同时，调节板2位于扩张段12，利于调节板2对喷管的扩张比进行调节。
31.如图3所示，沿喷管本体1的周向，喷管本体1具有平面段13和圆弧段14，平面段13自入口端延伸至出口端，平面段13平行于气流的流动方向，如此，有利于提升飞行器的升阻比，同时，平面段13的设置有助于调节板2的安装。
32.在一些实施例中，圆弧段14与平面段13弧形过渡，避免喷管本体1在圆弧段14与平面段13的连接位置处的应力较为集中，对喷管本体1造成损坏。实际情况下，圆弧段14和平面段13分别采用不同的函数进行设计，使得喷管本体1的出口端在与气流的流动方向相垂直的平面上的投影形成“上圆下方”的结构，如图3所示。圆弧段14远离平面段13的一侧内壁为主膨胀面，圆弧段14的侧面即圆弧段14靠近平面段13的内壁膨胀程度较小，平面段13为直面构型。相较于现有技术中常规的喷管出口端的圆形、矩形等形状，本发明采用了流线追踪方法，将喷管的扩张段12设计为“上圆下方”的结构，气动上可实现良好匹配，具有进出口型线可控的优势，同时继承了轴对称基准流场3的气动性能。
33.实际情况下，调节板2设置于喷管本体1的平面段13，调节板2包括与平面段13相匹配的板状部21，参见图4，如此，在调节板2相对于喷管本体1转动时，易于实现喷管扩张比的迅速响应，使得扩张比及时得到改变，另外，板状部21有利于调节板2的加工和安装。调节板2的靠近入口端的一侧位于过渡段11与扩张段12的连接位置处，调节板2的靠近出口端的一侧与平面段13平齐。
34.在一种示例中，参见图4，调节板2还包括对称设置于板状部21两侧的翼板部22，翼板部22自平面段13向圆弧段14延伸，翼板部22与喷管本体1的内壁相配合。如此，翼板部22与喷管本体1的型面相迎合，以尽量减少流动至调节板2的远离翼板部22一侧的气流，有助于喷管的扩张比快速得到响应。
35.在一种可能的实现方式中，出口端在平面段13的中垂面上的投影与气流的流动方向之间具有夹角40
°‑
50
°
，现将出口端在平面段13的中垂面上的投影与气流的流动方向之间的夹角定义为
ß
，40
°
≤
ß
≤50
°
，如图1和图2所示。此时，喷管本体1在出口端形成长壁端和短壁端，喷管本体1的出口端在远离平面段13的一侧为长壁端，喷管本体1的出口端在平面段13的一侧为短壁端。当气流向靠近长壁端的一侧偏转，可以在长壁端的内壁上形成部分推力。具体实施时，出口端在平面段13的中垂面上的投影与气流的流动方向之间的夹角
ß
可以为40
°
、42
°
、43
°
、45
°
、46
°
、48
°
、50
°
等，此处不作具体限定，以实际情况为准。实际情况下，考虑到发动机喷管的出口端与飞行器尾缘的一体化设计，往往需要喷管出口型线可控。由上述可知，平面段13的延伸方向平行于气流的流动方向，平面段13的中垂面平行于气流的流动方向，出口端在平面段13的中垂面上的投影与平面段13的延伸方向之间的夹角等于
ß
。
作为一种可选方式，翼板部22延伸至平面段13的中部。如此，不会影响喷管的扩张比的快速变化，且能够节省调节板2的使用材料以及减轻调节板2的重量。
36.此时，如图1所示，平面段13平行于气流的流动方向，调节板2与气流的流动方向之间的夹角α即为调节板2与平面段13的延伸方向之间的夹角。
37.作为一种可能的实现方式，调节板2与气流的流动方向之间的夹角（定义为α）为0
°‑
40
°
，也就是说，调节板2相对于喷管本体1转动时，能够转动的角度α的范围为0
°‑
40
°
。当调节板2与气流的流动方向之间的夹角α为0
°
时，即调节板2所在平面与气流的流动方向平行，如图2所示。调节板2相对于喷管本体1能够转动的最大角度为40
°
。具体实施时，调节板2与气流的流动方向之间的夹角α可以为0
°
、5
°
、8
°
、10
°
、12
°
、15
°
、18
°
、20
°
、30
°
、36
°
、38
°
、40
°
等，此处不作具体限定，根据飞行器的实际运行速度以及飞行器所处环境的高度、温度与大气密度等而定。
38.具体实施时，当调节板2与气流的流动方向之间的夹角α为0
°
时，调节板2与喷管本体1的平面段13之间具有间隙，以供调节板2相对于喷管本体1转动。调节板2通过驱动机构转动连接于喷管本体1，示例性地，驱动机构可以为驱动缸或驱动电机。当驱动机构为驱动缸时，可以在喷管本体1的内壁上安装连接耳，同时，连接耳内穿过连接轴。当连接轴转动连接于连接耳时，调节板2可以转动连接于连接轴，当然，调节板2也可以与连接轴固定连接，驱动缸的驱动端作用于调节板2的靠近喷管本体1的出口端的一侧，驱动缸的驱动端伸缩时，带动调节板2的靠近喷管本体1的出口端的一侧围绕调节板2的靠近喷管本体1的入口端的一侧摆动。当驱动机构为驱动电机时，连接轴可以转动连接于连接耳，调节板2的靠近喷管本体1的出口端的一侧可以与连接轴固定连接，驱动电机驱动连接轴转动时，带动调节板2转动。
39.在一些实施例中，调节板2的表面以及喷管本体1的过渡段11的内壁上设置有隔热涂层，避免调节板2和过渡段11被高温高压气体损伤，延长喷管的使用寿命。
40.在具体实施时，可以通过流线追踪方法使本发明实施例提供的三维变截面的喷管继承基准流场的良好性能，基准流场则选择适用性较广的膨胀规律可控的轴对称流场，如图5所示。具体设计时，可以将本发明实施例提供的喷管本体进出口型线放置在基准流场3中，且喷管本体的入口端15至出口端16的方向平行于轴对称流场的轴线，如图6所示。此种情况下，流体流经喷管本体入口端形成的流线如图7所示，流体流经喷管本体出口端形成的流线如图8所示，融合图7、图8即获得喷管本体型面。
41.综上可知，针对飞行速度宽范围应用以及与飞行器一体化设计的需求，本发明实施例提供了一种型面可控的三维变截面可调喷管，在低马赫数工况时调节喉道面积形成收-扩型面，保证全工况下喷管出口均为超声速，同时缓解了低马赫数工况过膨胀现象，获得了宽范围喷管气动方案。
42.在上述实施方式的描述中，具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
43.以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种宽域可调喷管，其特征在于，所述喷管包括：喷管本体，具有用于接收气流的入口端和用于将气流喷出的出口端；调节板，位于所述喷管本体的腔体内；所述调节板的靠近所述入口端的一侧转动设置于所述喷管本体，所述调节板相对于所述喷管本体转动时，用于调节所述喷管的扩张比。2.根据权利要求1所述的宽域可调喷管，其特征在于，沿所述气流的流动方向，所述喷管本体依次连接有过渡段和扩张段；所述调节板靠近所述入口端的一侧转动连接于所述过渡段与所述扩张段的连接处。3.根据权利要求2所述的宽域可调喷管，其特征在于，沿所述喷管本体的周向，所述喷管本体具有平面段和圆弧段，所述平面段自所述入口端延伸至所述出口端，所述平面段的延伸方向平行于所述气流的流动方向。4.根据权利要求3所述的宽域可调喷管，其特征在于，所述圆弧段与所述平面段弧形过渡。5.根据权利要求4所述的宽域可调喷管，其特征在于，所述调节板设置于所述喷管本体的所述平面段，所述调节板包括与所述平面段相匹配的板状部。6.根据权利要求5所述的宽域可调喷管，其特征在于，所述调节板还包括对称设置于所述板状部两侧的翼板部，所述翼板部自所述平面段向所述圆弧段延伸，所述翼板部与所述喷管本体的内壁相配合。7.根据权利要求3所述的宽域可调喷管，其特征在于，所述出口端在所述平面段的中垂面上的投影与所述气流的流动方向之间具有夹角40
°‑
50
°
。8.根据权利要求6所述的宽域可调喷管，其特征在于，所述翼板部延伸至所述平面段的中部。9.根据权利要求2所述的宽域可调喷管，其特征在于，所述调节板与所述气流的流动方向之间的夹角为0
°‑
40
°
。10.根据权利要求1所述的宽域可调喷管，其特征在于，所述调节板的表面以及所述喷管本体的过渡段的内壁上设置有隔热涂层。

技术总结
本发明公开一种宽域可调喷管，涉及航空发动机技术领域，在满足飞行器宽范围的飞行速度的情况下，提升喷管的性能，延长喷管的使用寿命。喷管包括喷管本体和调节板，喷管本体具有用于接收气流的入口端和用于将气流喷出的出口端，喷管本体型面是以膨胀规律可控的轴对称内流场为基准流场，采用双向流线追踪获得的。调节板位于喷管本体的腔体内，调节板的靠近入口端的一侧转动设置于喷管本体，调节板相对于喷管本体转动，用于调节喷管的扩张比。用于调节喷管的扩张比。用于调节喷管的扩张比。


技术研发人员：李光熙 王海 南向军 杨磊 张浩 晋晓伟
受保护的技术使用者：西安航天动力研究所
技术研发日：2023.05.04
技术公布日：2023/6/7