[发明专利]超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置

说明书

技术领域

本发明涉及一种超声速/高超声速飞行器喷管内流道设计。

背景技术

为满足跨大马赫数范围飞行的要求，特别是类似TBCC/RBCC的组合循环发动机，要求排气系统在宽广的范围内都具有良好的气动性能，包括推力、升力、俯仰力矩等。传统的轴对称喷管存在膨胀面的机械限制和密封等问题, 使得喷管无法在不同飞行工况下达到均达到较高的推力性能，这使得超声速/高超声速飞行器的生存空间受到严重压缩。因此，扩大其飞行马赫数，提高非设计点性能是一个重要的研究方向。

可参考图1和图2可看出，图1表明当飞行器在跨声速范围（即马赫数0.8~1.2附近），特别是M=1附近后体阻力（Afterbody Drag）剧增，同时图2中喷管净推力（Thrust-Minus-Drag Performance）在飞行马赫数（Flight Mach Number）较小时下降较剧烈。由于尾喷管作为冲压发动机的重要部件，它的性能优劣直接影响着整个飞行器推进系统的推进效率。因此，本发明旨在解决高超声速飞行器在宽马赫数范围飞行时，由于喷管偏离设计点，甚至导致严重过膨胀，由此造成喷管性能急剧恶化的问题。

一般来说解决该技术问题通常有两种方案：第一种，使用可变几何的喷管，即喷管为可调喷管，可以根据飞行状况调整喷管截面积。但是由于机械构造复杂、附加重量大、防热密封等技术问题，实现难度大。第二种，二次流引气方案，该方案类似于本发明的引气方案，最大的不同点在于本发明巧妙地利用了喷管收缩段的高压气体，而不需要额外的引气源，解决了二次流引气方案需要附加气源的技术难题。

发明内容

本发明针对现有技术需要额外配备二次流气源、喷管推力性能受限附加重量大等不足，提出了一种超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式控制装置，本发明通过将喷管收缩段的高压气体引至喷管扩张段，形成二次流引射的效果，提高了喷管的推力系数，即喷管推力性能提高了，降低了负升力，这样有利于减小飞行器的俯仰力矩差。通过将喷管收缩段的高压气流引至扩张段引射，并且在扩张段产生一系列的激波反射，使扩张段壁面压力增加，喷管推力系数升高，可以有效地改善发动机的非设计点性能，扩大了超声速/高超声速飞行器的生存空间。

为实现以上的技术目的，本发明将采取以下的技术方案：

一种超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置，所述的旁路式装置包括过膨胀喷管收缩段和扩张段，其特征在于还包括连通喷管收缩段和扩张段的引气旁路、用于开启和关闭引气旁路通道的挡片，引气旁路利用喷管收缩段的进气口与喷管扩张段的出气口之间的自然压差建立内部流场；所述的引气旁路包括了顺序连通的进气口1、第一通道2、第一转角3、第二通道4、第二转角5、第三通道6、出气口7，所述的进气口1与喷管收缩段连通，出气口7与喷管扩张段连通。

作为本发明的一个优选方案，引气旁路通道为等宽度设计，通道宽度为喷管扩张段与收缩段连接处的高度的5%~20%；所述的引气旁路通道进气口1的角度α为90°，所述角度为第一通道与喷管收缩段的切线之间的夹角；出气口7的角度为90°~160°，所述角度为第三通道起始段至出气端的连线与水平线之间的夹角；所述的进气口1和出气口7的设计空间位置分别布置在喷管收缩段和喷管扩张段0~50%处范围内；第三通道6入射角度β与水平线呈逆时针90°~160°。

作为本发明的进一步优选方案，所述的进气口1设置在喷管收缩段30.53%，所述的出气口7设置在喷管扩张段30.0%，所述的通道宽度为喷管扩张段与收缩段连接处的高度的5.2%，所述的第三通道6入射角度β与水平呈逆时针为150.4°。

在上述技术方案的基础上，第一转角3、第二转角5的转弯半径弧长至少为通道宽度的4倍。

为实现上述的超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置的技术方案的控制装置，其特征在于，当超声速/ 高超声速飞行器旁路装置处于设计点上工作时，此时飞行器在跨声速、过膨胀状态下工作时，控制装置发出指令，开启引气通道的挡片；当超声速/ 高超声速飞行器旁路装置偏离设计点工作时，此时飞行器在正常工作状态时，控制装置发出指令，关闭引气旁路通道的挡片。

挡片可以分别位于引气旁路进出口两端，并与飞行控制系统作动机构相连。

挡片也可以位于引气旁路通道内，并与飞行控制系统作动机构相连。