[发明专利]一种双钟型膨胀偏转喷管

说明书

本发明公开了一种双钟型膨胀偏转喷管，包括膨胀偏转塞锥、喷管收敛段、双钟型基础扩张段和双钟型延伸扩张段；膨胀偏转塞锥部分由多段圆弧曲线设计而成，并与外壁面形成环形喉道，保证气流发生不平行于发动机轴向的偏转流动；双钟型基础扩张段及双钟型延伸扩张段之间通过型面与喷管轴线切角的差异形成拐点，从而保证双钟型膨胀偏转喷管在低落压比工作时气流在拐点分离，有效利用双钟型基础扩张段与膨胀偏转塞锥形成的膨胀偏转喷管进行高度补偿，从而保持较高推力性能，在高落压比时气流一直沿双钟型延伸扩张段膨胀至喷管出口，有效利用喷管出口面积，保证高落压比下推力性能。

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，更具体的说是涉及一种双钟型膨胀偏转喷管，主要应用于宽落压比高推力性能要求的航空发动机。

背景技术

随着航空航天技术的发展，水平起降高超声速飞行器因其具有即时打击、快速突防等优点成为近年来的重点发展方向，尾喷管作为高超声速飞行器动力装置的核心部件也面临着前所未有的全新技术挑战，其推力特性，流量特性将直接影响着推进系统的工作效率及运行能力。

与以往航空发动机尾喷管不同，高超声速发动机尾喷管需要在极宽的落压比内均保持较高的推力性能，并且由于排气温度过高带来的结构可实现性等问题的限制，很难做到膨胀面积比自由调节。目前针对高超声速发动机尾喷管的研究主要集中在钟型喷管，双钟型喷管、膨胀偏转喷管、塞式喷管等喷管类型，除钟型喷管外，其余几种喷管都是具有一定高度补偿特性的喷管。但是上述几种喷管也都具有一定的缺点，双钟型喷管只能保证两个设计压比下推力性能较好，但在两个设计压比之间工作时，会出现不可避免的推力低点；膨胀偏转喷管只在一定压比范围内具有高度补偿特性，并且工作在高度过膨胀工况下时，膨胀偏转喷管塞锥底部压力过低将会导致推力性能急剧恶化；塞式喷管也因为冷却面积过大，补偿效果存在争议而没有得到广泛应用。

因此，如何提供一种在宽落压比范围内持续具有高度补偿性能的尾喷管是本领域技术人员亟需解决的问题。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种双钟型膨胀偏转喷管，将膨胀偏转喷管与双钟型喷管相结合，利用双钟型喷管具有两个设计压比的特点，将膨胀偏转喷管设计点下移，从而有效保证固定几何轴对称喷管在宽落压比范围内的高推力性能。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种双钟型膨胀偏转喷管，包括：膨胀偏转塞锥、喷管收敛段、双钟型基础扩张段和双钟型延伸扩张段，其中，所述喷管收敛段、所述双钟型基础扩张段和所述双钟型延伸扩张段依次相接，所述膨胀偏转塞锥位于所述喷管收敛段和双钟型基础扩张段的内部。

进一步，所述膨胀偏转塞锥包括塞锥枢轴段、入口圆弧段、偏转圆弧段、反向偏转圆弧段和喉道后圆弧，其中，所述塞锥枢轴段、所述入口圆弧段、所述偏转圆弧段、所述反向偏转圆弧段和所述喉道后圆弧依次相接。

进一步，所述喷管收敛段包括依次相接的等直段和喉道前倒圆段，所述喉道前倒圆段的末端与所述反向偏转圆弧段的末端之间为喷管喉道。

进一步，所述双钟型基础扩张段和所述双钟型延伸扩张段相接处设置有拐点。

所述拐点(301)的偏转角为：

θ_o＝θ_i+α(ν_p-ν_o) (1)