[发明专利]用于航空发动机的双涵道引射装置

权利要求书

1.一种用于航空发动机的双涵道引射装置，其特征在于，包括高压进气管道、引射器、内涵道、前缘稳流支板和可变马赫数喷嘴；以所述引射器作为外涵道体，内涵道体位于该引射器内；所述引射器分为引射器前段、引射器中段和引射器后段；所述高压进气管道的一端与该引射器中段上的高压进气孔口固连，另一端外接高压气源；所述前缘稳流支板有6个；所述引射器中段为环形；该引射器中段的壳体为夹层结构，由该夹层在引射器中段内形成了环形的高压气源驻室；各所述稳流支板的气流入口端分别固定在引射器中段壳体的内表面，并与该引射器中段上的环形高压气源驻室连通；各稳流支板的封闭端穿过内涵道体的壳体上的稳流支板插孔，并伸入该内涵道体内；所述稳流支板上沿长度方向分别安装有三个可变马赫数喷嘴，并根据各可变马赫数喷嘴在该稳流支板上的位置，自所述引射器中段中心处至该引射器中段内表面依次为第一排可变马赫数喷嘴、内涵道体、第二排可变马赫数喷嘴和第三排可变马赫数喷嘴，并使该第一排可变马赫数喷嘴位于所述内涵道中，第二排可变马赫数喷嘴和第三排可变马赫数喷嘴均位于所述外涵道内；各所述可变马赫数喷嘴的出口均朝向所述引射器后段；所述内涵道体焊接在内环第一排可变马赫数喷嘴与第二排可变马赫数喷嘴之间；由所述引射器内表面与内涵道体外表面之间形成了引射装置的外涵道，由内涵道体的内孔形成了引射装置的内涵道。

2.如权利要求1所述用于航空发动机的双涵道引射装置，其特征在于，在所述夹层的内壁板上均布有6个形状与所述稳流支板的进气口相同的气孔，各气孔分别与稳流支板的进气口端连通，从而将高压气源驻室内的高压气体通过所述各排可变马赫数喷嘴喷出。

3.如权利要求1所述用于航空发动机的双涵道引射装置，其特征在于，所述引射器前段的入口为亚音速进气道，采用超椭圆曲线唇形，其表达式为

(x/a)ⁿ+(y/b)ⁿ＝1 (1)

公式中：x为曲线散点横坐标；y为曲线散点纵坐标；a为椭圆长轴的长度；b为椭圆短轴的长度；n为超椭圆曲线指数；以引射器前段头部为原点，每隔0.2mm取横坐标x的值，得到对应的纵坐标y的正值和负值；通过点集得到对称于纵坐标y曲线。

4.如权利要求3所述用于航空发动机的双涵道引射装置，其特征在于，所述亚音速进气道的超椭圆曲线唇形中，椭圆长轴的长度a＝5mm，椭圆短轴的长度b＝3.6mm；超椭圆曲线指数n＝2。

5.如权利要求1所述用于航空发动机的双涵道引射装置，其特征在于，所述引射器后段的一端与所述引射器中段连接，另一端为引射器混合出口；所述引射器后段的轴向长度为370mm，内圆周表面为锥面，该锥面的锥度为2°。

6.如权利要求1所述用于航空发动机的双涵道引射装置，其特征在于，各所述稳流支板均为夹层结构，并由该夹层之间的空腔形成了稳流支板引气通道；该稳流支板的一端表面、上表面和下表面三个面组成了半椭圆形，并以该半椭圆形一端为该稳流支板的前缘；该稳流支板的另一端面为平面板，在该平面板上，沿该稳流支板的长度方向均布有三个通孔，该通孔均为所述稳流支板引气通道的高压气流出口。

7.如权利要求6所述用于航空发动机的双涵道引射装置，其特征在于，所述稳流支板引气通道的内表面亦为椭圆形，并且该稳流支板引气通道靠近所述高压气流出口端一侧的内表面收缩，形成了该稳流支板引气通道的收敛段；

所述收敛段采用维托辛斯基公式

公式(2)中，r_e为喷嘴喉道直径；r₀为收缩段入口直径；L为收缩段长度。

8.如权利要求1所述用于航空发动机的双涵道引射装置，其特征在于，所述可变马赫数喷嘴为真空回转体；该可变马赫数喷嘴的内表面为双曲正弦曲线，构成了所述航空发动机单涵道的引射装置的扩张段；该双曲正弦曲线的表达式为：

公式(3)中，x为扩张段的长度，x＝6mm；

在该可变马赫数喷嘴小内径端的外圆周表面有用于与所述稳流支板平面板固连的法兰。

9.如权利要求7所述用于航空发动机的双涵道引射装置，其特征在于，所述喷嘴喉道直径r_e＝3mm，收敛段入口直径r₀＝4.5mm，收敛段长度L＝5mm。