一种适用于无尾式飞翼布局飞行器的树状分流引射喷管的制作方法

专利2022-05-09  2


本发明涉及一种适用于无尾式飞翼布局飞行器的树状分流引射喷管,属于航空发动机排气技术领域。



背景技术:

当前航空发动机排气系统多为直喷式喷管,主要功能是通过气体的膨胀加速提供推力,但随着飞行器设计理念的发展,人们为了使飞行器实现隐身、垂直起降等功能,通过开发喷管的新功能,设计了s弯喷管与推力矢量喷管来解决这些问题。但对于无尾式飞翼布局的飞行器,飞行控制是一大难点,如何利用喷管喷流作为该类飞行器射流飞行控制的力矩来源是一个亟需解决的问题。



技术实现要素:

为了解决现有技术的不足,本发明的目的是提供一种适用于无尾式飞翼布局飞行器的树状分流引射喷管。

本发明通过以下技术方案实现:

一种适用于无尾式飞翼布局飞行器的树状分流引射喷管,包括主流喷管、分流喷管、滑动型流量调节机构;所述的主流喷管依次分为圆柱形的前段中段和圆转方收扩型的后段,前段中段连接处设有沿翼面展向展开的一对长分流喷管,中段后段连接处也设有一对沿翼面展向展开的短分流喷管,主流喷管中段内部设有导流片;滑动型流量调节机构位于主流喷管与分流喷管的通道处,包括作动筒、滑动板、滑动板导轨槽,工作时由作动筒推动滑动板在滑动板导轨槽内运动,从而实现从主流喷管到分流喷管的气流流量大小调节。

所述的圆柱形主流喷管前段的长度为管径的2~3倍。

所述的长分流喷管、短分流喷管皆是圆形入口,方形出口。

所述的滑动型流量调节机构通过法兰盘安装固定。

所述的导流片具有弹性,周向焊接在主流喷管中段内部,当喷管内的气体流量较大时,导流片受到较大冲击力,导流片被动收缩放大喷管的出口面积,当喷管内的气体流量较小时,导流片主动伸张缩小喷管的出口面积,从而实现流量自适应。

本发明的有益效果:首先直接利用发动机喷流作为射流来源,能为无尾式飞翼布局飞行器提供持续稳定的控制力矩来源;其次通过滑动式流量调节机构和导流片对气流大小进行主动与被动调节,能够满足飞控力矩快速而稳定的变动需求,提升了飞控的响应速率;此外,该设计还简化了整机飞控结构,不需要提供如储气罐和加压器之类的射流供应和加压机构,降低了结构的复杂性和整机重量。

附图说明

图1是适用于无尾式飞翼布局飞行器的树状分流引射喷管的结构示意图。

图2是本发明安装在无尾式飞翼布局飞行器的结构示意图。

图3是流量调节机构的结构示意图。

图中,1为无喷管的小型涡喷发动机;2为圆柱形前段主流喷管;3为滑动型流量调节机构;30为滑动型流量调节机构主体结构;31为滑动型流量调节机构附属法兰盘;301为作动筒;302为滑动板;303为滑动板导轨槽;4为长分流喷管;5为圆柱形中段主流喷管;6为短分流喷管;7为圆转方收扩型后段喷管;8为导流片;91为与主流喷管结合的法兰盘;92为与分流喷管结合的法兰盘;10为无尾式飞翼布局飞行器。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述,显然,所描述的实施例是本发明一部分实施例,而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例,本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例,都属于本发明保护的范围。

如图1所示,一种适用于无尾式飞翼布局飞行器的树状分流引射喷管的具体结构包括主流喷管、分流喷管和流量调节机构。所述的主流喷管依次分为圆柱形前段主流喷管2、圆柱形中段主流喷管5、圆转方收扩型后段喷管7,主流喷管入口直接与无喷管的小型涡喷发动机1的出口相接;圆柱形前段主流喷管2与圆柱形中段主流喷管5连接处设有长分流喷管4,圆柱形中段主流喷管5与圆转方收扩型后段喷管7连接处设有短分流喷管6,圆柱形中段主流喷管5内部设有导流片8;滑动型流量调节机构3则位于主流喷管与分流喷管的通道处,其具体结构如图3所示,滑动型流量调节机构3分为滑动型流量调节机构主体结构30和滑动型流量调节机构附属法兰盘31,其中滑动型流量调节机构主体结构30由作动筒301、滑动板302、滑动板导轨槽303组成,工作时由作动筒301推动滑动板302在滑动板导轨槽303内运动,就可以调节流通管道的面积大小,从而实现从主流到分流的流量大小调节。

如图2所示,无尾式飞翼布局飞行器10的动力系统采用机头进气、机尾出气的单发布置方式,树状分流引射喷管作为动力系统的一部分,位于无喷管的小型涡喷发动机1的涡轮段之后,高温燃气通过涡轮段后直接进入主流喷管;高温燃气首先通过圆柱形前段主流喷管2,该段的管径取为d1,长度取为;接着如图3所示,在圆柱形前段主流喷管2与圆柱形中段主流喷管5连接处两侧均开挖大小为0.5d1的圆形缺口,在缺口处先焊接上与主流喷管结合的法兰盘91,其直接与滑动型流量调节机构附属法兰盘31相接,而长分流喷管4的进口处也直接焊接上与分流喷管结合的法兰盘92,其同样直接与滑动型流量调节机构附属法兰盘31相接,这样就构成了从管径大小为0.5d1的圆柱形前段主流喷管2的缺口到管径大小为d2的与主流喷管结合的法兰盘91、滑动型流量调节机构附属法兰盘31、滑动型流量调节机构主体结构30、滑动型流量调节机构附属法兰盘31、与分流喷管结合的法兰盘92至长分流喷管4进口的流通管路,高温燃气通过该管路流至长分流喷管4,这样的分流方式同样适用于短分流喷管5;以上所述的长分流喷管4、短分流喷管6皆是圆形入口,方形出口,采用型线融合技术进行型面修型过渡,长分流喷管4、短分流喷管6的管径均为d2与法兰盘的管径相当,其长度与飞行器布局相关,都是沿翼面展向延伸至机翼后缘;高温燃气经过长分流喷管4后剩余的燃气流进圆柱形中段主流喷管5,其管径和长度可以按动力系统的安装空间适当选取,此时因为燃气分流势必会导致流量和流速下降,为了减小推力损失,所以在圆柱形中段主流喷管5内沿壁面周向焊接的4~6片导流片8,导流片8间相互留有空隙,从而形成从入口方向到出口方向管道面积逐渐收缩的圆柱形中段主流喷管5,由于导流片8具有弹性,当主流流量较大时,导流片8受到主流较大冲击力而被动的放大圆柱形中段主流喷管5的出口面积,当主流流量较小时,导流片8弹回到原位置致圆柱形中段主流喷管5的出口面积变小,通过该方式在该段能够实现对主流流量变化进行自适应并对其加速;高温燃气随后流经短分流喷管6再次进行分流,并流入圆转方收扩型后段喷管7,此时高温燃气经过两次分流后流量与流速损失更大,所以圆转方收扩型后段喷管7需要设计为收扩型喷管来对高温燃气进行加速,其管径变化规律可以依拉瓦尔喷管设计规律给定,长度由动力系统的安装空间确定,其圆形进口到方形出口的型面变化同样采用型线融合技术进行修型过渡。

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