本發(fā)明涉及航空發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域，具體而言，涉及一種S彎收-擴(kuò)噴管結(jié)構(gòu)。

背景技術(shù)：

隨著先進(jìn)紅外制導(dǎo)導(dǎo)彈、機(jī)載紅外搜索跟蹤系統(tǒng)以及雷達(dá)制導(dǎo)技術(shù)的迅速發(fā)展，現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)對(duì)紅外隱身技術(shù)和雷達(dá)隱身技術(shù)的要求越來(lái)越高。研究表明，S彎噴管因具有以下明顯的優(yōu)勢(shì)而成為低可探測(cè)性技術(shù)的研究重點(diǎn)。一方面，S彎型面可對(duì)渦輪導(dǎo)向器、加力燃燒室火焰穩(wěn)定器等內(nèi)部高溫部件進(jìn)行有效遮擋，顯著降低其紅外輻射，增強(qiáng)了排氣系統(tǒng)的雷達(dá)隱身特性；另一方面，采用S彎流道使得入射的電磁波在S彎通道內(nèi)反復(fù)折射消耗；另外，S彎噴管具有非軸對(duì)稱噴管的特性，可增強(qiáng)尾噴流與外界大氣的混合，顯著減少尾噴流的高溫核心區(qū)；最后，S彎噴管和S形進(jìn)氣道組合應(yīng)用于飛翼布局飛機(jī)，在具有良好的隱身性能的同時(shí)，通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)埋入式安裝、背負(fù)式進(jìn)氣等安裝方案，可以大大降低飛機(jī)的外阻。因此，S型噴管技術(shù)已得到國(guó)內(nèi)外研究機(jī)構(gòu)的高度重視。

然而現(xiàn)有的戰(zhàn)機(jī)采用的S彎噴管均為收縮型，最大的飛行速度均未達(dá)到超音速，因此，現(xiàn)有的戰(zhàn)斗機(jī)無(wú)法滿足覆蓋亞、跨、超聲速的飛行包線。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的主要目的在于提供一種S彎收-擴(kuò)噴管結(jié)構(gòu)，以至少解決現(xiàn)有技術(shù)中的戰(zhàn)機(jī)采用的收縮型發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管無(wú)法滿足戰(zhàn)機(jī)覆蓋亞、跨、超聲速飛行的問(wèn)題。

為了實(shí)現(xiàn)上述目的，根據(jù)本發(fā)明，提供了一種S彎收-擴(kuò)噴管結(jié)構(gòu)，包括：收縮段和擴(kuò)張段，收縮段具有與發(fā)動(dòng)機(jī)的高溫渦輪出口連接的進(jìn)氣口，擴(kuò)張段連接在收縮段的尾部并具有排氣口，在收縮段和擴(kuò)張段的過(guò)渡處形成噴管喉道。

進(jìn)一步地，收縮段包括“S”形的第一噴管段和“S”形的第二噴管段，第一噴管段和第二噴管段中沿進(jìn)氣口到噴管喉道的方向依次形成第一氣流偏轉(zhuǎn)部、第二氣流偏轉(zhuǎn)部和第三氣流偏轉(zhuǎn)部。

進(jìn)一步地，第一氣流偏轉(zhuǎn)部靠近進(jìn)氣口設(shè)置，第二氣流偏轉(zhuǎn)部位于第一噴管段和第二噴管段的過(guò)渡處，第三氣流偏轉(zhuǎn)部靠近噴管喉道處設(shè)置。

進(jìn)一步地，第一氣流偏轉(zhuǎn)部的流道由與高溫渦輪出口的軸向平行的方向沿第一噴管段的徑向向下偏離；第二氣流偏轉(zhuǎn)部的流道由向下偏離高溫渦輪出口的軸線方向轉(zhuǎn)為沿第二噴管段的徑向向上偏轉(zhuǎn)并趨向高溫渦輪出口的軸線方向；第三氣流偏轉(zhuǎn)部的流道由上偏轉(zhuǎn)并趨向高溫渦輪出口的軸線方向轉(zhuǎn)為與高溫渦輪出口的軸線方向平行的方向。

進(jìn)一步地，第二氣流偏轉(zhuǎn)部的下壁面與第三氣流偏轉(zhuǎn)部的上壁面的公切線過(guò)進(jìn)氣口橫截面的最低點(diǎn)。

進(jìn)一步地，第一噴管段與第二噴管段沿高溫渦輪出口的軸線方向的長(zhǎng)度之比在2∶3至2∶5之間。

進(jìn)一步地，收縮段的進(jìn)氣口的橫截面為圓形，并與高溫渦輪出口相匹配；噴管喉道的橫截面與擴(kuò)張段的橫截面均為矩形。

進(jìn)一步地，擴(kuò)張段的排氣口的橫截面的寬度與高度之比在1.2至2之間。

進(jìn)一步地，噴管喉道的橫截面與擴(kuò)張段的橫截面相互平行且與高溫渦輪出口的軸線方向垂直。

進(jìn)一步地，擴(kuò)張段為沿噴管喉道至排氣口方向橫截面逐漸增大的直噴管且擴(kuò)張段的擴(kuò)張角小于或等于15°。

進(jìn)一步地，擴(kuò)張段的排氣口的橫截面的面積與噴管喉道的橫截面的面積之比大于1.69。

應(yīng)用本發(fā)明技術(shù)方案的一種S彎收-擴(kuò)噴管結(jié)構(gòu)，包括：收縮段和擴(kuò)張段，收縮段具有與發(fā)動(dòng)機(jī)的高溫渦輪出口連接的進(jìn)氣口，擴(kuò)張段連接在收縮段的尾部并具有排氣口，在收縮段和擴(kuò)張段的過(guò)渡處形成噴管喉道。來(lái)自發(fā)動(dòng)機(jī)的高溫渦輪出口的氣流在收縮段膨脹加速并在噴管喉道處加速到音速，達(dá)到音速的氣流通過(guò)噴管喉道后在擴(kuò)張段進(jìn)一步加速到超聲速。解決了現(xiàn)有技術(shù)中的戰(zhàn)機(jī)采用的收縮型發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管無(wú)法滿足戰(zhàn)機(jī)覆蓋亞、跨、超聲速飛行的問(wèn)題。

附圖說(shuō)明

此處所說(shuō)明的附圖用來(lái)提供對(duì)本發(fā)明的進(jìn)一步理解，構(gòu)成本申請(qǐng)的一部分，本發(fā)明的示意性實(shí)施例及其說(shuō)明用于解釋本發(fā)明，并不構(gòu)成對(duì)本發(fā)明的不當(dāng)限定。在附圖中：

圖1是根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例可選的一種S彎收-擴(kuò)噴管結(jié)構(gòu)的立體結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2是根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例可選的一種S彎收-擴(kuò)噴管結(jié)構(gòu)的縱剖面結(jié)構(gòu)示意圖。

上述附圖中包括以下附圖標(biāo)記：

1、收縮段；11、進(jìn)氣口；12、第一氣流偏轉(zhuǎn)部；13、第二氣流偏轉(zhuǎn)部；14、第三氣流偏轉(zhuǎn)部；2、擴(kuò)張段；21、排氣口；3、噴管喉道；4、第一噴管段；5、第二噴管段。

具體實(shí)施方式

為了使本技術(shù)領(lǐng)域的人員更好地理解本發(fā)明方案，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實(shí)施例僅僅是本發(fā)明一部分的實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例?；诒景l(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒(méi)有做出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都應(yīng)當(dāng)屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。

根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的一種S彎收-擴(kuò)噴管結(jié)構(gòu)，如圖1所示，包括：收縮段1和擴(kuò)張段2，收縮段1具有與發(fā)動(dòng)機(jī)的高溫渦輪出口連接的進(jìn)氣口11，擴(kuò)張段2連接在收縮段1的尾部并具有排氣口21，在收縮段和擴(kuò)張段的過(guò)渡處形成噴管喉道3。

應(yīng)用本發(fā)明技術(shù)方案的一種S彎收-擴(kuò)噴管結(jié)構(gòu)，包括：收縮段1和擴(kuò)張段2，收縮段1具有與發(fā)動(dòng)機(jī)的高溫渦輪出口連接的進(jìn)氣口11，擴(kuò)張段2連接在收縮段1的尾部并具有排氣口21，在收縮段1和擴(kuò)張段2的過(guò)渡處形成噴管喉道3。來(lái)自發(fā)動(dòng)機(jī)高溫渦輪出口的氣流在收縮段1膨脹加速并在噴管喉道3處加速到音速，達(dá)到音速的氣流通過(guò)噴管喉道3后在擴(kuò)張段2進(jìn)一步加速到超音速。解決了現(xiàn)有技術(shù)中的戰(zhàn)機(jī)采用的收縮型發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管無(wú)法滿足戰(zhàn)機(jī)覆蓋亞、跨、超聲速飛行的問(wèn)題。

具體實(shí)施時(shí)，收縮段1和擴(kuò)張段2的長(zhǎng)度根據(jù)航空發(fā)動(dòng)機(jī)在飛機(jī)上的布局來(lái)確定。為了實(shí)現(xiàn)對(duì)高溫渦輪出口端面的有效遮擋，使得發(fā)動(dòng)機(jī)在任何角度下其高溫渦輪出口端面均不能被直接照射到?？蛇x地，收縮段1包括“S”形的第一噴管段4和“S”形的第二噴管段5，第一噴管段4的流道為反向的“S”形，第二噴管段5的流道為正向的“S”形，第一噴管段4和第二噴管段5的連接過(guò)渡處有一部分重合?？蛇x地，第一噴管段4與第二噴管段5沿高溫渦輪出口的軸線方向的長(zhǎng)度之比在2∶3至2∶5之間，以保證收縮段1具有較高的氣動(dòng)性能。

第一噴管段4和第二噴管段5中沿進(jìn)氣口11到噴管喉道3的方向依次形成第一氣流偏轉(zhuǎn)部12、第二氣流偏轉(zhuǎn)部13和第三氣流偏轉(zhuǎn)部14；第一氣流偏轉(zhuǎn)部12靠近進(jìn)氣口11設(shè)置，來(lái)自高溫渦輪出口的氣流通過(guò)進(jìn)氣口11進(jìn)入第一氣流偏轉(zhuǎn)部12，第一氣流偏轉(zhuǎn)部12的流道由與高溫渦輪出口的軸向平行的方向沿第一噴管段4的徑向向下偏離，使氣流向下流動(dòng)偏離高溫渦輪出口的軸向；第二氣流偏轉(zhuǎn)部13位于第一噴管段4和第二噴管段5的過(guò)渡處，通過(guò)第一氣流偏轉(zhuǎn)部12的氣流進(jìn)入第二氣流偏轉(zhuǎn)部13，第二氣流偏轉(zhuǎn)部13的流道由向下偏離高溫渦輪出口的軸線方向轉(zhuǎn)為沿第二噴管段5的徑向向上偏轉(zhuǎn)并趨向高溫渦輪出口的軸線方向；第三氣流偏轉(zhuǎn)部14靠近噴管喉道3處設(shè)置，第三氣流偏轉(zhuǎn)部14的流道由向上偏轉(zhuǎn)并趨向高溫渦輪出口的軸線方向轉(zhuǎn)為與高溫渦輪出口的軸線方向平行的方向并使氣流通過(guò)噴管喉道3進(jìn)入擴(kuò)張段2。

在本發(fā)明實(shí)施例中，第一氣流偏轉(zhuǎn)部12、第二氣流偏轉(zhuǎn)部13和第三氣流偏轉(zhuǎn)部14的徑向偏距滿足完全遮擋高溫渦輪出口端面的原則。噴管結(jié)構(gòu)完全遮擋高溫渦輪出口端面的條件由噴管對(duì)稱面上的上、下縱線的公切線來(lái)確定，即上、下縱線的公切線需通過(guò)噴管進(jìn)口截面的下端點(diǎn)?；蛘?，根據(jù)噴管長(zhǎng)度的不同，上、下縱線的公切線需通過(guò)噴管出口截面的上端點(diǎn)。具體地，如圖2所示，第二氣流偏轉(zhuǎn)部13的下壁面與第三氣流偏轉(zhuǎn)部14的上壁面的公切線MN過(guò)進(jìn)氣口11橫截面的最低點(diǎn)B，從而使第二氣流偏轉(zhuǎn)部13和第三氣流偏轉(zhuǎn)部14將高溫渦輪出口端面完全遮擋。

通過(guò)將兩個(gè)“S”形噴管段組成本發(fā)明實(shí)施例的S彎收-擴(kuò)噴管結(jié)構(gòu)的收縮段1，并調(diào)節(jié)第一氣流偏轉(zhuǎn)部12、第二氣流偏轉(zhuǎn)部13和第三氣流偏轉(zhuǎn)部14的徑向偏距，達(dá)到在預(yù)定長(zhǎng)徑比下，將高溫渦輪出口及內(nèi)部的渦輪導(dǎo)向器、加力燃燒室火焰穩(wěn)定器等內(nèi)部高溫部件有效地進(jìn)行遮擋，如此可顯著降低噴管熱壁面的紅外輻射強(qiáng)度，使得發(fā)動(dòng)機(jī)在任何角度下其高溫渦輪出口端面均不能被直接照射到。

收縮段1的進(jìn)氣口11的橫截面為圓形，并與高溫渦輪出口相匹配；噴管喉道3的橫截面與擴(kuò)張段2的橫截面均為矩形，可選地，擴(kuò)張段2的排氣口21的橫截面的寬度與高度之比在1.2至2之間，該構(gòu)型便于發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管與飛機(jī)的一體化設(shè)計(jì)，從而減少戰(zhàn)機(jī)的飛行阻力。

可選地，噴管喉道3的橫截面與擴(kuò)張段2的橫截面相互平行且與高溫渦輪出口的軸線方向垂直，擴(kuò)張段2的排氣口21的橫截面的面積與噴管喉道3的橫截面的面積之比大于1.69，以保證出口馬赫數(shù)大于2，實(shí)現(xiàn)超聲速飛行；擴(kuò)張段2為沿噴管喉道3至排氣口21方向橫截面逐漸增大的直噴管且擴(kuò)張段2的擴(kuò)張角小于或等于15°，以避免擴(kuò)張段出現(xiàn)流動(dòng)分離從而導(dǎo)致噴管推力下降。

以上僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對(duì)于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來(lái)說(shuō)，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)和潤(rùn)飾，這些改進(jìn)和潤(rùn)飾也應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍。