一种小孔射流的喉道偏移式气动矢量喷管

技术领域

本发明涉及航空发动机推力矢量喷管技术领域，特别是涉及一种小孔射流的喉道偏移式气动矢量喷管。

背景技术

下一代战斗机要求飞机具有4S的能力，即超隐身、超声速巡航、超机动以及超级信息优势；因此这对飞行器排气系统的要求也大大提高，即采用与后机身高度融合的的推力矢量排气系统成为必然选择。

飞发一体化是未来战斗机的关键技术和发展趋势，其核心是飞行器-发动机气动一体化、结构一体化和控制一体化。就气动一体化来说，高速飞行的飞机后体存在复杂的膨胀波/激波系，将导致激波附面层互相干扰，产生流动分离等复杂的流动现象，使飞行器后体阻力增大。与此同时，在后体复杂的外流环境下推力矢量喷管存在较大的底部阻力，原因是外流在收敛段外壁面膨胀加速，再受尾部阻滞形成激波，形成低压区，造成压差阻力，这成了制约推力矢量喷管应用到下一代高机动高隐身战斗机中的瓶颈之一。因此，对于未来高机动、高隐身飞行器，兼顾气动性能和隐身性能的发动机特别是排气系统与机身后体相容的一体化设计技术是亟待突破的关键技术。

流体推力矢量喷管以其结构简单、重量轻等优势成为了各国的研究热点。其中，喉道偏移式气动矢量喷管作为新兴的气动推力矢量喷管的一种，具有总体结构简单、矢量性能突出的特点，受到了越来越多的重视。传统的喉道偏移式气动矢量喷管为双喉道形式，具体结构有喷管进口、等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张收敛段(凹腔)、二喉道。然而，由于喉道偏移式气动矢量喷管的双喉道结构，一二喉道之间存在特有的凹腔，凹腔最高点至出口存在很大的收敛角，使得飞机后体至出口段不可避免地呈收敛，此收敛角度明显大于普通的拉瓦尔喷管，造成很大的后体阻力，所以喉道偏移式气动矢量喷管的减阻问题亟待解决。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种小孔射流的喉道偏移式气动矢量喷管，本发明利用凹腔内高压回流区与后体外的低压回流区的压力差，形成小孔射流，小孔射流改变了外部回流区结构，将外部低压回流区一分为二，小孔射流两侧回流区的涡旋方向相反，有效补偿低压回流区压力，降低喷管外壁面压差阻力，并且小孔能产生一定的推力，改善了喷管的推力系数。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种小孔射流的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管本体，所述喷管本体包括依次贯通的且沿着所述喷管本体中心截面对称的：喷管进口、等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张段、二喉道前部收敛段以及二喉道；

所述一喉道、所述二喉道前部扩张段、所述二喉道前部收敛段以及所述二喉道共同构成凹腔，其特征在于，所述二喉道前部收敛段的上部以及下部均设有至少一个射流小孔，所述射流小孔连通所述凹腔以及外界回流区，并且所述射流小孔沿着所述喷管本体中心截面对称。

进一步的，定义L为所述射流小孔中轴线至所述喷管本体中心截面的距离，定义H为所述凹腔的顶点至所述喷管本体中心截面的距离，定义H

进一步的，所述射流小孔的截面形状为以下至少一种：圆形、方形、梯形或者椭圆形。

进一步的，当所述二喉道前部收敛段的上部以及下部设置的射流小孔数量超过一个时，每个射流小孔出口的孔口面积均相同，定义A

进一步的，当所述二喉道前部收敛段的上部以及下部设置的射流小孔数量均为一个时，所述每个射流小孔出口的孔口面积均相同。

进一步的，定义安装角θ为射流小孔中心轴线与所述喷管本体中心截面的夹角，所述安装角θ满足：0≤θ≤30°。

进一步地，射流小孔的截面形状为圆形或方形，也可以为梯形、椭圆形等异形截面。

进一步地，射流小孔型线可为等直、收缩、扩张或收扩型线。

进一步地，若射流小孔为等直型线，喷管通过射流小孔补偿外部低压回流区压力，同时射流小孔提供一定推力。

进一步地，若射流小孔为收缩型线，需要满足射流小孔内流动不出现回流区，可采用维托辛斯基曲线，从而实现射流小孔提供的推力增加，补偿低压回流区压力的能力降低，进一步降低后体阻力。

进一步地，射流小孔可设计为先缩后扩的拉瓦尔喷管，此时，射流小孔提供的推力进一步增大，但是补偿低压回流区压力的能力进一步降低

进一步地，若射流小孔为扩张型线，扩张型线可才有多次曲线、样条曲线等，或利用特征线法设计。其实质为一个小扩压器，此时，小孔补偿低压回流区压力的能力提高，后体阻力进一步降低。

优选的，由于凹腔内回流区流动较为复杂，为保证射流小孔内流动稳定，不出现回流区，一般选择等直射流小孔，以保证在不同工况下其综合减阻及增推功能。进一步地，射流小孔个数可为一个或多个。当射流小孔个数为多个时，保证每个射流小孔出口面积相等，其个数n和小孔出口面积A

本发明的有益效果是：

1、本发明通过凹腔内外的压力差，使得小孔内流体自适应流动，有效补偿外壁面低压区，降低压差阻力，并且无需外部引气。

2、本发明可以与其他型线减阻方法相结合，例如倒圆、多次曲线、涡流发生器等等。

附图说明

图1为实施例1提供的一种小孔射流的喉道偏移式气动矢量喷管结构示意图。

图2为实施例1提供的一种小孔射流的喉道偏移式气动矢量喷管结构示意图。

图3为实施例1中一种小孔射流的喉道偏移式气动矢量喷管的马赫数云图。

图4为实施例1中一种小孔射流的喉道偏移式气动矢量喷管的阻力变化图。

图5为实施例1中一种小孔射流的喉道偏移式气动矢量喷管的阻推比变化图。

图6为实施例2提供的一种小孔射流的喉道偏移式气动矢量喷管结构示意图

图7为实施例2中一种小孔射流的喉道偏移式气动矢量喷管的马赫数云图。

图8为实施例2中一种小孔射流的喉道偏移式气动矢量喷管的阻力变化图。

图9为实施例2中一种小孔射流的喉道偏移式气动矢量喷管的阻推比变化图。

图10为实施例3提供的一种小孔射流的喉道偏移式气动矢量喷管结构示意图。

其中：1-喷管进口、2-等直段、3-一喉道前部收敛段、4-一喉道、5-二喉道前部扩张段、6-二喉道前部收敛段、7-二喉道、8-喷管外壁面、9-射流小孔、10-凹腔。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中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。

实施例1

参见图1和图2，本实施例提供一种小孔射流的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管本体，喷管本体包括依次贯通的且沿着喷管本体中心截面对称的：喷管进口1、等直段2、一喉道前部收敛段3、一喉道4、二喉道前部扩张段5、二喉道前部收敛段6以及二喉道7；

一喉道4、二喉道前部扩张段5、二喉道前部收敛段6以及二喉道7共同构成凹腔10，二喉道前部收敛段6的上部以及下部均设有一个射流小孔9，射流小孔9的中轴线与所述喷管本体的中心截面平行，射流小孔9连通凹腔10以及外界回流区，也连通了凹腔10与喷管外壁面8，使得气体能自适应流出凹腔10。

利用凹腔10内外回流区的压力差，射流小孔9内部形成自适应流动，射流小孔9中的射流改变了外部回流区结构，将外部低压回流区一分为二，射流两侧回流区的涡旋方向相反。射流小孔8沿着喷管本体中心截面对称。

具体的说，在本实施例中，定义L为射流小孔9中轴线至喷管本体中心截面的距离，定义H为凹腔10的顶点至喷管本体中心截面的距离，定义H

具体的说，在本实施例中，射流小孔9的截面形状可以选用多种形状，具体包括：圆形、方形、梯形、椭圆形或者异形截面。在本实施例中，射流小孔9的型线也可以选用多种型线，具体包括：等直型线、收缩型线、扩张型线或收扩型线。

更具体的说，若射流小孔9选择等直型线，喷管通过射流小孔9补偿外部低压回流区压力，同时射流小孔9提供一定推力；若射流小孔9选择收缩型线时，需要满足射流小孔9内不出现回流区，因此，优选采用维托辛斯基曲线，从而实现射流小孔9提供的推力增加，补偿低压回流区压力的能力降低，进一步降低后体阻力；若射流小孔9选择采用维托辛斯基曲线，具体可以设计为先缩后扩的拉瓦尔喷管，此时，射流小孔9提供的推力进一步增大，但是补偿低压回流区压力的能力进一步降低。

若射流小孔9选择为扩张型线，扩张型线9可才有多次曲线、样条曲线等，或利用特征线法设计。其实质为一个小扩压器，此时，小孔补偿低压回流区压力的能力提高，后体阻力进一步降低。

由于凹腔10内回流区流动较为复杂，为保证射流小孔9内流动稳定，不出现回流区，一般选择等直小孔，以保证在不同工况下其综合减阻及增推功能。

在本实施例中，定义A

参见图3、图4和图5，图3为马赫数云图，图4为阻力变化图，图5为阻推比变化图，其中序号9、10、11、12代表4个特殊的飞行工况，可以看出射流从射流小孔9中喷出后，流体在管外膨胀加速，射流最终汇入主流，可以看出，由于射流小孔9使得回流区减小，射流小孔9能显而易见的降低喷管的压差阻力，具体的说：工况9压差阻力降低10.6％，工况10压差阻力降低19.16％，工况11压差阻力降低51％，工况12压差阻力降低60.99％。粘性阻力在各工况下变化不大。考核阻推比(Xb/F)的变化规律。由图可以看出，各工况阻推比均下降，工况9阻推比下降8.6％，工况10阻推比下降17％，工况11阻推比下降43％，工况12阻推比下降42％。(注：hole1代表上部以及下部均设有一个射流小孔9)

实施例2

参见图6、图7、图8以及图9，本实施例提供一种小孔射流的喉道偏移式气动矢量喷管，本实施例提供的气动矢量喷管与实施例1中提供的气动矢量喷管区别包括：喉道前部收敛段6的上部以及下部均设有两个射流小孔9，具体的说，当喉道前部收敛段6的上部或者下部设置的射流小孔9的数量大于一个时，也即是，采用多个小孔布置方案时，能够进一步降低低压区面积，提高低压区的平均压力，更均匀的补偿低压区的压力，需要注意的是，不管上部或者下部的射流小孔9的数量设置几个，射流小孔9出口的孔口总面积A

更具体的说，在本实施例中，每个射流小孔9出口的孔口面积均相同。

图7表示为针对实施例2中提供的气动矢量喷管的马赫数云图，图8表示为针对实施例2中提供的气动矢量喷管的阻力变化图，图9表示为针对实施例2中提供的气动矢量喷管的阻推比变化图，具体的说，是针对实施例2中，双射流小孔9的设计，在保证射流小孔9的总面积与实施例1中射流小孔9的总面积相同的情况下，模拟工况与实施例1相同，选取工况9、10、11、12四个跨声速、超声速工况，进行数值模拟，分析小孔射流的BDTN性能与减阻能力。

可以看出，双小孔射流总体流场结构与单小孔射流结构类似，两个射流小孔9喷出的气流在管外膨胀，最后汇入主流。相比于单小孔射流，双小孔射流BDTN在工况9、10时推力系数有所下降，工况11、12推力系数几乎不变，考量喷管的阻推比，由图可以看出，相比于单小孔射流，双小孔射流BDTN阻推比进一步下降，相比于基础构型的BDTN，工况9阻推比下降10％，工况10阻推比下降26％，工况11阻推比下降51％，工况12阻推比下降53％。(注：hole2代表代表上部以及下部均设有两个射流小孔9)

实施例3

参见图10，本实施例提供一种小孔射流的喉道偏移式气动矢量喷管，本实施例提供的气动矢量喷管与实施例1中的气动矢量喷管区别在于：在本实施例中，需要对安装角θ进行限制，安装角θ为射流小孔9中心轴线与喷管本体中心截面的夹角，安装角θ满足：0≤θ≤30°，目的在于，通过改变射流小孔9的安装角，形成不同角度的小孔射流，进一步改善喷管外低压回流区的流场结构，进一步降低阻力。

综上所述，本发明通过设置射流小孔9，连通喷管凹腔与外界回流区，利用凹腔内外回流区的压力差，形成自适应的小孔射流，小孔射流能有效补偿低压回流区压力，降低喷管外壁面压差阻力，并且小孔能产生一定的推力，改善了喷管的推力系数。本发明提供的一种小孔射流的喉道偏移式气动矢量喷管，既然可以应用在二元双喉道喷管，也可应用在轴对称双喉道喷管上，还可以应用在有类似外壁面的其他喷管上，如收敛喷管和外壁面由收敛角的拉瓦尔喷管。

本发明未详述之处，均为本领域技术人员的公知技术。

以上详细描述了本发明的较佳具体实施例。应当理解，本领域的普通技术人员无需创造性劳动就可以根据本发明的构思作出诸多修改和变化。因此，凡本技术领域中技术人员依本发明的构思在现有技术的基础上通过逻辑分析、推理或者有限的实验可以得到的技术方案，皆应在由权利要求书所确定的保护范围内。