轴对称通道的流量调节装置、使用所述装置的尾喷管及调节方法

技术领域

本发明涉及航空发动机排气系统的控制技术，具体涉及一种轴对称通道的流量调节 装置、使用所述装置的尾喷管及调节方法。

背景技术

尾喷管是航空发动机的重要部件之一，为了更好地与发动机环形燃烧室构型相匹配，尾喷管基本均采取流通截面为圆型的轴对称构型。其主要功能是将涡轮后的高温、 高压燃气膨胀加速并排出发动机，从而为飞行器提供推力。

随着飞行器工况不断变化，航空发动机所需要的流量处于时刻变化中。通过调节发 动机尾喷管喉道流通流量，可以进一步改变涡轮和喷管中燃气膨胀的比例分配，从而改变发动机压气机和涡轮的共同工作点，实现对发动机工作状态的控制与调整，进而改变 发动机的推力、耗油率等一系列重要性能参数，时刻为飞行器提供合适的动力。

通过基本气体动力学知识可知，使尾喷管喉道流通流量发生变化的最基本方法为改 变喉道的几何流通面积，其中包括机械调节、气动调节及混合调节技术等。为保证航空发动机时刻稳定地工作在最佳状态，考虑到气动调节规律复杂多变、控制变量过多、鲁 棒性较差的特点，机械调节这一传统却有效的方法得到了极为广泛地应用。现阶段服役 的各型号航空发动机尾喷管基本均采取机械调节方案。

现有的航空发动机轴对称尾喷管机械调节机构和作动系统有多种，均取决于飞行器、发动机对喷管的性能要求、最大外廓尺寸的限制、材料性能的限制及调节作动技术 的成熟程度。常见的机械调节方案有：单环鱼鳞片调节、平衡梁调节及虹膜喷管调节等。 其中单环鱼鳞片调节是将扩张鱼鳞片、收敛鱼鳞片与拉杆组成四连杆机构，通过拉杆作 动改变尾喷管喉道几何面积。其缺点是调节范围有限，且每一片鱼鳞片均需要布置作动 机构，调节结构整体结构较为复杂、重量较大；平衡梁调节是将收敛鱼鳞片的支点由鱼 鳞片端部移动至鱼鳞片中间某点，使其气动力基本达到自平衡，减小了机械作动系统的 调节力，但同样面对调节机构复杂、重量大的问题；虹膜喷管调节是将收敛鱼鳞片与扩 张鱼鳞片合二为一呈整体曲面造型，由作动机构拖动其在异型导向槽内作轴向运动。鱼 鳞片向上游移动时喷管喉道面积减小，向下游移动时喷管喉道面积增大。其缺点是整体 鱼鳞片造型设计方法复杂、可调节范围较小。

可见，为了实现轴对称喷管的几何调节，基本均采用以鱼鳞片机械调为基础的各种 演化方案，而其机械作动机构较为复杂，重量较大，调节范围有限等问题始终受各种客观因素的制约而无法得到充分解决。为此，寻找一种既能满足轴对称尾喷管流量调节要求、又能保证尾喷管推力性能优异的机械调节方案是很有必要。

发明内容

技术目的：针对上述技术问题，发明提出了一种轴对称通道的流量调节装置、使用所述装置的尾喷管及调节方法，其将部分机械调节机构置于尾喷管内部，以周向旋转调 节作为主要作动方式，能够满足航空发动机轴对称尾喷管在宽广的飞行包线内流量时刻 可调节的需求，保证其推力性能始终处于优异水平，同时能够极大地减小机械作动系统 的复杂程度，简化暴露在发动机外表面的附件系统，降低飞行器流动阻力，且更有利于 飞行器及发动机的一体化设计。

技术方案：为实现上述技术目的，本发明采用了如下技术方案：

一种轴对称通道的流量调节装置，其特征在于：包括轴对称结构的流量通道，所述流量通道内设有垂直于流量通道轴线方向的旋转挡板和基本板，旋转挡板和基本板的型面结构均为分叶化设计的轴对称结构，镂空面积与实体面积相等；

所述基本板固定安装在流量通道内，包括位于中心位置的第一内环镂空部、若干交 替设置且均匀分布于第一内环镂空部外侧的第一外环分叶部和第一外环镂空部；旋转挡 板包括位于中心位置的第二内环镂空部、若干交替设置且均匀于第二内环镂空部外侧的 第二外环分叶部和第二外环镂空部；

所述流量通道的外部设有驱动装置，驱动装置沿流量通道外表面的周向设置，用于 驱动旋转挡板绕流量通道轴线旋转；第一外环镂空部被第二外环分叶部遮挡住的面积随 旋转挡板的转动而变化，用于实现流量调节。

优选地，所述旋转挡板与基本板沿流量通道内的流体流向前后设置，旋转挡板位于 基本板上游且两者间距控制在预设范围内。

优选地，所述旋转挡板与其基本板按流量通道内流体流向内嵌套设置，基本板采取 夹层式设计，包括前片和后片，旋转挡板置于基本板的夹层中并与基本板的前片、后片接触。

优选地，所述基本板设置于流量通道的最小截面积处，基本板与流量通道为一体成 型结构。

优选地，基本板的第一外环镂空部与第一外环分叶部的数量、面积相等，旋转挡板的第二外环分叶部与基本板的第一外环镂空部的数量、面积相等。

一种使用所述流量调节装置的尾喷管，用于航空发动机上，其特征在于：包括轴对称结构的尾喷管，尾喷管在轴向上包括依次连接的收缩段、喉道和扩张段，构成轴对称 结构的流量通道；所述基本板和旋转挡板轴向置于尾喷管喉道处，并与发动机主轴和喉 道同心设置。

优选地，所述旋转挡板采取分叶化等分设计，各第二外环分叶部的面积由发动机在 全飞行包线内最大流量与最小流量之差、第二外环分叶部的数量确定，第二内环镂空部的面积由发动机全飞行包线内最小流量决定，并根据基本气体动力学计算求得，公式如下：

A

A

其中m

优选地，所述基本板采取镂空等分化设计，第一外环镂空部与第一外环分叶部的数 量相同、面积相同，旋转挡板的第二外环分叶部的形状、面积与各第一镂空部的形状、面积相等；第一内环镂空部为一个完整的圆通道，圆通道的面积由发动机在全飞行包线 内最小流量确定，根据基本气体动力学计算求得，公式如下：

其中N为第一外环分叶部的数量，A

优选地，所述轴对称尾喷管的流量增大时，旋转挡板绕尾喷管轴线顺时针旋转，转动角度α，此时第二外环分叶部逐渐打开被其遮挡的第一外环镂空部，增大尾喷管喉道 实际流通面积；

当轴对称尾喷管流量减小时，旋转挡板绕尾喷管轴线逆时针旋转，转动角度α，此时第二外环分叶部逐渐遮挡已经打开的第一外环镂空部，减小尾喷管喉道实际流通面 积；

转动角度α由喉道半径、第一内环镂空部半径与喉道通流流量构成的函数唯一确定，公式如下：

其中N为第一外环分叶部的数量，m为发动机飞行包线中任意流量；T

一种所述尾喷管流量调节方法，其特征在于，包括步骤：

(1)、当轴对称尾喷管处于最小流量状态下，旋转挡板位于初始位置，旋转挡板 分叶部与各基本板镂空部完全重合，尾喷管喉道整体呈现圆环状；

(2)、当轴对称尾喷管流量增大时，其旋转挡板绕尾喷管轴线顺时针旋转；当轴 对称尾喷管流量减小时，旋转挡板绕尾喷管轴线逆时针旋转，不同的转动角度下，旋转 挡板分叶部与各基本板镂空部的重合部分面积不同，对应不同面积的喉道流通截面；

(3)、当尾喷管处于最大流量状态下，旋转挡板外环分叶部与各基本板外环分叶部完全重合，所有基本板镂空部成为喉道流通截面的一部分。

有益效果：相对于现有技术，本发明具有如下技术效果：

(1)本发明公开了一种基于旋转挡板的轴对称尾喷管流量调节方案，按喷管内流方向包括轴对称尾喷管收缩段、尾喷管喉道旋转挡板、尾喷管喉道基本板与尾喷管扩张段。通过轴对称尾喷管喉道旋转挡板绕尾喷管轴线旋转，完成与喉道基本板相对位置的 互相配合，实现了轴对称尾喷管实际流通几何面积调节，进而满足了轴对称尾喷管的流 量调节需求。

(2)相比现有航空发动机尾喷管机械调节方案，本发明通过将传统的喷管外部拉环直线作动转换为喷管内部旋转作动方案，高效、准确地满足了轴对称尾喷管流量调节 的需求；仅通过轴对称尾喷管喉道处的旋转部件的相对运动，使尾喷管结构更简单、流 量调节更高效；通过不同的旋转挡板与基本板的设计方案，结合尾喷管内型面的光滑设 计，实现了轴对称尾喷管流量调节准确高效的同时，确保了尾喷管的推力性能依旧保持 在较高水平，更好地满足了发动机与飞行器的使用需求。

(3)本发明由于选取旋转调节作为轴对称尾喷管流量调节方案，仅通过较小的旋转 角度就可以实现较大的面积调节，因此无需大范围的调节结构作动空间，极大地降低了作动机构长所造成的行程卡死、热防护困难等问题的发生的概率。

(4)本发明由于大部分机械调节机构均布置在尾喷管喉道内部，减少了喷管外表面 复杂作动机构等附件系统所占空间，降低了飞行器的后体阻力，能够更加满足飞行器/发动机一体化设计。

(5)本发明提出的是一种针对具有圆形、环形横截面的设备几何调节的解决方案，相同的机械调节思路可用于其他的轴对称、环形可调设备中，具有很强的普适性，用途 宽广。

附图说明

图1为本发明采用轴对称尾喷管旋转挡板与基本板前后布置方案的垂直流向剖视图；

图2为本发明采用轴对称尾喷管旋转挡板与基本板内嵌套方案的垂直流向剖视图；

图3为本发明采用轴对称尾喷管旋转挡板与基本板三分叶结构方案及配合流向示意 图；

图4为本发明采用轴对称尾喷管旋转挡板与基本板六分叶结构方案及配合流向示意 图；

图5为本发明采用轴对称尾喷管旋转挡板与基本板十二分叶结构方案及配流向合示 意图；

图6为本发明轴对称尾喷管在典型工况下的流量系数图；

图7、图8为本发明轴对称尾喷管在典型工况下的推力系数图；

其中，1-轴对称尾喷管收缩段，2-轴对称尾喷管喉道，3-轴对称尾喷管扩张段，4-喉道旋转挡板外环分叶部，5-喉道旋转挡板内环镂空部，6-喉道基本板内环镂空部，7- 喉道基本板外环分叶部，8-喉道基本板后片外环分叶部；9-喉道基本板后片内环镂空部；

11-旋转挡板内环镂空部，12-基本板内环镂空部，13-最小流量状态旋转挡板与基本 板装配组合重叠部，14-中等流量状态旋转挡板与基本板装配组合重叠部，15-中等流量状态基本板分叶部，16-最大流量状态旋转挡板与基本板装配组合重叠部，17-旋转挡板 外环分叶部，18-旋转挡板外环镂空部，19-基本板外环镂空部，10-基本板外环分叶部。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做更进一步的说明。

如图1是一种基于旋转挡板的轴对称尾喷管流量调节方案，包括轴对称尾喷管收缩 段1、轴对称尾喷管扩张段3以及在轴对称尾喷管喉道2处的旋转挡板与基本板。其中 尾喷管喉道旋转挡板基本结构可分为内、外两环，分别为喉道旋转挡板外环分叶部4与 喉道旋转挡板内环镂空部5，喉道基本板同样分为喉道基本板内环镂空部6与喉道基本 板外环分叶部7。通过尾喷管旋转挡板与基本板的相对运动配合，喉道旋转挡板外环分 叶部分对喉道基本板外环镂空部分进行全部、部分地遮挡，以实现尾喷管实际流通几何 喉道面积的调节，进一步满足尾喷管流量调节的需求。

进一步地，型面结构采取分叶化设计的尾喷管基本板轴向固定置于尾喷管喉道处； 型面结构采取分叶化设计的尾喷管旋转挡板同样轴向置于尾喷管喉道处，并与发动机主 轴、尾喷管喉道、尾喷管基本板同心放置，并在尾喷管基本板的配合下可绕尾喷管轴线做周向旋转以改变尾喷管流量。

进一步地，轴对称尾喷管旋转挡板采取分叶化等分设计，各分叶部分面积由发动机 在全飞行包线内最大流量与最小流量之差、分叶数量共同决定；尾喷管旋转挡板内环面积由发动机全飞行包线内最小流量决定，并根据基本气体动力学计算求得。

A

A

其中m

轴对称尾喷管基本板采取镂空等分化设计，且其外环镂空部分与其实体部分的叶数、分面积与合面积均严格相等，尾喷管旋转挡板各分叶面积与尾喷管基本板各镂空面 积严格相等；尾喷管基本板内环为一个完整的圆通道，其面积由发动机在全飞行包线内 最小流量确定，根据基本气体动力学计算求得，由上述可知，尾喷管旋转挡板内环面积 与基本板内环面积严格相等。

其中N为分叶数，设置为可以整除360°的数量，如在本发明中分别以3,6,12叶设计为例；An为各分叶面积。

进一步地，当轴对称尾喷管流量增大时，尾喷管旋转挡板绕尾喷管轴线顺时针旋转 一定角度，此时尾喷管旋转挡板的外环分叶部分逐渐打开被其遮挡的喉道基本板外环镂 空部分，增大尾喷管喉道实际流通面积；当轴对称尾喷管流量减小时，旋转挡板绕尾喷管轴线逆时针旋转一定角度此时尾喷管旋转挡板的外环分叶部分逐渐遮挡已经打开的 喉道基本板外环镂空部分，减小尾喷管喉道实际流通面积。转动角度由轴对称尾喷管喉 道半径、基本板内环半径与尾喷管喉道通流流量构成的函数唯一确定。公式如下：

其中N为分叶数，m为发动机飞行包线中任意流量；At

进一步地，如图3至图5所示，分别为旋转挡板与基本板三分叶结构、六分叶结构和十二分叶结构的方案。当轴对称尾喷管处于最小流量状态下，尾喷管旋转挡板位于初 始位置，其分叶部分与尾喷管基本板各镂空部分完全重合，尾喷管喉道整体呈现圆环状， 13表示最小流量状态旋转挡板与基本板装配组合重叠部；如图3-5所示，当尾喷管处于 最大流量状态下，尾喷管旋转挡板绕喷管轴线顺时针周向转动一定角度，直至其分叶部 分与尾喷管基本板各实体部分完全重合，尾喷管基本板镂空部分成为喉道流通截面的一 部分，此时尾喷管喉道整体呈现“类星型”状，16表示最大流量状态旋转挡板与基本板装 配组合重叠部。当喷管处于不同流量状态时，尾喷管旋转挡板顺时针转动相应角度，其 各分叶部分遮挡或打开基本板镂空处，以满足尾喷管流量要求，如14表示中等流量状 态旋转挡板与基本板装配组合重叠部。

应当指出的是，从最小流量状态至最大流量状态的变化过程中，尾喷管喉道旋转挡 板顺时针/逆时针绕尾喷管轴线周向旋转均可以实现流量调节的目的，且旋转角度相同、 计算方法一致，本发明中只是以喉道旋转挡板顺时针旋转以增大喷管流量来举例说明。

进一步地，针对尾喷管旋转挡板与其基本板不同结构设计与空间搭配组合方案，如 图1和图2所示，分别为前后布置方案与内嵌套方案，具体组合方案如下但不局限于下列所述：

其中，前后布置方案为按喷管内流方向，尾喷管旋转挡板与基本板同时轴向置于尾 喷管喉道处，基本板可与喷管整体型面一体成型；旋转挡板轴向位于基本板上游且二者紧密接触，通过布置在尾喷管外表面的周向作动机构，如齿式回转驱动或蜗轮蜗杆式回 转驱动机构，实现驱动尾喷管旋转挡板绕喷管轴线旋转，以改变尾喷管流量。尾喷管基 本板严格地位于尾喷管最小截面积处，即尾喷管喉道处；而准确来说，喉道旋转挡板位 于紧贴尾喷管基本板的喉道上游。

内嵌套方案为按喷管内流方向，尾喷管旋转挡板与基本板同时轴向置于尾喷管喉道 处，基本板采取夹层式设计，分为前后两片并可与喷管整体型面一体成型；尾喷管旋转挡置于基本板的夹层中并与基本板前后片紧密接触，通过布置在尾喷管外表面的周向作动机构驱动尾喷管旋转挡板绕喷管轴线旋转，以改变尾喷管流量。尾喷管基本板严格地 位于尾喷管最小截面积处，即尾喷管喉道处；而准确来说，两叶喉道旋转挡板分别位于 紧贴尾喷管基本板的喉道上、下游。

本发明本质上发明了一种以具备轴对称构型(圆形、环形及其组合等)的可调装置为应用对象、以旋转挡板与基本板相互配合运动为调节方式、以改变通道内通流流量为 主要目的、以更为简洁高效轻质地实现机械调节为设计初衷的流量调节技术方案。本发 明中以航空发动机轴对称尾喷管为举例应用对象、以旋转挡板与基本板前后布置、内嵌 套布置为举例组合方式说明了这一发明的主要内容。

实施例

针对某一典型构型下的轴对称尾喷管，应用本发明所述的基于旋转挡板与基本板调 节尾喷管流量的方案，对其在全飞行包线内典型工况点进行三维数值模拟计算，并归纳相关性能参数。

图6依次展示的是轴对称尾喷管分别在飞行马赫数Ma＝2.0、2.4、3.0下中心对称面 的马赫数云图。随着飞行马赫数由低至高，喷管工作落压比NPR逐渐升高，喷管所需 质量流量逐渐升高。由于本算例中未将喷管出口面积设计为同样可调，因此当喷管落压 比较低时，喷管落压比与膨胀比不匹配，喷管处于过膨胀状态，管内形成了激波马赫反 射这一典型现象；随飞行马赫数、落压比逐渐升高，过膨胀现象逐渐减弱。

同时由于喉道处为旋转挡板与基本板相互配合的方式，因此流经喉道内环而未流经 外环的气流会迅速附壁于尾喷管扩张段壁面，喉道后形成一定回流区。当气流附壁时，由于超声速气流方向产生强制偏转，因此尾喷管内同样会产生明显的斜激波并伴随着激波/激波相交反射等现象。

图7和图8展示的是此轴对称尾喷管在典型工况下的流量系数与推力系数，结果表明：应用喉道旋转挡板与基本板相互配合调节流量的方案，其流量系数基本均保持在 0.95以上，这说明该调节方案可以高效、准确地达到任一目标流量，实现流量调节功能。 与此同时推力系数随飞行马赫数升高而逐渐增大，其推力水平与变化趋势均与常规可调 轴对称尾喷管保持一致。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员 来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。