[發明專利]一種噴管及飛機后體狹縫排氣冷卻裝置

在審

• 申請號: 202111401407.1
• 申請日: 2021-11-19
• 公開（公告）號: CN114017203A
• 公開（公告）日: 2022-02-08
• 發明（設計）人: 楊瀚超;田方超;任智博;白偉
• 申請（專利權）人: 中國航發沈陽發動機研究所
• 主分類號: F02K1/82
• 分類號: F02K1/82;B64D33/04
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 劉傳準

本申請屬于發動機設計技術領域，具體涉及一種噴管及飛機后體狹縫排氣冷卻裝置。該裝置包括與發動機外涵連通的集氣腔，集氣腔位于噴管側壁及喉道調節片的內外壁面之間，集氣腔在噴管側壁后端設置有側壁排氣狹縫(1)，側壁排氣狹縫(1)安置于飛機后體或尾錐(3)的前側，側壁排氣狹縫(1)的排氣與噴管噴流方向大致平行；集氣腔在噴管的喉道調節片的擴張段內壁面設置有擴張段排氣狹縫(5)，擴張段排氣狹縫(5)的排氣與噴管擴張段調節片近壁面的氣流流動方向大致平行。本申請提高了冷卻機構整體強度，降低了加工難度和加工成本，對噴管及飛機后體的冷卻范圍更大、效果更佳，同時可以更好的提升飛機后向的雷達隱身和紅外隱身效果。

技術領域

本申請屬于發動機設計技術領域，具體涉及一種噴管及飛機后體狹縫排氣冷卻裝置。

背景技術

采用二元推力矢量噴管、單邊膨脹噴管等矩形噴管后，飛機普遍采用尖尾椎結構，使飛機整體符合超音速面積率、降低后體壓差阻力的要求，并在尾椎內普遍容納減速傘、后向探測等設備。由于尾椎內會容納重要設備，且表面大量采用復合材料并噴涂隱身涂層，復合材料與隱身涂料的耐溫性較差，因而對飛機后體的熱防護能力提出了較高的要求。

傳統的壁面冷卻的主要方式是氣膜冷卻，即在發動機噴管的隔熱屏上均布成百上千的冷卻氣排氣孔，通過冷卻氣形成低溫氣膜達到冷卻壁面、降低紅外輻射的目的。

傳統氣膜冷卻存在以下缺陷：

1)發動機噴管側壁隔熱屏大量開孔會大幅提高噴管的雷達反射強度，降低二元噴管的隱身效果，同時隔熱屏表面大量開孔，會降低隔熱屏的強度，并且隔熱屏內外壓差產生的氣動應力和高溫噴流產生的熱應力會集中于開孔位置，容易造成隔熱屏損壞，而為滿足隔熱屏強度需要，就必須增大隔熱屏厚度，提高噴管重量；

2)在隔熱屏上大量開孔，工藝流程復雜，會增加加工難度和加工成本，且對材料的性能和可加工性要求較高，可用材料的備選范圍小；

3)氣膜冷卻中冷氣入射角度無法與壁面平行射入，與高溫噴流的摻混效果較強，壁面不容易完全被冷氣覆蓋，冷卻效果差。

發明內容

為了解決上述問題，本申請基于噴管及后體平行排氣冷卻的方式，提出一種噴管及飛機后體狹縫排氣冷卻裝置，主要包括與發動機外涵連通的集氣腔，所述集氣腔位于噴管側壁及喉道調節片的內外壁面之間，所述集氣腔在噴管側壁后端設置有側壁排氣狹縫，所述側壁排氣狹縫安置于飛機后體或尾錐的前側，側壁排氣狹縫的排氣與噴管噴流方向大致平行；所述集氣腔在噴管的喉道調節片的擴張段內壁面設置有擴張段排氣狹縫，擴張段排氣狹縫的排氣與噴管擴張段調節片近壁面的氣流流動方向大致平行。

優選的是，所述發動機外涵與所述集氣腔之間設置有流量控制閥。

優選的是，所述側壁排氣狹縫內置有格柵。

優選的是，所述擴張段排氣狹縫位于擴張段上，且距噴管喉道的高壓區后方設定距離。

優選的是，所述擴張段排氣狹縫由多個拱形壁面分割成若干噴氣口。

優選的是，所述擴張段排氣狹縫包括多個，多個擴張段排氣狹縫沿尾噴流方向在噴管擴張段上設置并排設置。

本申請的關鍵點在于：

本申請采用平行排氣冷卻可以避免在噴管表面大量開孔，從而提升二元噴管的隱身效果，隔熱屏結構表面光滑完整，有利于提高結構強度，同時降低隔熱屏表面承受的氣動應力和熱應力；

本申請狹縫排氣冷卻的隔熱屏表面無需開孔，加工難度及加工成本降低，材料可選范圍大；

本申請狹縫排氣冷卻的冷卻氣流動方向與噴管噴流方向平行，與高溫熱流摻混效率低，低溫氣膜的保護范圍更大，距離更長，從而能夠避免飛機后體被高溫噴流燒蝕。

本申請的優點在于：