阅读说明：本技术 一种适用于自适应发动机的低可探测一体化喷管 (Low detectable integration spray tube suitable for self-adaptation engine ) 是由 刘帅 金文栋 贾东兵 于 2020-05-26 设计创作，主要内容包括：本申请属于航空发动机领域,特别涉及一种适用于自适应发动机的低可探测一体化喷管。包括：异型喷管主体以及第三外涵接口。所述异型喷管主体(1)包括依次连接的收敛段、可调喉道(2)以及扩张段,所述异型喷管主体(1)的横截面呈方形,具有S型的流道,所述可调喉道(2)与喉道调节机构连接,所述喉道调节机构能够调节所述可调喉道(2)的横截面大小；所述第三外涵接口(3)设置在所述扩张段上,所述第三外涵接口(3)与发动机第三外涵风扇的出口端连接。本申请能够实现第三外涵气流与主流排气相容并降低喷管红外辐射强度,减少了需要调节的部件数量,并可实现发动机与飞机后体高度一体化设计,降低了后体阻力。(The application belongs to the field of aircraft engines, and particularly relates to a low detectable integrated spray pipe suitable for a self-adaptive engine. The method comprises the following steps: a special-shaped spray pipe main body and a third culvert connector. The special-shaped spray pipe main body (1) comprises a convergence section, an adjustable throat (2) and an expansion section which are sequentially connected, the cross section of the special-shaped spray pipe main body (1) is square and is provided with an S-shaped flow channel, the adjustable throat (2) is connected with a throat adjusting mechanism, and the throat adjusting mechanism can adjust the size of the cross section of the adjustable throat (2); the third culvert interface (3) is arranged on the expansion section, and the third culvert interface (3) is connected with the outlet end of a third culvert fan of the engine. The application can realize that the third culvert air current is compatible with mainstream exhaust and reduces spray pipe infrared radiation intensity, reduces the number of parts that need adjust to can realize the high integrated design of engine and aircraft afterbody, reduce afterbody resistance.)

一种适用于自适应发动机的低可探测一体化喷管

技术领域

本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种适用于自适应发动机的低可探测一体化喷管。

背景技术

自适应发动机是一种新概念的变循环发动机，具备第五代战斗机高生存力、远程飞行、快速突防抵达战场、长时间留空并可远程打击作战等能力，自适应发动机不仅具有传统涡扇发动机的高压核心机和低压外涵道，还会在外圈增加可以开合的第三涵道，第三涵道可在巡航和巡逻待机期间打开，从而提高涵道比并降低油耗，增大了飞机的飞行航程。自适应发动机用喷管应具备第五代战斗机高隐身性高一体化性能要求，为满足发动机全包线内的工作需求，喷管喉道应配合发动机进行一定范围的面积调节，且应考虑第三外涵气流与主流的排气相容性。

传统涡扇发动机的主流与外涵气流在加力燃烧室进口混合，喷管由单通道构成，无法实现第三外涵气流与主流的掺混，且喷管多沿周向或俯仰方向布置可调机构，控制喷管喉道面积，这种周向或俯仰方向可调的喷管构型一方面增大了第三外涵气流与主流混合的复杂度，另一方面增大了喷管质量。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种适用于自适应发动机的低可探测一体化喷管，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种适用于自适应发动机的低可探测一体化喷管，包括：

异型喷管主体，所述异型喷管主体包括依次连接的收敛段、可调喉道以及扩张段，所述异型喷管主体的横截面呈方形，具有S型的流道，所述可调喉道与喉道调节机构连接，所述喉道调节机构能够调节所述可调喉道的横截面大小；

第三外涵接口，所述第三外涵接口设置在所述扩张段上，所述第三外涵接口与发动机第三外涵风扇的出口端连接。

可选地，所述异型喷管主体的收敛段一端连接有圆转方段。

可选地，所述异型喷管主体通过所述圆转方段的一端与加力筒体连接。

可选地，所述可调喉道包括上侧管壁、左侧管壁、右侧管壁以及下侧管壁，所述喉道调节机构通过调节所述上侧管壁与所述下侧管壁的距离，实现调节所述可调喉道的横截面大小。

可选地，所述可调喉道的左侧管壁、右侧管壁以及下侧管壁均与所述收敛段以及所述扩张段一体成型。

可选地，所述第三外涵接口在所述扩张段上设置两个。

可选地，所述第三外涵接口在所述扩张段的上侧管壁以及下侧管壁上分别设置一个。

可选地，还包括固定混合膨胀边，所述固定混合膨胀边设置在所述扩张段的上侧管壁以及下侧管壁上。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的适用于自适应发动机的低可探测一体化喷管，能够实现第三外涵气流与主流排气相容并降低喷管红外辐射强度，减少了需要调节的部件数量，并可实现发动机与飞机后体高度一体化设计，降低了后体阻力。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的适用于自适应发动机的低可探测一体化喷管整体示意图；

图2是本申请一个实施方式的适用于自适应发动机的低可探测一体化喷管后视图；

图3是本申请一个实施方式的适用于自适应发动机的低可探测一体化喷管侧视图；

图4是本申请一个实施方式的适用于自适应发动机的低可探测一体化喷管剖视图。

其中：

1-异型喷管主体；2-可调喉道；3-第三外涵接口；4-固定混合膨胀边。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

下面结合附图1至图4对本申请做进一步详细说明。

本申请提供了一种适用于自适应发动机的低可探测一体化喷管，包括：异型喷管主体1、可调喉道2以及第三外涵接口3。

具体的，异型喷管主体1包括依次连接的收敛段、可调喉道2以及扩张段，异型喷管主体1的横截面呈方形，具有S型的流道；可调喉道2设置在异型喷管主体1的收敛段及扩张段之间，可调喉道2与喉道调节机构连接，喉道调节机构能够调节可调喉道2的横截面大小；第三外涵接口3设置在扩张段上，第三外涵接口3与发动机第三外涵风扇的出口端连接，用于实现将第三外涵气流导入到一体化喷管中。

本申请的适用于自适应发动机的低可探测一体化喷管，异型喷管主体1的前端连接有圆转方段，异型喷管主体1通过圆转方段与加力筒体连接，异型喷管主体1的型面呈S型，流道的流通面积沿程首先逐渐减小，随后逐渐增大，通道出口的截面面积略大于慢车状态下的喷管喉道面积。

在本申请的一个实施方式中，可调喉道2包括上侧管壁、左侧管壁、右侧管壁以及下侧管壁，喉道调节机构通过调节上侧管壁与下侧管壁的距离，实现调节可调喉道2的横截面大小。本实施例中，可调喉道2的上侧管壁的前端与收敛段搭接，上侧管壁的后端与扩张段搭接，可调喉道2的左侧管壁、右侧管壁以及下侧管壁均与收敛段以及扩张段一体成型。通过喉道调节机构控制上侧管壁实现发动机工作状态的改变。

在本申请的一个实施方式中，第三外涵接口3与发动机第三外涵风扇的出口端连接，第三外涵接口3具有矩形横截面，其可以在扩张段设置两个。本实施例中，优选在扩张段的上侧管壁以及下侧管壁分别设置一个第三外涵接口3。

有利的是，本实施例中，扩张段的上侧管壁以及下侧管壁均设置有固定混合膨胀边4，可调喉道2的上侧管壁后端可直接搭接扩张段的固定混合膨胀边4，由风扇出口环形通道过渡到喷管的固定混合膨胀边4，实现第三外涵气流与主流的混合。固定混合膨胀边4具有较低的壁面静压，第三外涵气流在固定混合膨胀边4的上侧及下侧膨胀边与主流混合，第三外涵气流与主流的气动参数的合理匹配可达到推力性能最优化。

本申请的适用于自适应发动机的低可探测一体化喷管，工作原理是：主流燃气通过异型喷管主体1，由于在收敛段流通面积逐渐减小，气流膨胀加速，同时异型喷管主体1可实现对后端热部件的部分遮挡。可调喉道2根据发动机状态进行调节，发动机大状态下，通过喉道调节机构调节可调喉道2的上侧管壁与下侧管壁距离增大，从而增大喷管喉道面积，增大喷管流通能力；发动机小状态下，通过喉道调节机构调节上侧管壁与下侧管壁距离减小，从而减小喷管喉道面积。

本申请的适用于自适应发动机的低可探测一体化喷管，第三外涵接口3将风扇出口气流组织整理至喷管固定混合膨胀边4，第三外涵气流在背压较低的固定混合膨胀边4与主流混合，第三外涵低温气流可对固定混合膨胀边4进行冷却，降低了喷管所需的冷气量，并降低了喷管红外辐射强度，根据飞机的飞行状态对第三外涵气流与主流进行气动参数匹配，达到第三外涵与主流之间的推力性能最优，固定混合膨胀边4出口型面固定，可以实现与飞机后体高度一体化设计，降低了后体阻力。本申请还可以通过控制第三外涵气流流量的方式控制主流喷管出口气动面积，提高全包线范围内喷管的推力性能，飞机亚音速巡航时，发动机涵道比增大，第三外涵气流流量增大，可与主流耦合流动，减小主流出口气动面积，飞机超音速巡航时，发动机涵道比减小，第三外涵流量减小，从而增大了主流的气动面积，利用第三外涵与主流耦合流动特性可达到全包线范围内的推力性能最优化。

本申请的适用于自适应发动机的低可探测一体化喷管的优点在于：相比于传统发动机喷管，可实现第三外涵气流与主流在扩张段混合，进一步降低了喷管红外辐射强度，喷管扩张段型面固定不可调，减少了需要调节的部件数量，可实现降低喷管零件数从而降低喷管重量，并可实现发动机与飞机后体高度一体化设计，降低了后体阻力。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。