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CN108104971A - 一种具有俯仰偏航功能的二元喷管及具有其的飞机 - Google Patents

一种具有俯仰偏航功能的二元喷管及具有其的飞机 Download PDF

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CN108104971A
CN108104971A CN201711283922.8A CN201711283922A CN108104971A CN 108104971 A CN108104971 A CN 108104971A CN 201711283922 A CN201711283922 A CN 201711283922A CN 108104971 A CN108104971 A CN 108104971A
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plate
inner cavity
wall plate
actuating cylinder
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CN201711283922.8A
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徐速
张少丽
赵春生
邓洪伟
王伟
任濬哲
刘亮
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AECC Shenyang Engine Research Institute
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Abstract

本发明公开了一种具有俯仰偏航功能的二元喷管及具有其的飞机。所述具有俯仰偏航功能的二元喷管包括圆转方筒体、收敛段、扩张段、第一可调板、第二可调板、第三可调板、第四可调板、第一作动筒、第二作动筒、第三作动筒、第四作动筒；圆转方筒体一端与发动机连接，另一端通过收敛段与扩张段连接；第一可调板设置在第一壁板的夹层内腔内；第二可调板设置在第二壁板的夹层内腔内；第三可调板设置在所述第三壁板的夹层内腔内；第四可调板设置在所述第四壁板的夹层内腔内；各个作动筒分别控制各个可调板伸缩。本申请的具有俯仰偏航功能的二元喷管排气系统结构简单，可靠性高，俯仰和偏航时喷管内高温高速燃气方向没改变，因此气动性能损失小。

Description

一种具有俯仰偏航功能的二元喷管及具有其的飞机
技术领域
本发明涉及发动机技术领域，特别是涉及一种具有俯仰偏航功能的二元喷管及具有其的飞机。
背景技术
航空发动机的工作包线范围越来越宽广，落压比范围达到几十，需要一种膨胀能力更强的喷管；为了提高隐身能力，需要降低喷管高温壁面的温度，降低喷管尾部的可视面积，降低红外辐射性能；为提高作战机动性，需要喷管实现矢量偏转。
二元喷管相对于轴对称喷管具有更强的气流掺混能力，可以降低喷管壁面温度，同时也能降低可视面积，降低红外辐射性能。
现有的预先研究的二元喷管可以通过调节上下壁板偏转实现俯仰功能，但通过高速气流偏转实现俯仰功能使得气动性能损失较大，并且不能实现偏航功能和面积比可调功能，不具有更强的膨胀能力。
所以为了弥补二元喷管无法偏航、气动性能损失较大、膨胀能力有限的缺陷，需设计一种不影响喷管高速燃气流动方向、能现俯仰和偏航功能、具有面积比可调功能并且可以提高膨胀能力的新型可俯仰偏航二元喷管。
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
本发明的目的在于提供一种具有俯仰偏航功能的二元喷管来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
为实现上述目的，本申请提供一种具有俯仰偏航功能的二元喷管，所述具有俯仰偏航功能的二元喷管包括圆转方筒体、收敛段、扩张段、第一可调板、第二可调板、第三可调板、第四可调板、第一作动筒、第二作动筒、第三作动筒、第四作动筒；其中，圆转方筒体一端与发动机连接，另一端通过收敛段与扩张段连接；所述扩张段包括第一壁板、第二壁板、第三壁板以及第四壁板，所述第一壁板具有夹层内腔、第二壁板具有夹层内腔、第三壁板具有夹层内腔以及第四壁板具有夹层内腔；
所述第一可调板设置在所述第一壁板的夹层内腔内，且能够相对所述第一壁板的夹层内腔伸缩；
所述第二可调板设置在所述第二壁板的夹层内腔内，且能够相对所述第二壁板的夹层内腔伸缩；
所述第三可调板设置在所述第三壁板的夹层内腔内，且能够相对所述第三壁板的夹层内腔伸缩；
所述第四可调板设置在所述第四壁板的夹层内腔内，且能够相对所述第四壁板的夹层内腔伸缩；
所述第一作动筒的固定端、第二作动筒的固定端、第三作动筒的固定端以及第四作动筒的固定端设置在所述收敛段上；
所述第一作动筒的伸缩端与所述第一可调板连接；
所述第二作动筒的伸缩端与所述第二可调板连接；
所述第三作动筒的伸缩端与所述第三可调板连接；
所述第四作动筒的伸缩端与所述第四可调板连接。
优选地，所述第一可调板、第二可调板、第三可调板、第四可调板的形状为四边形或三角形。
优选地，所述第一可调板、第二可调板、第三可调板、第四可调板的形状相同。
优选地，所述圆转方筒体与收敛段通过机械方式固定连接或整体铸造。
优选地，所述第一可调板、第二可调板、第三可调板、第四可调板的面积小于所述第一壁板的夹层内腔面积且大于所述夹层内腔面积的90％。
本申请还提供了一种飞机，所述飞机包括如上所述的具有俯仰偏航功能的二元喷管。
本申请的具有俯仰偏航功能的二元喷管排气系统结构简单，可靠性高，俯仰和偏航时喷管内高温高速燃气方向没改变，因此气动性能损失小，实现俯仰偏航功能的同时还具有单边膨胀的功能，还能实现面积比可调功能，可以提高喷管和发动机性能。
附图说明
图1是本申请第一实施例的具有俯仰偏航功能的二元喷管的结构示意图。
图2是图1所示的具有俯仰偏航功能的二元喷管的另一结构示意图。
附图标记：
1 圆转方筒体 8 第一作动筒
2 收敛段 9 第二作动筒
3 收敛段 10 第三作动筒
4 第一可调板 11 第四作动筒
5 第二可调板
6 第三可调板
7 第四可调板
具体实施方式
为使本发明实施的目的、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发明一部分实施例，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，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，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发明和简化描述，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发明保护范围的限制。
图1是本申请第一实施例的具有俯仰偏航功能的二元喷管的结构示意图。
图2是图1所示的具有俯仰偏航功能的二元喷管的另一结构示意图。
如图1及图2所示所述具有俯仰偏航功能的二元喷管包括圆转方筒体1、收敛段2、扩张段3、第一可调板4、第二可调板5、第三可调板6、第四可调板7、第一作动筒8、第二作动筒9、第三作动筒10、第四作动筒11；其中，
圆转方筒体1一端与发动机连接，另一端通过收敛段2与扩张段3连接；
扩张段3包括第一壁板、第二壁板、第三壁板以及第四壁板，第一壁板具有夹层内腔、第二壁板具有夹层内腔、第三壁板具有夹层内腔以及第四壁板具有夹层内腔；
第一可调板4设置在第一壁板的夹层内腔内，且能够相对第一壁板的夹层内腔伸缩；
第二可调板5设置在第二壁板的夹层内腔内，且能够相对第二壁板的夹层内腔伸缩；
第三可调板6设置在第三壁板的夹层内腔内，且能够相对第三壁板的夹层内腔伸缩；
第四可调板7设置在第四壁板的夹层内腔内，且能够相对第四壁板的夹层内腔伸缩；
第一作动筒的固定端、第二作动筒的固定端、第三作动筒的固定端以及第四作动筒的固定端设置在收敛段2上；
第一作动筒的伸缩端与第一可调板4连接；
第二作动筒的伸缩端与第二可调板5连接；
第三作动筒的伸缩端与第三可调板6连接；
第四作动筒的伸缩端与第四可调板7连接。
参见图1及图2，当第一作动筒8、第二作动筒9、第三作动筒10、第四作动筒11全部伸出使得第一可调板4、第二可调板5、第三可调板6、第四可调板7全部伸出，此时为面积比最大的常规喷管；第一作动筒8、第二作动筒9、第三作动筒10、第四作动筒11全部收回使得第一可调板4、第二可调板5、第三可调板6、第四可调板7全部收回到扩张段3的壁板内，此时为面积比最小的常规喷管；第一作动筒8或第三作动筒10收回使得第一可调板5或第三可调板4收回，实现俯仰功能；第二作动筒9或第四作动筒11收回使得第二可调板6或第三可调板7收回，实现偏航功能。
有利的是，第一可调板4、第二可调板5、第三可调板6、第四可调板7的形状为四边形或三角形。
参见图1，在本实施例中，第一可调板4、第二可调板5、第三可调板6、第四可调板7的形状相同。
有利的是，圆转方筒体1与收敛段2通过机械方式固定连接或整体铸造。
有利的是，第一可调板4、第二可调板5、第三可调板6、第四可调板7的面积小于第一壁板的夹层内腔面积且大于夹层内腔面积的90％。
本申请还提供了一种飞机，所述飞机包括如上所述的具有俯仰偏航功能的二元喷管。
本申请提供的可俯仰偏航的二元喷管，其优点在于：结构简单，可靠性高，俯仰和偏航时喷管内高温高速燃气方向没改变，因此气动性能损失较小，实现俯仰偏航功能的同时还具有单边膨胀的功能，还可以实现面积比可调的功能，可以提高喷管和发动机性能。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (6)

1.一种具有俯仰偏航功能的二元喷管，其特征在于，所述具有俯仰偏航功能的二元喷管包括圆转方筒体(1)、收敛段(2)、扩张段(3)、第一可调板(4)、第二可调板(5)、第三可调板(6)、第四可调板(7)、第一作动筒(8)、第二作动筒(9)、第三作动筒(10)、第四作动筒(11)；其中，
圆转方筒体(1)一端与发动机连接，另一端通过收敛段(2)与扩张段(3)连接；
所述扩张段(3)包括第一壁板、第二壁板、第三壁板以及第四壁板，所述第一壁板具有夹层内腔、第二壁板具有夹层内腔、第三壁板具有夹层内腔以及第四壁板具有夹层内腔；
所述第一可调板(4)设置在所述第一壁板的夹层内腔内，且能够相对所述第一壁板的夹层内腔伸缩；
所述第二可调板(5)设置在所述第二壁板的夹层内腔内，且能够相对所述第二壁板的夹层内腔伸缩；
所述第三可调板(6)设置在所述第三壁板的夹层内腔内，且能够相对所述第三壁板的夹层内腔伸缩；
所述第四可调板(7)设置在所述第四壁板的夹层内腔内，且能够相对所述第四壁板的夹层内腔伸缩；
所述第一作动筒的固定端、第二作动筒的固定端、第三作动筒的固定端以及第四作动筒的固定端设置在所述收敛段(2)上；
所述第一作动筒的伸缩端与所述第一可调板(4)连接；
所述第二作动筒的伸缩端与所述第二可调板(5)连接；
所述第三作动筒的伸缩端与所述第三可调板(6)连接；
所述第四作动筒的伸缩端与所述第四可调板(7)连接。
2.如权利要求1所述的具有俯仰偏航功能的二元喷管，其特征在于，所述第一可调板(4)、第二可调板(5)、第三可调板(6)、第四可调板(7)的形状为四边形或三角形。
3.如权利要求2所述的具有俯仰偏航功能的二元喷管，其特征在于，所述第一可调板(4)、第二可调板(5)、第三可调板(6)、第四可调板(7)的形状相同。
4.如权利要求1所述的具有俯仰偏航功能的二元喷管，其特征在于，所述圆转方筒体(1)与收敛段(2)通过机械方式固定连接或整体铸造。
5.如权利要求1所述的具有俯仰偏航功能的二元喷管，其特征在于，所述第一可调板(4)、第二可调板(5)、第三可调板(6)、第四可调板(7)的面积小于所述第一壁板的夹层内腔面积且大于所述夹层内腔面积的90％。
6.一种飞机，其特征在于，所述飞机包括如权利要求1至5中任意一项所述的具有俯仰偏航功能的二元喷管。
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