带加力燃烧的涡扇发动机二元塞式喷管

摘要

本发明涉及一种带加力燃烧的涡扇发动机二元塞式喷管，属于飞行器红外辐射特征的抑制技术领域。喷管前部具有外涵通道（14）和内涵通道（1）、内涵通道内通过支板（13）安装有中心锥（12），中心锥（12）下游还安装有火焰稳定器（3）；喷管中部为加力燃烧室；喷管后部依次为过渡段（6）和收敛扩张段（7），收敛扩张段（7）安装有塞锥。塞锥为棱柱形，包含塞锥前部（10）和塞锥后部（9）。本发明能在保持较高的气动性能的同时，显著降低发动机排气系统的红外辐射特征，缩短红外探测系统的锁定距离，从而有效提高飞行器的战场生存能力。

说明书

技术领域

本发明专利涉及飞行器红外辐射特征的抑制，具体而言，主要涉及涡扇发动 机动力排气系统。

背景技术

随着现代军事科技的发展，各种地空和空空武器装备对飞行器尤其是起突防 战术作用的战斗机的威胁越来越大，如何提高飞行器战场生存能力的问题日益突 显出来。针对飞行器自身的目标信号特征，世界各国均发展了先进的探测、搜索 和跟踪装置。目前绝大多数中、近程地对空和空对空导弹都是采用红外和微波雷 达复合制导技术，有关资料表明，上世纪80年代以来的几次空战中，被红外制 导导弹击落的飞机占战争中所有被击落飞机总数的80％以上，红外制导导弹已成 为作战飞机的主要威胁之一。

红外搜索与跟踪(IRST)系统通过探测喷气飞机的红外辐射信号来进行探 测与跟踪，可以避免其载机在战斗环境中暴露自己而遭受攻击，具有良好的隐蔽 性，因此已广泛装载在作战飞机上。如俄罗斯的Su-27和美国的F14战斗机。相 关资料表明目前先进的IRST系统对低空目标的探测距离可以达到50km，对高 空目标的探测距离达到了300km。以上分析可以看出，在当前复杂的战场环境下， 发展飞机的红外隐身技术是刻不容缓的。飞机的红外辐射的来源主要有三个方 面：(1)发动机排气系统的辐射(2)飞行时气动加热形成的飞机蒙皮热辐射； (3)飞机蒙皮表面反射的环境辐射。在亚跨音速飞行条件下，发动机排气系统 的红外辐射是飞机在3～5μm波段的主要辐射源，约占飞机红外辐射的90％以上。 因此研究发动机排气系统3～5μm波段的红外辐射特征，发展排气系统的红外抑 制技术对提高飞机生存力的具有十分重要的意义。

发动机排气系统的红外辐射主要来自排气系统内被加热金属和尾喷流。针对 发动机排气系统，国内外的研究人员发展和提出了多种抑制技术和措施，主要包 括以下几个方面：

(1)采用红外辐射特征较低的涡轮风扇发动机。与涡轮喷气发动机相比， 涡轮风扇发动机在结构上增加了外涵通道，通过引入未参与燃烧的冷空气与热喷 流掺混来降低热喷流温度，从而达到抑制红外特征的目的。如美国的F/A-22采 用了普惠公司生产的PW-F119涡扇发动机，俄罗斯的Su-27采用了AL-31F涡扇 发动机。

(2)壁面冷却技术。采用强迫混合或引射等方法可以增强热燃气流与外涵 或大气冷气的掺混，达到冲淡、冷却高温燃气流和冷却喷管内固体壁面的目的， 从而有效抑制排气系统的红外辐射能力。F-117A采用了波瓣混合器，增强内外 涵气流的掺混，从而减小尾喷流的温度。

(3)壁面涂层技术。发动机的排气系统通常是用耐热金属制成的，它们有 较高的发射率，如果在它上面涂敷一层低发射率材料，可以降低高温壁面的红外 辐射。例如，法国“小羚羊”武装直升机用的红外抑制器的铝制外套管表面就涂 有一层约1.5mm厚的、以环氧胺类固化漆为底层的玻璃纤维毡隔热涂层。

(4)遮挡技术。发动机的背负式安装，即把发动机安装在机身的上方，这 样可以利用机身对排气系统的遮挡有效地降低其在下半球的红外辐射，如“全球 鹰”。

(5)改进喷管设计。与传统的轴对称喷管相比，非轴对称喷管在排气系统 红外抑制方面具有很大的优势。非轴对称喷管中能够降低发动机红外辐射主要是 二元喷管和S型喷管。二元喷管内流动的强三维效应强化了涡扇发动机内、外涵 气流的掺混，从而降低了喷流最高温度。如美国的F117-A战斗机、F/A-22战斗 机以及YF-23战斗机都采用了二元喷管。S型喷管的壁面遮挡了发动机排气系统 大部分的固体壁面辐射，从而能够有效地降低发动机排气系统的红外辐射，但该 型喷管的气动损失较大，目前应用比较成功的是美国的B2轰炸机。

塞式喷管因为其独特的气动性能在航空、航天领域都有应用。在航天领域(运 载火箭)，由于塞式喷管所具有的自动高度补偿、结构简单紧凑、易于实现矢量 控制、底部阻力小、可重复使用等特点，各航空航天强国都投入了大量的人力物 力对其进行了研究。如1996年，美国的航空航天巨头洛克希德-马丁公司发起了 可重复使用航天运载飞行器“VentuerStar”计划，该计划的原型机X-33的动力 装置采用的就是直排气动塞式喷管发动机RS-2200。

USP6178740于1999年提出了安装在发动机短舱内涡扇发动机轴对称塞式 喷管，该轴对称塞式喷管的塞锥为带有一定曲率的内凹型面，塞锥与喷管轴线的 夹角约为13度至19度，在几何结构合理设计的情况下，塞锥能够有效抑制排气 噪声。2004年，美国展开了“实现时间敏感远程打击的创新方法”(RATTLRS) 计划，其采用的YJ102R高超声速涡喷发动机同样也使用了轴对称塞式喷管。 USP4074859提出了塞锥几何结构可变的二元塞式矢量/反推喷管，该喷管的具有 矩形的出口，在塞锥安装在喷管流道的中心，塞锥延伸出喷管出口截面的部分由 一对可转动的翼板组成，恰当地调节这对翼板可以实现喷管的推力矢量和反推功 能，将塞锥沿喷管中心线向喷管出口方向延伸可以实现喉道面积的调节。此外， 二元塞式喷管和飞机机身相融合，可以有效降低喷管的底部阻力和飞机的重量。

在抑制飞行器发动机排气系统的红外辐射特征方面具有巨大潜力。F-15全 天候重型制空战斗机作为美国空军目前的主力机型，在它的发展过程中对多种喷 管及其与飞机后体组合的气动特性和红外特性进行了研究，其研究结果表明：双 喉道二元塞式喷管能够显著降低发动机排气系统的红外辐射特征，在喷管正后方 向上的红外辐射强度比轴对称喷管低约90％，红外锁定距离减少了约45％。

目前，各种飞行器采用塞式喷管的主要原因是利用其独特气动特性，而利用 塞式喷管降低发动机排气系统红外辐射的应用较少。塞式喷管的塞锥有效地遮挡 了喷管内大部分的固体辐射，能大幅降低喷管内腔体的红外辐射强度。然而塞式 喷管的使用中主要存在三方面的问题：一是，塞锥增加了喷管内流通阻力，改变 了喷管内的流动情况，对喷管气动性能产生一定的影响；二是，塞式喷管的重量 相比轴对称喷管会有所增加；三是，塞锥的冷却问题。如何合理设计塞式喷管的 结构，使之发挥其在红外抑制方面作用的同时，保持良好的气动性能，是一个亟 待解决的问题。

发明内容

为了降低航空涡扇发动机排气系统的红外辐射特征，本发明专利提供了一种 涡扇发动机二元塞式喷管，它能在保持较高的气动性能的同时，显著降低发动机 排气系统的红外辐射特征，缩短红外探测系统的锁定距离，从而有效提高飞行器 的战场生存能力。

该涡扇发动机二元塞式喷管前部具有外涵通道和内涵通道、内涵通道内通过 支板安装有中心锥，中心锥下游还安装有火焰稳定器；喷管中部的喷管外壁内安 装有隔热屏，隔热屏与喷管外壁之间形成冷却通道，冷却通道末端为冷却气出口， 隔热屏内部为加力燃烧室；喷管后部依次为圆转矩过渡段和收敛扩张段，收敛扩 张段的上下壁面为矩形面，左右两侧壁面为等腰梯形，收敛扩张段内安装有塞锥； 其特征在于：上述塞锥为棱柱形，包含塞锥前部和塞锥后部，塞锥按以下方式布 置：塞锥轴线与喷管轴线垂直，塞锥前部和塞锥后部的交接面与喷管轴线垂直； 定义收敛扩张段中位于棱柱形塞锥最大截面处为喉道；定义内涵通道直径为D1， 中心锥底部直径为D2，圆转矩过渡段进口直径为D3，圆转矩过渡段水平投影长 度为L1，喉道至冷却气出口的距离为L2，喉道至喷管出口的距离为L3，塞锥前 部水平投影长度为L4，塞锥后部水平投影长度为L5，塞锥最大高度为H；塞锥 最大高度H应不小于中心锥底部直径D2的0.5倍而小于内涵道直径D1；塞锥 前部塞锥前部处于冷却气出口的下游，塞锥后部不伸出喷管出口；圆转矩过渡段 采用超椭圆的方式过渡，圆转矩过渡段水平投影长度为L1大于圆转矩过渡段的 进口半径。

本发明专利是基于如下思路来解决其技术问题并达到设计目标的：喷管作为 发动机提供推力的部件，一般要求其推力系数不低于98％。二元塞式喷管的圆转 矩过渡段长度、塞锥高度、塞锥前部倾角、塞锥后部倾角等几何参数对其气动和 红外辐射特性会产生较大影响。塞锥高度越大对喷管内的高温部件的遮挡效果越 好，但对气动性能的影响也越大。塞锥越短，抑制喷管红外辐射有利，但气动损 失较大。为了使二元塞式喷管在具有较好红外抑制效果的同时保持良好的气动性 能，合理的塞锥结构设计是关键。

根据以上分析，本发明专利综合考虑气动与红外辐射特性要求，喷管圆转矩 过渡段的型面采用超椭圆过渡，从而保证二元塞式喷管的喷管型面从圆形过渡到 矩形时气动损失最小；塞锥设计为菱柱形，塞锥高度直接影响喷管的气动性能以 及塞锥对喷管内高温部件的遮挡效果，因而确定其大小时综合考虑了喷管气动性 能与红外抑制效果两方面因素。塞锥前部倾角主要影响喷管的气动性能，在保证 喷管正常工作以及塞锥安装可行的前提下，塞锥前部角设计得尽可能的小，本发 明专利中塞锥前部顶端的轴向位置位于圆转矩过渡段出口的轴向位置。和塞锥高 度类似，塞锥后部倾角对喷管气动和红外特性的影响很大，其值越小，喷管的气 动性能越好，但红外抑制效果减弱，在本发明专利所设计的塞锥后部倾角下，塞 锥后部的尾端位于喷管出口截面内。

本发明专利的有益效果是：

(1)具有较好的推力性能，其推力系数约为98.5％；

(2)塞锥能够有效遮挡喷管内中心锥、火焰稳定器、涡轮等高温部件的红 外辐射，塞锥和二元通道的特殊结构强化了喷管内气流的掺混。在正尾向上，二 元塞式喷管的红外辐射强度比轴对称收扩喷管低7％，在侧向上，二元塞式喷管 的辐射强度比轴对称收扩喷管低60％。

能取得这样的效果的主要原因是：一方面，在内涵燃气流的冲刷下，支板、 中心锥、周向火焰稳定器以及径向火焰稳定器是喷管内温度较高的部件，又因它 们在各个探测方向上的投影面积较大，因而它们的固体辐射强度较大，但由于塞 锥后部及收敛扩张段遮挡了这些部件的辐射，且塞锥后部和收敛扩张段的壁面温 度较低，因此整个喷管金属固体辐射明显降低；另一方面，在塞锥和、圆转矩过 渡段以及收敛扩张段的共同作用下，内涵高温燃气流和外涵空气间的掺混显著增 强，从而有效地抑制高温燃气流的红外辐射。在这两方面因素的作用，二元塞式 喷管的红外辐射比基准轴对称喷管有明显降低。

附图说明

图1是二元塞式喷管宽边对称面(即图2中的A-A剖面)的结构示意图，

图2是二元塞式喷管窄边对称面(即图1中的B-B剖面)的结构示意图。

图中：1.内涵道；2.混合器；3.火焰稳定器；4.加力燃烧室；5.喷管外壁； 6.圆转矩过渡段；7.收敛扩张段；8.喷管出口；9.塞锥后部；10.塞锥前部； 11.隔热屏；12.中心锥；13.支板；14.外涵道进口；15.冷却气进口；16.冷 却气通道；17.冷却气出口；18.喷管喉道；19.喷管侧壁；D1.内涵通道直径； D2.中心锥直径；D3.过渡段进口直径；L1.过渡段水平投影长度；L2.喉道18 至冷却气出口17的距离；L4.塞锥前部水平投影长度；L5.塞锥后部水平投影 长度；H.塞锥高度。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明专利作进一步的说明。

图1和图2分别显示出了二元塞式喷管A-A剖面和B-B剖面的结构示意 图。喷管前部具有外涵通道14和内涵通道1、内涵通道内通过支板13安装有中 心锥12，中心锥12下游还安装有火焰稳定器3；喷管中部为加力燃烧室；喷管 后部依次为过渡段6和收敛扩张段7，收敛扩张段7安装有塞锥。塞锥为棱柱形， 包含塞锥前部10和塞锥后部9，定义内涵通道直径为D1，中心锥直径为D2， 过渡段进口直径为D3，过渡段水平投影长度为L1，喉道18至冷却气出口17的 距离为L2，喉道18至喷管出口8的距离为L3，塞锥前部水平投影长度为L4， 塞锥后部水平投影长度为L5，塞锥高度为H。塞锥安装并固定在喷管侧壁19的 中间位置，且喷管侧壁为平直壁面，这有利于侧壁和塞锥的加工和安装。

1.为了保证塞锥能够形成对上游高温部件(如中心锥)红外辐射的有效遮 挡，塞锥高度H应不小于中心锥底部直径D2的0.5倍；但随着塞锥高度H的增 加，喷管的气动损失显著增大，为减小喷管的推力损失，塞锥高度H应不大于 内涵道直径D1；H应大于D2的0.5倍而小于D2的0.7倍，最好为D2的0.6倍。

2.当塞锥前部水平投影长度L4增加时，喷管的气动性能会得到明显提高， 但L4过大会造成安装的不便、重量增加以及影响加力燃烧室的燃烧性能，综合 这些因素塞锥前部投影长度L4等于喉道至冷却气出口的距离L2。

3.为保证喷管具有较高的推力水平，必须增加塞锥后部水平投影长度L5， 但当塞锥后部水平投影长度L5大于喉道至喷管出口的距离L3时，塞锥部分处 于喷管外，这增加了塞锥的外露面积，即增加塞锥的红外辐射，这对喷管红外抑 制不利，综合气动性能与红外抑制两方面因素，L5应等于L3。

4.为抑制圆转矩过渡段二次流的产生，改善喷管的气动性能，圆转矩过渡段采 用超椭圆的方式过渡，且圆转矩过渡段水平投影长度L1应不小于圆转矩过渡段 进口直径D3的0.5倍，但L1过大会造成喷管总长度的增加，L1应等于D3的 0.5倍。