一种轴对称三通道可调节的涡轮冲压组合动力喷管

本发明属于航空发动机组合动力喷管，具体的是一种轴对称三通道可调节的涡轮冲压组合动力喷管。

背景技术：

1、组合动力技术将不同热力循环的发动机组合在一起，为了满足不同飞行器的需求，充分利用火箭发动机、冲压发动机和涡轮发动机在不同飞行速域和空域的技术优势，将其进行组合，拥有适应不同任务的多种工作模态，实现宽域高效工作。常见的组合动力有涡轮发动机和冲压发动机的组合、冲压发动机与火箭发动机的组合等。组合喷管是组合动力发动机产生推力的主要部件，其性能好坏对组合发动机至关重要。

2、宽域飞行带来的一大难点是随着飞行器飞行高度和飞行速度的变化，发动机的工作状态以及流量变化范围巨大，对于常用的涡轮冲压组合发动机而言，低马赫数下推力的产生主要依靠涡轮发动机，随着马赫数的提高，冲压发动机逐渐启动产生推力，涡轮发动机退出工作状态并逐渐关闭，这个过程中的流量变化巨大，因此必须设计调节机构对组合喷管工作状态进行准确调控。同时，涡轮发动机一般具有内涵道和外涵道，实现冲压发动机和涡轮发动机两个通道共三个流道内流量和工作状态相配合的调节方案也是一大难题。

技术实现思路

1、发明目的；针对上述现有问题，提出一种轴对称三通道可调节的涡轮冲压组合动力喷管。通过机械调节结构分别调节内外塞锥的流向位置，控制涡轮发动机内外涵道的喉道和膨胀比，调节组合动力发动机喷管的工作状态及流量，满足组合动力发动机在宽域工作下不同的工作条件要求。

2、技术方案：

3、一种轴对称三通道可调节的涡轮冲压组合动力喷管，所述涡轮冲压组合动力喷管的冲压通道、涡轮通道外涵道和涡轮通道内涵道呈环形分布；

4、所述的涡轮冲压组合动力喷管包括可调式内塞锥、内涵道壁面、可调式外塞锥、外涵道壁面和外壁面；所述可调式内塞锥、内涵道壁面的内表面之间形成的环形流道为涡轮通道内涵道；所述内涵道壁面的外表面、可调式外塞锥和外涵道壁面的内表面形成了涡轮通道的外涵道；所述外涵道壁面的外表面和外壁面形成了冲压通道；所述可调式内塞锥和所述内涵道壁面的不同位置组合形成涡轮通道内涵道流道的可调喉道和可调出口；所述可调式外塞锥和所述外涵道壁面的不同位置组合形成涡轮通道外涵道流道的可调喉道和可调出口。

5、优选的，通过可调式内塞锥(和可调式外塞锥的分别平动实现涡轮通道外涵道和涡轮通道内涵道的开关、喉道面积及膨胀比调节；

6、通过第一机械调节机构驱动可调式内塞锥的平动，可调式内塞锥在最靠近喷管出口处时，涡轮通道内涵道关闭，随着可调式内塞锥向喷管进口方向移动，内涵道逐渐开启，喉道面积和出口面积逐渐增加；

7、通过第二机械调节机构驱动可调式外塞锥的平动，可调式外塞锥在最靠近喷管出口处时，涡轮通道外涵道关闭，随着可调式内塞锥向喷管进口方向移动，外涵道逐渐开启，喉道面积和出口面积逐渐增加；

8、通过第一机械调节结构和第二机械调节结构组合调节满足喷管不同的流量和工况需要。

9、优选的，可调式外塞锥和内涵道壁面的外表面相连处的滑动包括但不限于使相接面留有缝隙并通过滑轨滑轮的方式滑动，可调式内塞锥和可调式外塞锥驱动的实现方式包括但不限于连杆、齿轮。

10、有益效果：

11、本发明提出了一种轴对称三通道可调节的涡轮冲压组合动力喷管及调节方案，具有以下优点：

12、(1)通过内外塞锥平动进行调节，机械结构简单，调节难度小。

13、(2)涡轮发动机内外涵流道的喉道分别单独可调，可以组合调节以适应复杂的组合动力喷管的工作调节需求。

14、(3)内外塞锥平动到喉道面积最大处后，继续平动可以使得相应流道出口截面积继续增大，增加膨胀比；通过调整内外塞锥所形成的喉道前后位置可调，配合膨胀比的调节对不同工况下燃气的膨胀程度做出调整，有利于在复杂工况下具有优良的性能。

技术特征：

1.一种轴对称三通道可调节的涡轮冲压组合动力喷管，其特征在于，所述涡轮冲压组合动力喷管的冲压通道、涡轮通道外涵道和涡轮通道内涵道呈环形分布；

2.根据权利要求1所述一种轴对称三通道可调节的涡轮冲压组合动力喷管，其特征在于，通过可调式内塞锥(1)和可调式外塞锥(3)的分别平动实现涡轮通道外涵道和涡轮通道内涵道的开关、喉道面积及膨胀比调节；

3.权利要求2中所述的一种轴对称三通道可调节的涡轮冲压组合动力喷管，其特征在于，可调式外塞锥(3)和内涵道壁面(2)的外表面相连处的滑动包括但不限于使相接面留有缝隙并通过滑轨滑轮的方式滑动，可调式内塞锥(1)和可调式外塞锥(3)驱动的实现方式包括但不限于连杆、齿轮。

技术总结本发明公开了一种轴对称三通道可调节的涡轮冲压组合动力喷管，内外通道分别为涡轮发动机喷管以及冲压发动机喷管，涡轮发动机喷管通道又分为内涵道流道和外涵道流道。内塞锥和内涵道壁面形成内涵道的流道，通过内塞锥可以进行简单的平动，外塞锥在外涵道中，和外涵道壁面一起构成外涵道的流道，内外塞锥均形成物理喉道。外流道为冲压通道，进口为超声速气流，没有收缩段。通过对内外塞锥位置的调节，控制内外涵道的开启关闭，同时交接处形状倾斜一定角度，可以对喉道大小和膨胀比进行调节，内外塞锥运动是独立的，可以进行独立和联动条件以实现不同的流量和工作状态，应对组合动力发动机在复杂工作条件下的需求。技术研发人员：吕郑,田轲,宋佳政,丁海鹏,叶涛,徐惊雷受保护的技术使用者：南京航空航天大学技术研发日：技术公布日：2024/6/13