航空涡轮风扇发动机双层“D”形喷嘴 |
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| 申请号 | CN201710804423.2 | 申请日 | 2017-09-08 | 公开(公告)号 | CN107521665A | 公开(公告)日 | 2017-12-29 |
| 申请人 | 中国民航大学; | 发明人 | 赵国昌; 邢仕廷; 宋丽萍; 熊碰; 王泉; | ||||
| 摘要 | 一种航空 涡轮 风 扇 发动机 双层“D”形 喷嘴 。其包括外部导流腔体和气流分层隔板；外部导流腔体为从前端至后端截面逐渐减小的管状结构；气流分层隔板设置在外部导流腔体的内部，由中间隔板和初始段外涵道隔断构成。与 现有技术 相比，本 发明 提供的航空 涡轮风扇 发动机双层“D”形喷嘴具有的有益效果是：部分克服了在应用上表面吹气增升技术时，航空涡轮风扇发动机尾部气流的高温对机翼的损害，增加了该布局类型的飞机机翼的使用寿命。在材料无法满足技术要求的条件下，推动了机翼上表面吹气增升技术的应用。对于有短距离起降的，高升 力 系数要求的飞机而言具有很大的利用价值。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种航空涡轮风扇发动机双层“D”形喷嘴，其特征在于：所述的双层“D”形喷嘴包括外部导流腔体(9)和气流分层隔板；其中外部导流腔体(9)为从前端至后端截面逐渐减小的管状结构，前端口固定在外机匣(3)的后端，后端口为D形喷口(6)且固定在机翼前缘(7)与机翼上表面连接处；气流分层隔板设置在外部导流腔体(9)的内部，由中间隔板(8)和初始段外涵道隔断(10)构成，其中中间隔板(8)为两侧向上弯曲的弧形板，前端固定在内涵道整流环(5)后端口下部，后部向上倾斜设置，后端固定在外部导流腔体(9)的D形喷口(6)下部，由此将外部导流腔体(9)的内部分成上、下两层气流通道，并且从前端至后端截面曲率和尺寸逐渐减小；初始段外涵道隔断(10)是从外部导流腔体(9)的前端底部沿内涵道整流环(5)的径向向上延伸而形成的扇面形板。 |
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| 说明书全文 | 航空涡轮风扇发动机双层“D”形喷嘴技术领域背景技术[0002] 随着航空技术的发展，现代飞机的高速特性有了较大的提升，一般多采用小机翼面积、大翼载，但是却直接导致了飞机低速特性的恶化和起飞着陆距离的加长。对于有特殊短距起降性能需求的运输机，即使采用性能最好的常规机械式增升系统往往也不能满足其低速气动力的设计要求。解决这一问题的方法之一就是采用动力增升技术，而在各种增升技术当中，吹气襟翼是较简单且已经应用成功的技术。YC-14、安-72等机型上采取了吹气襟翼中的上表面吹气襟翼(UpperSurfaceBlownFlap)，改善了低速气动特性，起飞和着陆距离可大大缩短。 [0003] 外吹式襟翼增升技术的主要特点是利用发动机尾气气流增加机翼环量，以达到提高升力的目的。图1为一种目前采用上表面吹气襟翼技术的航空涡轮风扇发动机喷嘴部位剖面图；如图1所示，这种航空涡轮风扇发动机上外机匣3的后端内部设有内涵道整流环5，外机匣3和内涵道整流环5之间的环形空间为外涵道1，内涵道整流环5的内部空间为内涵道2，尾喷气流整流锥4位于内涵道2中，机翼前缘7处于内涵道整流环5的后方。这种上表面吹气襟翼技术是直接将发动机的尾喷气流经机翼前缘7引到机翼上表面，以增大机翼上表面的气流速度，波音公司设计的YC-14、安东诺夫设计局设计的安-72都成功实现了这项技术。 根据相关研究数据，该项增升技术可以使飞机的升力系数提升30％左右。 [0004] 虽然外吹式襟翼增升技术对飞机低速气动特性的提高非常明显，但是直接将发动机喷出的高温气流引在机翼上表面，对机翼上表面材料的性能是一个巨大的挑战。虽然更换高性能耐高温材料是一种解决方案，但是对机翼本身结构的完整性会产生影响，从而带来新的问题。 发明内容[0005] 为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种航空涡轮风扇发动机双层“D”形喷嘴。 [0006] 为了达到上述目的，本发明提供的航空涡轮风扇发动机双层“D”形喷嘴包括外部导流腔体和气流分层隔板；其中外部导流腔体为从前端至后端截面逐渐减小的管状结构，前端口固定在外机匣的后端，后端口为D形喷口且固定在机翼前缘与机翼上表面连接处；气流分层隔板设置在外部导流腔体的内部，由中间隔板和初始段外涵道隔断构成，其中中间隔板为两侧向上弯曲的弧形板，前端固定在内涵道整流环后端口下部，后部向上倾斜设置，后端固定在外部导流腔体的D形喷口下部，由此将外部导流腔体的内部分成上、下两层气流通道，并且从前端至后端截面曲率和尺寸逐渐减小；初始段外涵道隔断是从外部导流腔体的前端底部沿内涵道整流环的径向向上延伸而形成的扇面形板。 [0009] 所述的下层气流通道后端呈收缩状。 [0010] 与现有技术相比，本发明提供的航空涡轮风扇发动机双层“D”形喷嘴具有的有益效果是：部分克服了在应用上表面吹气增升技术时，航空涡轮风扇发动机尾部气流的高温对机翼的损害，增加了该布局类型的飞机机翼的使用寿命。在材料无法满足技术要求的条件下，推动了机翼上表面吹气增升技术的应用。对于有短距离起降的，高升力系数要求的飞机而言具有很大的利用价值。附图说明 [0011] 图1为一种目前采用上表面吹气襟翼技术的航空涡轮风扇发动机喷嘴部位剖面图； [0012] 图2为安装有本发明提供的航空涡轮风扇发动机双层“D”形喷嘴的航空涡轮风扇发动机喷嘴部位剖面图； [0013] 图3为本发明提供的航空涡轮风扇发动机双层“D”形喷嘴中中层隔板示意图； [0014] 图4为本发明提供的航空涡轮风扇发动机双层“D”形喷嘴中初始段外涵道隔断截面图； 具体实施方式[0015] 下面结合附图和具体实施例对本发明提供的航空涡轮风扇发动机双层“D”形喷嘴进行详细的说明。与已有技术相同的部件采用相同的附图标号。 [0016] 本发明提供的航空涡轮风扇发动机双层“D”形喷嘴适用于图1所示的采用上表面吹气襟翼技术的航空涡轮风扇发动机，即机翼前缘7处于尾喷气流整流锥4尾部的航空涡轮风扇发动机，没有外涵道或外涵道过小(涵道比小于5)的航空涡轮风扇发动机不适用。 [0017] 如图2—图4所示，本发明提供的航空涡轮风扇发动机双层“D”形喷嘴包括外部导流腔体9和气流分层隔板；其中外部导流腔体9为从前端至后端截面逐渐减小的管状结构，前端口固定在外机匣3的后端，后端口为D形喷口6且固定在机翼前缘7与机翼上表面连接处；气流分层隔板设置在外部导流腔体9的内部，由中间隔板8和初始段外涵道隔断10构成，其中中间隔板8为两侧向上弯曲的弧形板，前端固定在内涵道整流环5后端口下部，后部向上倾斜设置，后端固定在外部导流腔体9的D形喷口6下部，由此将外部导流腔体9的内部分成上、下两层气流通道，并且从前端至后端截面曲率和尺寸逐渐减小；初始段外涵道隔断10是从外部导流腔体9的前端底部沿内涵道整流环5的径向向上延伸而形成的扇面形板，以避免应力集中，并且涵道比越大初始段外涵道隔断10的长度越小。 [0018] 所述的中层隔板8的后端位置要低于尾喷气流整流锥4的顶点位置，以降低上层气流对所述双层“D”形喷嘴内壁面的应力。 [0019] 所述的中层隔板8采用与内涵道整流环5相同的钛合金材料，以形成一个整体。 [0020] 所述的下层气流通道后端呈收缩状，这样可以提升下层通道中冷气流的排气速度，从而改善冷却气膜质量。 [0021] 现将本发明提供的航空涡轮风扇发动机双层“D”形喷嘴的工作原理阐述如下：来自外涵道1中的冷气流经初始段外涵道隔断10后分成上下两部分，上部分气流进入双层“D”形喷嘴的上层气流通道，下部分气流进入双层“D”形喷嘴的下层气流通道；来自内涵道2的高温气流全部进入双层“D”形喷嘴的上层气流通道，流动过程中与冷气流混合，温度降低至大约100℃—150℃；下层冷气流通过其后端的收缩段加速后从D形喷口6下部贴机翼上表面喷出；上层气流经D形喷口6上部沿与机翼上表面平行方向喷出。 [0022] 以上叙述显示和描述了本发明的技术原理、主要特征和工作过程，本行业的技术人员应该了解。以上所述描述的只是本发明的原理，详细位置的设计尺寸会根据发动机参数等安装条件进行变化，在不脱离本发明精神和范围的前提下发明还会有各种变化和改进。 |
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