一种喉道背压调控下的喷管出口马赫数的控制装置

1.本发明属于航空发动机领域，尤其是应用于航空发动机排气系统的新型控制策略，具体是涉及一种喉道背压调控下的喷管出口马赫数的控制装置。


背景技术：

2.喉道控制技术是目前固定几何喷管流量调节控制的研究热点问题。飞行器在飞行过程中常常面临加力和巡航等飞行状态的切换。在切换过程中需要同时调整发动机转速以及喷管型面的机械控制系统进而达到模态的切换。但是切换流程的复杂增加了飞行控制调整时间，降低了飞行器的机动性。因此针对喉道处的流动控制方法逐渐引起关注，通过喉道控制方法可以对喷管流量进行控制达到改变喷管出口马赫数的目的。目前喉道控制技术大体分为机械式喉道控制技术和气动喉道控制技术两种。机械式喉道控制技术主要是通过作动筒以及柔性曲线对喷管喉道面积进行调整，该控制方法控制简单，但是存在机械结构重量大机械控制系统复杂等缺点，带来整套推进系统的增重。气动喉道技术主要是利用从不同角度进行次流注入实现扼流效果，最终改变喷管出口马赫数。该控制方法通过在喉道的处注入主动射流对喉道面积进行控制，减少了部分复杂的机械结构，具有型面固定，控制响应快等特点，但是额外的发动机高压引气带来了推进系统负担，系统的整体重量变大、控制能耗增多，增大推力损失。同时为了降低这些缺点带来的影响需要对的二次流喷射角度、压力、布置数量进行综合考虑。。针对机械式和气动式喉道控制技术目前存在缺点，本发明提出一种新型流动控制方法，仅仅通过改变被动二次流的引射量即可实现喷管出口马赫数的需求输出，该控制方法无需额外的高压气源，具有喉道型面固定，结构简单，控制能耗低以及响应快等显著优势，因此具有很强的研究和工程应用价值。


技术实现要素：

3.本发明基于主流喷管，在主流喷管出口处布置多段扩张型固壁和被动二次流引射气动约束。通过被动二次流的节流控制实现主流喉道处的背压调控，改变射流膨胀程度达到改变整个喷管出口马赫数的目的。
4.为实现上述发明目的，本发明采用如下技术方案：一种喉道处背压调控下的喷管出口马赫数的控制装置，发明以推力喷管为实施对象。该控制装置包含主流喷管、流动控制段和流动稳定段；所述主流喷管出口处上、下两侧布置多段扩张型固壁，在多段扩张型固壁上布置被动二次流控制缝作为气动约束，控制缝一端与静压腔相连通向当地环境，一端通向射流边界；所述的主流喷管是二元矩形喷管，所述流动控制段包括上、下一段扩张型固壁和上、下第一被动二次流气动约束，一段扩张型固壁与主流喷管出口处布置被动二次流控制缝；所述流动稳定段主要包括上、下二段扩张型固壁和上、下第二、三被动二次流气动约束。
5.作为优选的一种技术方案，所述主流喷管为收敛型喷管或收敛-扩张型喷管中的一种或多种。
6.作为优选的一种技术方案，所述扩张型固壁是多段倾斜直壁，每段倾斜直壁与喷管轴线形成不同的夹角。
7.作为优选的一种技术方案，第一段壁面倾斜角度为10
°‑
12
°
，第二段壁面倾斜角度为18
°‑
24
°
。
8.作为优选的一种技术方案，所述流动控制段的上、下侧第一被动二次流控制缝一端与主流喷管出口喉道处相连，另一端与第一段上、下侧扩张型固壁相连，用于控制喉道处主射流两侧背压,同时上、下侧第一被动二次流控制缝与主流方向形成一定夹角;流动稳定段中上、下侧第二、三被动二次流控制缝分别布置在多段上、下扩张型壁面上，与壁面角度相同。
9.作为优选的一种技术方案，所述流动控制段中上、下侧第一被动二次流静压腔一端分别连接上、下侧第一节流阀，一端分别连接上、下侧第一被动二次流控制缝，用于为射流两侧提供稳定的背压条件。
10.作为优选的一种技术方案，所述流动稳定段中上、下侧第二、三被动二次流静压腔一端分别连接上、下侧第二、三节流阀，一端分别连接下侧第二、三被动二次流控制缝，用于为下游射流提供稳定的环境背压，避免射流随机偏转。
11.作为优选的一种技术方案，所述主流喷管具有几何型面固定，无需主动次流的注入，仅通过控制被动二次流自引射量进行背压调节，等效改变喉道面积，用于实现射流膨胀程度的改变达到出口马赫数变化的目的。
12.作为优选的一种技术方案，所述节流阀一端连接静压腔，一端通向当地环境，同时节流阀具有节流、控制压力以及线性比例控制作用，用于实现为射流两侧提供稳定的低压环境。
13.作为优选的一种技术方案，在推进系统定压比状态下，通过节流阀全关状态实现最小马赫数控制；通过在节流阀完全开启状态下实现该构型下最大出口马赫数输出；通过在节流阀部分开启或者比例调节情况下实现变马赫数需求输出。
14.作为优选的一种技术方案，在喷管流向布置三组被动二次流控制缝，第一组控制缝为主要控制点，控制位置位于主流喷管与第一段扩张型固壁交界处，控制缝角度与主流之间夹角为60
°
；第二组和第三组控制缝为背压稳定控制点，控制位置分别位于双段扩张型固壁交界处以及第二段扩张型固壁末端，控制缝位于壁面上，同时与壁面平行。
15.作为一种优选技术方案，每个静压腔外侧连接具有节流作用的调节阀，该调节阀具有调整通道开闭度、流量、压力的作用。
16.在上述技术方案的基础上，作为优选的一种技术方案，所述调节阀采用比例阀、滑板阀、真空阀以及电磁阀中的一种或多种。
17.优选的，本发明主要是通过在多段扩张型固壁上控制第一组被动二次流通道压力，改变射流两侧背压达到调整射流膨胀程度的的效果，进而实现喷管出口处马赫数控制。
18.本发明的有益效果是：和常规喉道控制方法比较，在主流喷管出口处布置被动二次流引射通道和多段扩张型固壁，仅通过具有节流作用的调节阀，无需额外二次流发生装置及方法就可以控制射流两侧背压，从而改变整个喷管出口马赫数。该控制方法能够在定压比下改变一定范围内出口马赫数，同时无需额外的能量注入，能够显著减轻整套推进系统结构重量，精简控制机
构，提高响应速度。
附图说明
19.为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例所需要使用的附图作简单的介绍，显而易见的，下面描述中的实施例仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
20.图1是本发明一实施例提供的喷管正等轴测视图；图2是本发明一实施例提供的喷管正视图；图3是本发明一实施例提供的上、下侧第一节流阀完全关闭时的数值纹影图；图4是本发明一实施例提供的上、下侧第一节流阀完全关闭时的实验纹影图；图5是本发明一实施例提供的上、下侧第一节流阀部分开启时的数值纹影图；图6是本发明一实施例提供的上、下侧第一节流阀部分开启时的实验纹影图；图7是本发明一实施例提供的上、下侧第一节流阀完全开启时的数值纹影图；图8是本发明一实施例提供的上、下侧第一节流阀完全开启时的实验纹影图图9是本发明一实施例提供的不同节流阀状态下出口马赫数分布图；其中，1-主流喷管，21-流动控制段，22-流动稳定段，31-一段上扩张型固壁，32-二段上扩张型固壁，33-一段下扩张型固壁，34-二段下扩张型固壁，41-上侧第一被动二次流静压腔，42-上侧第二被动二次流静压腔，43-上侧第三被动二次流静压腔，44-下侧第一被动二次流静压腔；45-下侧第二被动二次流静压腔；46-下侧第三被动二次流静压腔；51-上侧第一被动二次流控制缝；52-上侧第二被动二次流控制缝；53-上侧第三被动二次流控制缝；54-下侧第一被动二次流控制缝；55-下侧第二被动二次流控制缝；56-下侧第三被动二次流控制缝；61-上侧第一节流阀；62-上侧第二节流阀；63-上侧第二节流阀；64-下侧第一节流阀；65-下侧第二节流阀；66-下侧第二节流阀。
实施方式
21.为使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合具体实施方式对本发明作进一步详细描述。
22.本发明实施例提供一种喉道背压调控下喷管出口马赫数控制方法和装置，参照图1-9。该装置及方法的实施对象为推力喷管，包括主流喷管1、流动控制段21和流动稳定段22。
23.在本实施例中，主流喷管1为矩形收敛型喷管，入口和出口皆为矩形，主要用于获取稳定的矩形射流流场。
24.在本实施例中，流动控制段21是该装置中主要控制位置，流动控制段21主要由一段上扩张型固壁31、一段下扩张型固壁33、上侧第一被动二次流静压腔41、下侧第一被动二次流静压腔44、上侧第一被动二次流控制缝51、下侧第一被动二次流控制缝54、上侧第一节流阀61和下侧第一节流阀64组成。
25.在本实施例中，流动稳定段22该装置中稳定射流部分，流动稳定段22主要由二段上扩张型固壁32、二段下扩张型固壁34、上侧第二被动二次流静压腔42、上侧第三被动二次
流静压腔43、下侧第二被动二次流静压腔45、下侧第三被动二次流静压腔46、上侧第二被动二次流控制缝52、上侧第三被动二次流控制缝53、下侧第二被动二次流控制缝55、下侧第三被动二次流控制缝56组成。
26.在本实施例中，主流喷管1出口为整个喷管喉道处，在喉道处上、下分别布置上侧第一被动二次流静压腔41和下侧第一被动二次流腔44。上侧第一被动二次流静压腔41一端连接上侧第一被动二次流控制缝51，一端连接上侧第一节流阀61，下侧第一被动二次流静压腔44一端连接下侧第一被动二次流控制缝54，一端连接下侧第一节流阀64。上侧第一被动二次流控制缝51连接一段上扩张型固壁31，下侧第一被动二次流控制缝54连接一段下扩张型固壁33。
27.在本实施例中，流动稳定段22中上侧第二被动二次流控制缝52连接上侧第二被动二次流静压腔42，同时上侧第二被动二次流静压腔42连接上侧第二节流阀62。下侧第二被动二次流控制缝55连接下侧第二被动二次流静压腔45，同时下侧第二被动二次流静压腔45连接下侧第二节流阀65。随着射流向下游发展，上侧第二被动二次流控制缝52另一端连接二段上扩张型固壁32，下侧第二被动二次流控制缝55另一端连接二段下扩张型固壁34。上侧第三被动二次流控制缝53连接上侧第三被动二次流静压腔43，同时上侧第三被动二次流静压腔43连接上侧第三节流阀63。下侧第三被动二次流控制缝56连接下侧第三被动二次流静压腔46，同时下侧第三被动二次流静压腔46连接下侧第二节流阀66。
28.本实施例中喷管工作原理为：在非加速状态下即出口马赫数要求不高时，上侧第一节流阀61和下侧第一节流阀64处于关闭状态，同时为了维持下游射流稳定性，上侧第二节流阀62、第三节流阀63和下侧第二节流阀65、第三节流阀66完全开启，通向当地环境。射流从主流喷管1喷出，在喉道处由于射流引射作用对上、下侧静压腔气体进行引射。但是由于上侧第一节流阀61和下侧第一节流阀64处于关闭状态，所以气体不能得到及时补充，射流在喉道处两侧背压逐渐降低，射流膨胀到一段上、下扩张型固壁，同时在下游形成激波结构，波后压力升高，马赫数降低。与此同时由于上、下二段和上、下三段节流阀处于开启状态，射流保持稳定，没有发生随机附壁偏转现象。
29.在加速状态下即出口马赫数需要增加时，上侧第一节流阀61和下侧第一节流阀64处于开启状态，同时为了维持下游射流稳定性，上侧第二节流阀62、第三节流阀63和下侧第二节流阀65、第三节流阀66完全开启，通向当地环境大气。射流从主流喷管1喷出，在喉道处由于射流引射作用对上、下侧静压腔气体进行引射。由于上侧第一节流阀61和下侧第一节流阀64处于关开启状态，所以气体可以得到及时补充即射流两侧背压可以受到上、下节流阀的调控，射流无法膨胀到一段上、下扩张型固壁，同时在下游没有形成强度大的波系结构，没有造成上述压升。与此同时由于上、下二段和上、下三段节流阀处于开启状态，射流保持稳定，没有发生随机附壁偏转现象。
30.本实施例具体包括以下几种工作方式：1.上、下侧第一节流阀完全关闭状态参照图3和图4，当上、下侧第一节流阀61、64处于完全关闭状态时，落压比为3的主射流从主流喷管1喷出。射流对上、下侧第一静压腔41、44内气体进行引射，但由于节流阀处于完全关闭状态，气体无法补充，导致喉道处射流两侧背压逐渐降低，射流边界膨胀到一段
上、下侧扩张型壁面31、33。从图3中可以看到射流与固壁边界相互作用产生激波结构，激波导致波后压力升高，马赫数降低。下游上、下侧第二、三节流阀62、63、65、66处于完全开启状态，主要保持射流出口处流场稳定，保证射流不发生随机偏转。此时结合图9喷管出口马赫数可以看到此时射流核心区马赫数在ma0.9-ma0.95。该状态主要用于飞行器所需马赫数不高的情况下。
31.2.上、下侧第一节流阀部分开启状态参照图5和图6，当上、下侧第一节流阀61、64处于部分开启状态时，即此时上、下侧第一静压腔41、44部分通向当地环境。射流对上、下侧第一静压腔41、44内气体进行引射，同时静压腔内的压力受到上、下侧第一节流阀61、64调节，相比上述上、下侧第一节流阀61、64完全关闭状态来说，气体可以得到部分补充，从图4可以看到射流边界虽然膨胀但是没有膨胀到一段上、下侧扩张型壁面31、33。射流没有与固壁边界相互作用产生激波结构，这也导致压升不足以降低马赫数。同时下游上、下侧第二、三节流阀62、63、65、66依然处于完全开启状态，主要保持射流出口处流场稳定，保证射流不发生随机偏转。此时结合图9喷管出口马赫数可以看到此时射流核心区马赫数恢复ma1.2-ma1.3。该状态主要用于飞行器所需中等马赫数的情况下，同时说明可以通过控制上、下侧第一节流阀61、64开闭程度对出口马赫数进行需求控制。
32.3.上、下侧第一节流阀完全开启状态参照图7和图8，当上、下侧第一节流阀61、64处于部分开启状态时，即此时上、下侧第一静压腔41、44完全通向当地环境。射流对上、下侧第一静压腔41、44内气体进行引射，等同于射流从下游上、下侧第二、三静压腔42、43、45、46引射气体。此时气体可以得到充分补充。射流没有与固壁边界相互作用产生激波结构，喷管出口马赫数实现该压比状态下、该构型作用下最大马赫数。下游上、下侧第二、三节流阀62、63、65、66处于完全开启状态，主要保持射流出口处流场稳定，保证射流不发生随机偏转。此时结合图9喷管出口马赫数可以看到此时射流核心区马赫数在ma1.4。可以看到该状态下出口马赫数均匀，这是由于没有复杂的波系结构，射流在核心区很大范围内维持稳定高马赫数。该状态是该构型、该控制手段下能实现的最大出口马赫数。
33.本发明的有益效果：1、该喉道背压调控下的喷管出口马赫数控制方法和装置，可以在无需活动喉道控制机械部件以及喷管出口面积控制装置及方法情况下，在指定压比条件下，通过简单节流阀等装置及方法即可实现喉道处射流两侧背压的调控，最终达到一定范围内出口马赫数的控制的目标。
34.2、在控制节流阀的闭合程度，按照飞行工况实现出口马赫数需求输出，可以为推进系统工况提供多种可选方案。
35.以上所述，仅为本发明的具体实施措施，但本发明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发明揭露的技术范围，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种喉道背压调控下喷管出口马赫数的控制装置，其特征在于：包含主流喷管、流动控制段和流动稳定段；所述主流喷管出口处上、下两侧布置多段扩张型固壁，在多段扩张型固壁上布置被动二次流控制缝作为气动约束，控制缝一端与静压腔相连通向当地环境，一端通向射流边界；所述的主流喷管是二元矩形喷管，所述流动控制段包括上、下一段扩张型固壁和上、下第一被动二次流气动约束，一段扩张型固壁与主流喷管出口处布置被动二次流控制缝；所述流动稳定段主要包括上、下二段扩张型固壁和上、下第二、三被动二次流气动约束。2.根据权利要求1所述的控制装置，其特征在于：所述主流喷管为收敛型喷管或收敛-扩张型喷管中的一种或多种。3.根据权利要求1所述的控制装置，其特征在于，所述扩张型固壁是多段倾斜直壁，每段倾斜直壁与喷管轴线形成不同的夹角。4.根据权利要3所述的控制装置，其特征在于：第一段壁面倾斜角度为10
°‑
12
°
，第二段壁面倾斜角度为18
°‑
24
°
。5.根据权利要求1所述的控制装置，其特征在于，所述流动控制段的上、下侧第一被动二次流控制缝一端与主流喷管出口喉道处相连，另一端与第一段上、下侧扩张型固壁相连，用于控制喉道处主射流两侧背压,同时上、下侧第一被动二次流控制缝与主流方向形成一定夹角;流动稳定段中上、下侧第二、三被动二次流控制缝分别布置在多段上、下扩张型壁面上，与壁面角度相同。6.根据权利要求5所述的控制装置，其特征在于，所述流动控制段中上、下侧第一被动二次流静压腔一端分别连接上、下侧第一节流阀，一端分别连接上、下侧第一被动二次流控制缝，用于为射流两侧提供稳定的背压条件。7.根据权利要求1或6所述的控制装置，其特征在于，所述流动稳定段中上、下侧第二、三被动二次流静压腔一端分别连接上、下侧第二、三节流阀，一端分别连接下侧第二、三被动二次流控制缝，用于为下游射流提供稳定的环境背压，避免射流随机偏转。8.根据权利要求1所述的控制装置，其特征在于，所述主流喷管具有喉道几何型面固定、无需主动次流的注入以及无多余作动控制部件，仅通过控制被动二次流自引射量进行背压调节，等效改变喉道面积，用于实现射流膨胀程度的改变达到出口马赫数变化的目的。9.根据权利要求1所述的控制装置，其特征在于，所述节流阀一端连接静压腔，一端通向当地环境，同时节流阀具有节流、控制压力以及线性比例控制作用，用于实现为射流两侧提供稳定的低压环境。10.根据权利要求1所述的控制装置，其特征在于，在推进系统定压比状态下，通过节流阀全关状态实现最小马赫数控制；通过在节流阀完全开启状态下实现该构型下最大出口马赫数输出；通过在节流阀部分开启或者比例调节情况下实现变马赫数需求输出。

技术总结
本发明公开了一种喉道背压调控下的喷管出口马赫数的控制装置，属于航空发动机排气系统控制领域，能够通过喷管喉道处背压的调控实现出口马赫数控制，达到飞行器推进系统的多模态切换。本发明包括主流喷管、流动控制段和流动稳定段。主流喷管为二元矩形喷管，可以为该控制装置和方法提供所需主射流以及喉道控制点。通过流动控制段、流动稳定段中双侧扩张型固壁和被动二次流气动约束对射流进行控制实现出口马赫数的改变。本发明无需复杂的机械液压活动部件以及高压气源等主动辅助装置，具有喷管部件型面固定、射流控制响应快等显著优势，仅通过扩张型固壁和被动二次流气动约束共同作用即可实现定压比状态下多种出口马赫数的需求输出。的需求输出。的需求输出。


技术研发人员：顾蕴松 周宇航 史楠星 邓帅 冯潮 王怡 黄紫
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：2023.03.21
技术公布日：2023/6/14