专利摘要

专利摘要

一种基于多边膨胀喷管的四通道组合发动机共用尾喷管，涉及尾喷管。所述组合发动机包括两台涡轮发动机、一台超燃冲压发动机、一台火箭/亚燃冲压发动机，超燃冲压发动机的尾喷管采用三维多边膨胀尾喷管设计，涡轮发动机、火箭/亚燃冲压发动机的尾喷管采用收扩喷管，尾喷管采用并联式布局，火箭/亚燃冲压发动机的尾喷管位于最上方，涡轮发动机的尾喷管位于组合发动机的两侧，超燃冲压发动机的尾喷管位于组合发动机的下方。三维多边膨胀尾喷管与单边膨胀尾喷管相比，气体膨胀效率更高，故尾喷管长度可更短。共用尾喷管充分利用超燃冲压发动机尾喷管进行膨胀。结构布局更紧凑，适合与高超声速飞行器进行一体化设计。

权利要求

1.一种基于多边膨胀喷管的四通道组合发动机共用尾喷管，其特征在于所述组合发动机包括两台涡轮发动机、一台超燃冲压发动机、一台火箭/亚燃冲压发动机，两台涡轮发动机左右分布，超燃冲压发动机布置在下方，火箭/亚燃冲压发动机在同一通道布置在上方；超燃冲压发动机的尾喷管采用三维多边膨胀尾喷管设计，涡轮发动机、火箭/亚燃冲压发动机的尾喷管采用收扩喷管，尾喷管采用并联式布局，火箭/亚燃冲压发动机的尾喷管位于最上方，涡轮发动机的尾喷管位于组合发动机的两侧，超燃冲压发动机的尾喷管位于组合发动机的下方。

2.如权利要求1所述一种基于多边膨胀喷管的四通道组合发动机共用尾喷管，其特征在于所述三维多边膨胀尾喷管的侧壁采用平面，与上壁面的单边膨胀和下壁面的多边膨胀喷管共同围成多边膨胀超燃冲压发动机尾喷管。

3.如权利要求1所述一种基于多边膨胀喷管的四通道组合发动机共用尾喷管，其特征在于所述火箭/亚燃冲压发动机的尾喷管首先采用圆转方设计，包含圆转方过渡段、方形段、调节板，调节板、侧壁以及三维多边膨胀喷管型面共同围成火箭/亚燃冲压发动机喷管，调节板末端、侧壁、多边膨胀喷管型面共同围成该火箭/亚燃冲压发动机的尾喷管的喉道，调节板旋转用于调节喉道面积。

4.如权利要求1所述一种基于多边膨胀喷管的四通道组合发动机共用尾喷管，其特征在于所述涡轮发动机的尾喷管包括圆转方过渡段、方形段、调节板，调节板末端、侧壁、多边膨胀喷管侧壁共同围成该涡轮发动机的尾喷管的喉道，调节板旋转用于调节喉道面积。

5.如权利要求1所述一种基于多边膨胀喷管的四通道组合发动机共用尾喷管，其特征在于所述涡轮发动机、火箭/亚燃冲压发动机通道的调节板绕转轴旋转即实现喉道面积的调节和通道的闭合，调节板关闭时，调节板均为多边膨胀尾喷管的一部分。

说明书

技术领域

本实用新型涉及尾喷管，尤其是涉及一种基于多边膨胀喷管的四通道组合发动机共用尾喷管。

背景技术

进入21世纪以来，为了实现2小时全球快速打击以及全球范围的快速运输，世界各国提出了多种类型的组合发动机来实现全速域的高超声速飞行。从国内外研究来看，涡轮基组合循环发动机(TBCC)和火箭基组合循环发动机(RBCC)是主要的组合动力方案。其中涡轮基组合循环发动机由于具有宽广的飞行包线，良好的比冲性能，更适合大气层内高超声速飞行器对动力的需求。TBCC发动机采用涡轮发动机和冲压发动机的组合。然而由于航空涡轮发动机一般工作范围在Ma0-Ma2.5左右，而冲压发动机一般工作在Ma3以上，这就导致中间有一个速度范围涡轮发动机和冲压发动机都无法提供足够的推力，导致涡轮基组合发动机存在“推力鸿沟”的问题。由于火箭发动机可以在不同马赫数范围下工作，若采用火箭发动机产生推力作为衔接，可以很好地解决“推力鸿沟”问题，这就产生了涡轮、火箭、冲压发动机三种组合的新型发动机。作为该组合动力系统的重要组成部分，设计满足三种动力工作需求的尾喷管方案至关重要。

发明内容

本实用新型的目的旨在设计满足涡轮、火箭、冲压组合动力系统的尾喷管，提供一种基于多边膨胀喷管的四通道组合发动机共用尾喷管。

本实用新型所述组合发动机包括两台涡轮发动机、一台超燃冲压发动机、一台火箭/亚燃冲压发动机，两台涡轮发动机左右分布，超燃冲压发动机布置在下方，火箭/亚燃冲压发动机在同一通道布置在上方；超燃冲压发动机的尾喷管采用三维多边膨胀尾喷管设计，涡轮发动机、火箭/亚燃冲压发动机的尾喷管采用收扩喷管，尾喷管采用并联式布局，火箭/亚燃冲压发动机的尾喷管位于最上方，涡轮发动机的尾喷管位于组合发动机的两侧，超燃冲压发动机的尾喷管位于组合发动机的下方。

所述三维多边膨胀尾喷管设计是根据喷管进口条件，利用特征线法设计最大推力或者最短长度喷管，然后进行黏性修正，得到喷管型线。利用流线追踪技术，得到三维多边膨胀喷管型面。在进口直径的四分之三处截掉喷管的上半部分。然后利用二维最大推力/最短喷管程序生成超燃冲压通道上部分的型线，将该型线沿y轴平移，单边膨胀的喷管型面，喷管侧壁采用平面，与上壁面的单边膨胀和下壁面的多边膨胀喷管共同围成多边膨胀超燃冲压发动机尾喷管。

火箭/亚燃冲压发动机的通道首先采用圆转方设计，包含圆转方过渡段，方形段，调节板等，调节板、侧壁以及三维多边膨胀喷管型面共同围成火箭/亚燃冲压发动机喷管，调节板末端、侧壁、多边膨胀喷管型面共同围成该通道喷管的喉道。调节板旋转可以调节喉道面积。

涡轮发动机的通道包括圆转方过渡段、方形段、调节板，调节板末端、侧壁、多边膨胀喷管侧壁共同围成该通道喷管的喉道，调节板旋转可以调节喉道面积。

涡轮发动机、火箭/亚燃冲压发动机通道的调节板绕转轴旋转可实现喉道面积的调节和通道的闭合，调节板关闭时，调节板均为多边膨胀尾喷管的一部分。

在发动机工作过程中，通过转动调节板来改变喉道大小，从而使得涡轮发动机、火箭/亚燃冲压发动机都有比较好的推力性能。由于涡轮发动机、火箭/亚燃冲压发动机喷管进口常常是圆形，为了便于喉道调节机构设计，涡轮发动机、火箭/亚燃冲压发动机的尾喷管采用圆转方设计，在喉道位置是方形。

与现有技术相比，本实用新型具有以下优点：

本实用新型提出基于三维多边膨胀喷管四通道组合发动机共用尾喷管方案，由于超燃冲压发动机尾喷管采用三维多边膨胀尾喷管，与单边膨胀尾喷管相比，气体膨胀效率更高，故尾喷管长度可以更短。涡轮、火箭/亚燃冲压发动机的尾喷管与超燃冲压发动机的尾喷管共用，充分利用超燃冲压发动机尾喷管进行膨胀。该结构布局更加紧凑，非常适合与高超声速飞行器进行一体化设计。

附图说明

图1为本实用新型实施例的主视结构示意图。

图2为本实用新型实施例的俯视结构示意图。

图3为本实用新型实施例的左视结构示意图。

图4为火箭/亚燃冲压发动机通道喷管结构示意图。

图5为涡轮发动机通道喷管结构示意图。

图6为超燃冲压发动机膨胀面结构示意图。

图7为三维多边膨胀超燃冲压发动机尾喷管的轴侧示意图。

图8为三维多边膨胀超燃冲压发动机尾喷管的右视示意图。

具体实施方式

以下实施例将结合附图对本实用新型作进一步的说明。

本实用新型实施例针对的组合动力系统包含涡轮发动机、火箭发动机、冲压发动机三种动力形式，其中涡轮发动机有两台分别布置在组合发动机的左右两侧，超燃冲压发动机一台布置在组合发动机的下方，火箭发动机和亚燃冲压发动机布置在同一通道，位于组合发动机的上方。如图1～8，本实用新型喷管部件包括三维多边膨胀超燃冲压发动机喷管1、火箭/亚燃冲压发动机方形通道2、火箭/亚燃冲压发动机圆转方过渡段3、涡轮发动机圆转方过渡段4、超燃冲压发动机膨胀面5、涡轮发动机方形通道6、火箭/亚燃冲压发动机调节板转轴7、火箭/亚燃冲压发动机喉道调节板8、涡轮发动机调节板转轴9和涡轮发动机喉道调节板10；

火箭/亚燃冲压发动机通道由方形通道2、圆转方过渡段3组成，火箭/亚燃冲压发动机通道位于组合发动机喷管的最上部，与三维多边膨胀超燃冲压发动机喷管1的上壁面1/2处相接；火箭/亚燃冲压发动机喉道调节板8通过火箭发动机通道的火箭/亚燃冲压发动机调节板转轴7与火箭发动机通道、三维多边膨胀超燃冲压发动机喷管1的上壁面1/2处相连；

涡轮发动机通道由涡轮发动机圆转方过渡段4、涡轮发动机方形通道6组成，涡轮发动机通道位于组合发动机尾喷管两侧，与三维多边膨胀超燃冲压发动机喷管1的侧壁面2/3处相接；涡轮发动机喉道调节板10通过涡轮发动机通道的涡轮发动机调节板转轴9与涡轮发动机通道、三维多边膨胀超燃冲压发动机喷管1的侧壁面2/3处相连；

超燃冲压发动机膨胀面5位于尾喷管最下部并与喷管侧壁平面、上壁面的单边膨胀共同围成三维多边膨胀超燃冲压发动机喷管1。

以下给出本实用新型的工作原理：

超燃冲压发动机喷管采用多边膨胀喷管，根据喷管进口条件，利用特征线法设计最大推力或者最短长度喷管，然后进行黏性修正，得到喷管型线。利用流线追踪技术，得到三维多边膨胀喷管型面。在进口直径的四分之三处截掉喷管的上半部分，如图6所示。然后利用二维最大推力/最短喷管程序生成超燃冲压通道上部分的型线，将该型线沿y轴平移，单边膨胀的喷管型面，喷管侧壁采用平面，与上壁面的单边膨胀和下壁面的多边膨胀喷管共同围成多边膨胀超燃冲压发动机尾喷管，如图7所示。

火箭/亚燃冲压发动机通道首先采用圆转方等截面过渡，在方形截面有一块调节板，调节板、侧壁以及三维多边膨胀喷管型面共同围成火箭/亚燃冲压发动机喷管。调节板末端、侧壁、多边膨胀喷管型面共同围成该通道喷管的喉道。转动调节板可以改变喉道面积，设置可以关闭该通道，如图4所示。

涡轮发动机通道也采用圆转方等截面过渡，在方形截面有一块调节板，调节板、侧壁以及三维多边膨胀喷管侧壁共同围成涡轮发动机喷管。调节板末端、侧壁、多边膨胀喷管侧壁共同围成该通道喷管的喉道。转动调节板可以改变喉道面积，如图5所示。

在共用尾喷管上安装调节机构，涡轮发动机、火箭/亚燃冲压发动机调节板绕转轴旋转可以调节喉道面积和关闭通道。调节板关闭时，调节板均变为三维多边膨胀超燃冲压发动机膨胀面的一部分。

一种基于多边膨胀喷管的四通道组合发动机共用尾喷管专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。