[发明专利]用于航空发动机的单涵道引射装置

说明书

一种用于航空发动机的单涵道引射装置，6个稳流支板均布并固定在引射器中段内，并使各稳流支板的气流入口端与引射器中段上的环形高压气源驻室连通。在各稳流支板的一个表面上分别安装有三个可变马赫数喷嘴，并且各可变马赫数喷嘴的出口均朝向所述引射器后段。本发明本发明将引射器进气道设计为亚声速进气道，光滑壁面增加了进口气流贴壁性，抑制了进气壁面边界层分离，提高进气流场品质；采用椭圆形头部的稳流支板减少了因稳流支板造成的扰动涡流，喷嘴在支板后低压区进行喷射，减小了引射器工作时的噪声；采用中心对称多点分布式引射，大幅度提高了高能引射流与低能被引射流之间的引射面积，提高了引射效率。

技术领域

本发明涉及航空发动机试验技术领域，具体是一种用于航空发动机的可变工况多喷嘴分布式单涵道引射装置。

背景技术

随着组合动力超声速自由进气、矢量推力发动机排气、大涵道比发动机大量流流动等新概念、新布局、新技术在航空发动机整机试验中的大量应用，试验包线不断拓宽，试验成本不断提高，试验的技术风险越来越大。因此必须发展低成本、低风险和高效率的模型试验模拟技术。对发动机动力装置的模拟，引射器是其中的核心部件。不同压力的两股气流在引射器中相互混合并发生能量交换，以形成一股混合压力的流体。

引射器能够以较低的试验成本和较高的效率获得发动机动力装置的进排气效应，但传统的引射器高能流体与低能流体的物质交换区域不大，引射效率较低；通常主次流体的混合段较长，且由于所使用的喷嘴为固定的喷嘴而不能变工况工作。在公开号为CN111911465A的发明创造中公开了一种二元喷管引射器装置，通过多个高压中空引射通道进行引射，但该装置不能更改引射出口面积，不能更改混合气流的气动参数。在公告号为CN110411704B的发明创造中公开了一种低速风洞飞行器进行排气模拟试验的引射器模块，通过多个短小的分布喷嘴进行引射，但该装置的混合排气速度较低，并且没有混合段，高能流体的引射效率较低。

发明内容

为克服现有技术中存在的航空用引射器不可变工况工作的缺点，本发明提出了一种用于航空发动机的单涵道引射装置。

本发明包括高压进气管道、引射器、稳流支板和可变马赫数喷嘴。所述引射器分为引射器前段、引射器中段和引射器后段。所述稳流支板有6个，均布在引射器中段的内表面，并使各所述稳流支板的气流入口端分别固定在该引射器中段壳体的内表面，并与该引射器中段上的环形高压气源驻室连通。在各所述稳流支板的一个表面上沿各稳流支板的长度方向分别安装有三个可变马赫数喷嘴，并根据各可变马赫数喷嘴在该稳流支板上的位置，自所述引射器中段内表面至该引射器中段中心处形成了三排环形的可变马赫数喷嘴，依次为第一排可变马赫数喷嘴、第二排可变马赫数喷嘴和第三排可变马赫数喷嘴。各所述可变马赫数喷嘴的出口均朝向所述引射器后段。

所述引射器中段为环形。该引射器中段的壳体为夹层结构，由该夹层在引射器中段内形成了环形的高压气源驻室。在所述夹层的内壁版上均布有6个形状与所述稳流支板的进气口相同的气孔，各气孔分别与稳流支板的进气口端连通，从而将高压气源驻室内的高压气体通过所述各排可变马赫数喷嘴喷出。

所述引射器前段的入口为亚音速进气道，采用超椭圆曲线唇形，其表达式为

(x/a)ⁿ+(y/b)ⁿ＝1 (1)

公式中：x为曲线散点横坐标；y为曲线散点纵坐标；a为椭圆长轴的长度，a＝5mm；b为椭圆短轴长度，取b＝3.6mm；n为超椭圆曲线指数，取n＝2，以有效减小进气损失。以引射器头部为原点，每隔0.2mm取横坐标x的值，得到对应的纵坐标y的正值和负值；通过点集得到对称于纵坐标y曲线。

所述引射器后段的一端与所述引射器中段连接，另一端为引射器混合出口。所述引射器后段的轴向长度为370mm，内圆周表面为锥面，该锥面的锥度为2°。