[发明专利]基于双拨片型滑块原理的TBCC尾喷管调节机构设计方法

说明书

基于双拨片型滑块原理的TBCC尾喷管调节机构设计方法，涉及TBCC尾喷管技术领域。包括：1)圆转方的尾喷管整体构型；2)设计双拨片型滑块，在转动时保证气流性能；3)在双拨片型滑块外端铰接转动轴，在门体打开过程中实现连续调节、随时启停；4)双拨片型滑块上下边缘形状设计与尾喷管方型区域上下壁面轮廓紧密贴合，闭合时保证通风口的密闭特性。尾喷管调节机构采用平动加转动的方式，尾喷管两侧各安装有一推杆，转动杆及拨片型滑块，电机驱动两侧连杆平动，连杆带动转动杆转动，使一端固定的拨片型滑块转动，实现尾喷管的开合。满足对收敛型尾喷管喉道面积的改变，可随时启停、连续调节，满足推力要求，完全关闭时满足气密性条件。

技术领域

本发明涉及TBCC尾喷管技术领域，特别是涉及基于双拨片型滑块原理的TBCC尾喷管调节机构设计方法。

背景技术

实现高超声速飞行是提升我国综合国力的重要科技手段，但是仅仅靠单一的吸气式发动机难以实现高超声速飞行。所以为满足高超声速飞行，组合式发动机应运而生。

组合式发动机包含RBCC(火箭基组合循环)发动机和TBCC(Turbine-Based-Combined-Cycle，涡轮基组合循环)发动机两大类。其中TBCC发动机是将涡轮发动机(包括涡喷、涡扇发动机)和冲压发动机(包括亚燃、超燃和双模态燃烧冲压发动机)的两种技术相结合后研制的,其整合了涡轮发动机和冲压发动机在各自适用飞行范围内的优势，使其具有可常规起降、重复使用、可靠性高、低速性能好、技术风险小等优点，具有很好的工程应用前景。

尾喷管是发动机的重要组成部分，也是发动机的重要动力来源。随着高超声速飞行器马赫数的变化，尾喷管需调节自身的喉道面积和出口截面积，使出口截面处的空气完全膨胀，达到最有效的推力效果，展现发动机最优异的性能。且尾喷管开关需匹配进气道开关，在各种工况下关闭相应的发动机通道，实现飞行状态的改变。

组合式发动机的发明所带来的其中之一问题为如何匹配每个发动机的运行方式，在各个工况下实现发动机的开关与闭合，实现各个发动机的模态转换。以TBCC发动机为例，为了实现尾喷管的模态转换问题，在节省推力的系统要求下，实现尾喷管对气流的最好调节性能，需要设计相应的尾喷管调节机构实现涡轮通道的开关与闭合。只靠转动单隔板的方式实现尾喷管的模态转换存在漏气问题，且直拐角处存在气流边界层分离，加剧了流量损失，在转换过程中分流板会承受高温和过度空气载荷问题。因此，有必要对尾喷管调节机构提出新的设计方法，以改变气流性能，提高飞行效率。

发明内容

本发明的主要目的在于克服现有技术中的上述缺陷，提供达到改变气流性能，实现变几何调节效果的一种基于双拨片型滑块原理的TBCC尾喷管调节机构设计方法。

本发明包括以下步骤：

1)圆转方的尾喷管整体构型；

2)设计双拨片型滑块，在转动时保证气流性能；

3)在双拨片型滑块外端铰接转动轴，在门体打开过程中实现连续调节、随时启停；

4)双拨片型滑块上下边缘形状设计与尾喷管方型区域上下壁面轮廓紧密贴合，闭合时保证通风口的密闭特性。

在步骤1)中，所述圆转方的尾喷管整体构型采用等截面积轴对称设计方法，将圆型尾喷管向内延伸转化为方型结构，使尾喷管在各个部分都具有相同的喉道面积，确保尾喷管性能前后差异不大。

在步骤2)中，所述设计双拨片型滑块，是设计两个一侧为扇形结构，另一侧为弧形连接的拨片型滑块结构，以保证滑块的最大横向长度不变，由于拨片型滑块带有一定弧度，避免边界层分离，有利于保证气流性能,且拨片型滑块采用空心结构，减轻滑块重量，减少机身负担。

在步骤3)中，所述在门体打开过程中实现连续调节、随时启停，是通过电机驱动连杆平移带动转动轴和双拨片型滑块的转动，以达到连续调节、随时启停的目的，收敛型尾喷管在每个工况下都可以达到相应的收敛面积与之对应。