[发明专利]一种高隐身低尾阻轻质的非接触式飞发搭接结构

说明书

本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种高隐身低尾阻轻质的非接触式飞发搭接结构，通过在环状的飞机机尾罩(A)与环状的出口面积调节环(B)之间间隙设置非接触式隐身外罩(1)，并且形成遮挡的S形弯道，能够提升飞机的隐身能力，降低飞机的尾部阻力，有效降低设计重量，并提升飞发搭接结构的部件可靠性。

技术领域

本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种高隐身低尾阻轻质的非接触式飞发搭接结构。

背景技术

涡轮/涡扇加力式航空发动机的飞发搭接结构实现发动机尾部与飞机发动机舱装配配合，是参与飞发装配的重要部件。飞发搭接结构除参与装配配合外，由于外露于飞机机体之外，还具有整流、实现飞发一体化的作用，并对飞机后向隐身存在影响。

现有的飞发搭接技术方案主要以弹性片压紧的接触式方案为主。这种技术方案，在飞机搭接的位置，沿发动机机匣表面布置安装座，采用支撑环通过连杆装置布置于安装座上，支撑环表面再布置一组周向连续具有弹性的弹性片，在进行飞发装配时，这些弹性片通过弹性变形与飞机机尾罩接触压紧，压紧产生的力通过支撑环、连杆、安装座传递至发动机机匣上，完成飞发搭接。

目前现有的弹性片压紧的接触方案，(如图4)其缺点有：

1)结构方案复杂：需要在机匣布置安装座，并通过连杆、支撑环再固定弹性片，占用机匣表面空间较大，影响其他部件系统的设计，且整体重量较大；

2)装配及可靠性问题：与飞机配装时，弹性片需要压紧，装配需要克服弹性片形变力，装配存在困难；弹性片压紧与飞机接触，承受机动载荷、发动机振动和本身的预紧力等，易出现裂纹故障；

3)隐身存在问题：周向布置的弹性片，由于机动载荷、预紧力和热应力等因素可能出现永久变形，进而出现局部开缝，机舱内部暴露在雷达波探测范围中，不利于隐身，且由于构件存在运动关系、弹性片产生形变等因素，不利于隐身涂层的附着；

4)后体阻力存在问题：周向布置的弹性片，由于机动载荷、预紧力和热应力等因素可能出现永久变形，进而出现局部开缝，使机舱内气流泄露，扰乱飞机尾部流场，对后体阻力造成不良影响。

发明内容

为了解决上述问题，本申请提供了一种高隐身低尾阻轻质的非接触式飞发搭接结构，包括：

环状的飞机机尾罩，飞机机尾罩具有靠近喷管中心线的内侧面与背离喷管中心线的外侧面，飞机机尾罩的内侧面具有向喷管中心线凸起的凸台，凸台沿飞机机尾罩周向布置；飞机机尾罩的内侧面有气流由飞机机尾罩的前端掠过凸台到达飞机机尾罩的后端；

环状的出口面积调节环，出口面积调节环布置于飞机机尾罩的内侧并在轴向方向上位于凸台之后，环状的出口面积调节环与环状的飞机机尾罩具有径向方向的间隙；

还包括：非接触式隐身外罩，非接触式隐身外罩沿气流方向包括前端与后端，非接触式隐身外罩的后端固定安装在出口面积调节环靠近飞机机尾罩的表面上，非接触式隐身外罩的前端为悬臂结构，其包括：沿气流方向坡降的遮挡隐身修型，沿气流方向坡升的收敛加强段，以及连接遮挡隐身修型与收敛加强段的平底段，其中凸台与平底段位于同一轴向位置；遮挡隐身修型的最大直径大于飞机机尾罩的最小直径，非接触式隐身外罩的后端至少有一轴向位置处的直径大于飞机机尾罩的最小直径，同一轴向位置处非接触式隐身外罩的直径小于飞机机尾罩的直径。

优选的是，环状的飞机机尾罩的直径沿气流方向逐渐减小。

优选的是，非接触式隐身外罩的后端边缘具有隐身锯齿修型。

优选的是，隐身锯齿修型覆盖隐身涂层。

优选的是，非接触式隐身外罩的数量为多个，沿出口面积调节环周向首尾依次连接。