专利摘要

一种单边膨胀四通道组合发动机共用尾喷管，涉及发动机尾喷管。设有火箭发动机通道、涡轮发动机通道、亚燃冲压发动机通道、火箭发动机通道的喉道调节板、火箭发动机通道的喉道调节板转轴、涡轮发动机通道的喉道调节板、涡轮发动机通道的喉道调节板转轴、亚燃冲压发动机 通道的喉道调节转轴和单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管。采用更具优势的并联式布局和二维膨胀喷管，将飞行器的下表面作为喷管上壁面的一部分，并且采用并联式TBCC发动机共用尾喷管的布局方案使排气系统更加紧凑。降低了飞行器与发动机一体化设计的难度，并且在飞行器与发动机一体化设计的力矩配平中有很大的优势。

权利要求

1.一种单边膨胀四通道组合发动机共用尾喷管，其特征在于设有火箭发动机通道、涡轮发动机通道、亚燃冲压发动机通道、火箭发动机通道的喉道调节板、火箭发动机通道的喉道调节板转轴、涡轮发动机通道的喉道调节板、涡轮发动机通道的喉道调节板转轴、亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴和单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管；所述亚燃冲压发动机通道位于尾喷管最下部并与单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管相连，所述涡轮发动机通道位于尾喷管中部，火箭发动机通道位于尾喷管最上部，所述火箭发动机通道和涡轮发动机通道均与单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管的上壁面相接；所述火箭发动机通道的喉道调节板通过火箭发动机通道的喉道调节板转轴与火箭发动机通道、涡轮发动机通道和亚燃冲压发动机通道相连；涡轮发动机通道的喉道调节板通过涡轮发动机通道的喉道调节板转轴与涡轮发动机通道、亚燃冲压发动机通道和亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴相连；亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴位于亚燃冲压发动机通道的尾端下部并与单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管的下壁面相连。

说明书

技术领域

本实用新型涉及发动机尾喷管，尤其是涉及采用并联式TBCC(Turbine BasedCombined Cycle)的一种单边膨胀四通道组合发动机共用尾喷管。

背景技术

高超声速飞行器是21世纪重点发展的高科技项目。超音速冲压发动机被认为是继螺旋桨和喷气推进之后的“第三次动力革命”，由于其结构简单，无需携带氧化剂等优点，被视为高超声速飞行器的最佳动力选择。然而冲压发动机仅能在高马赫数下才能启动正常工作，为了使高超声速飞行器具有自主水平起降和高马赫数巡航的能力，学者们提出了涡轮基组合循环动力(Turbine Based Combined Cycle，TBCC)的设计理念([1]李超，并联式TBCC排气系统的气动设计、性能研究及初步优化[D]，南京航空航天大学，2009)：将涡轮发动机、火箭发动机、亚燃冲压发动机等三种发动机相结合的组合循环动力系统。飞行器在低马赫数飞行时，由涡轮发动机提供动力，在高马赫数飞行时由冲压发动机提供动力。然而当飞行马赫数大于2.5时，由于涡轮燃气温度受限，涡轮发动机的推力会急剧下降，而此时冲压发动机不能及时提供推力，存在“推力鸿沟”的问题，需要借助火箭发动机提供推力来满足过渡段的推力需求。根据各发动机的布局布置，涡轮基组合动力又可分为并联式和串联式。

对于并联式TBCC组合发动机，若采用各通道分开排气的方式，则存在排气系统占据较大空间大的问题，给高超飞行器的一体化设计带来巨大挑战。因此，并联式TBCC发动机组合尾喷管设计是一个重点研究解决的问题。

发明内容

本实用新型的目的旨在提供将基于短喷管理论得到的单边膨胀非对称超燃冲压发动机尾喷管与涡轮发动机尾喷管和火箭发动机尾喷管相结合，并结合气体动力学相关理论，解决多通道喷管推力不对称问题，减小TBCC组合发动机的阻力，并且满足TBCC发动机不同工作状态推力需求的一种单边膨胀四通道组合发动机共用尾喷管。

本实用新型设有火箭发动机通道、涡轮发动机通道、亚燃冲压发动机通道、火箭发动机通道的喉道调节板、火箭发动机通道的喉道调节板转轴、涡轮发动机通道的喉道调节板、涡轮发动机通道的喉道调节板转轴、亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴和单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管；所述亚燃冲压发动机通道位于尾喷管最下部并与单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管相连，所述涡轮发动机通道位于尾喷管中部，火箭发动机通道位于尾喷管最上部，所述火箭发动机通道和涡轮发动机通道均与单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管的上壁面相接；所述火箭发动机通道的喉道调节板通过火箭发动机通道的喉道调节板转轴与火箭发动机通道、涡轮发动机通道和亚燃冲压发动机通道相连；涡轮发动机通道的喉道调节板通过涡轮发动机通道的喉道调节板转轴与涡轮发动机通道、亚燃冲压发动机通道和亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴相连；亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴位于亚燃冲压发动机通道的尾端下部并与单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管的下壁面相连。

本实用新型涉及的四通道TBCC发动机包括一个亚燃冲压发动机通道，两个涡轮发动机通道和一个火箭发动机通道。

本实用新型采用更具优势的并联式布局和二维膨胀喷管，将飞行器的下表面作为喷管上壁面的一部分，并且采用并联式TBCC发动机共用尾喷管的布局方案使排气系统更加紧凑。同时，在排气系统中设计加入了调节机构，控制在不同飞行阶段下各个通道的开闭转换，通过旋转调节器控制喉道面积从而使喷管在宽速域范围内能满足总体对推力的要求，在非设计点工作时也都能保持良好的推力性能。

本实用新型具有以下突出优点：

单边膨胀四通道组合尾喷管，将多个发动机的喷管集合一体，集中排气，解决多个发动机的多通道尾喷管推力不对称问题，减小TBCC发动机的阻力，并且可通过调节板调节喉道面积以满足TBCC发动机宽速域范围内的推力需求。另外，将四个通道集合到亚燃冲压发动机尾喷管上，使得结构更为紧凑，降低了飞行器与发动机一体化设计的难度，并且在飞行器与发动机一体化设计的力矩配平中有很大的优势。

附图说明

图1为单边膨胀四通道组合发动机共用尾喷管的结构组成示意图。

图2为单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管设计图。在图2中，(a)为单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管侧视图，(b)为单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管轴视图。

图3为涡轮发动机通道设计图。在图3中，(a)为涡轮发动机通道侧视图，(b)为涡轮发动机通道轴视图。

图4为火箭发动机通道设计图。在图4中，(a)为火箭发动机通道侧视图，(b)为火箭发动机通道轴视图。

图5为带有调节机构的四通道组合发动机共用尾喷管工作示意图。

在图1～5中，各标记为：1表示火箭发动机通道，2表示涡轮发动机通道，3表示亚燃冲压发动机通道，4表示火箭发动机通道的喉道调节板，5表示火箭发动机通道的喉道调节板转轴，6表示涡轮发动机通道的喉道调节板，7表示涡轮发动机通道的喉道调节板转轴，8表示亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴，9表示单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管。

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。

参见图1～5，本实用新型实施例设有火箭发动机通道1、涡轮发动机通道2、亚燃冲压发动机通道3、火箭发动机通道的喉道调节板4、火箭发动机通道的喉道调节板转轴5、涡轮发动机通道的喉道调节板6、涡轮发动机通道的喉道调节板转轴7、亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴8和单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管9；所述亚燃冲压发动机通道3位于尾喷管最下部并与单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管9相连，所述涡轮发动机通道2位于尾喷管中部，火箭发动机通道1位于尾喷管最上部，所述火箭发动机通道1和涡轮发动机通道2均与单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管9的上壁面相接；所述火箭发动机通道的喉道调节板4通过火箭发动机通道的喉道调节板转轴5与火箭发动机通道1、涡轮发动机通道2和亚燃冲压发动机通道3相连；涡轮发动机通道的喉道调节板6通过涡轮发动机通道的喉道调节板转轴7与涡轮发动机通道2、亚燃冲压发动机通道3和亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴8相连；亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴8位于亚燃冲压发动机通道3的尾端下部并与单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管9的下壁面相连。

通过以上连接方法，各部件构成并联式TBCC发动机共用尾喷管组合构型。

以下给出本实用新型的工作原理。

首先采用基于短喷管理论的非对称冲压发动机尾喷管型线设计方法([2]M.Goeing,Nozzle Design Optimization by Method-of-Characteristics.AIAA-90-2024)得到单边膨胀冲压发动机尾喷管上下壁面型线。得到二维尾喷管型线后再根据亚燃冲压发动机通道的流量需求确定尾喷管进口的矩形大小，如图2所示。

接着，根据发动机总体设计的流量要求及气动参数(总温,总压，流量系数)，计算单个涡轮发动机进口，两个涡轮发动机汇合处及汇合后喉道的面积大小，以及计算出矩形汇合处高度，然后交汇到亚燃冲压发动机尾喷管的上壁面，根据喉道面积大小形成涡轮发动机通道的喉道，如图3所示。用同样的方法得到如图4所示的火箭发动机通道。

然后，将各通道组合起来构成上下并联式的尾喷管结构：冲压发动机通道位于最下，涡轮发动机通道位于中部，火箭发动机通道位于最上。

最后，在以上的装置基础上添加调节机构。调节机构为板结构，板的上、下壁面均为冲压发动机尾喷管上型面的一部分，使得关闭时形成完整的冲压发动机尾喷管型面。涡轴发动机通道和火箭发动机通道的调节板绕转轴旋转实现喉道面积的调节和通道的开关，转轴与喷管上壁面和通道相切。亚燃冲压发动机通道处的转轴上下移动实现喉道面积的调节。最终结构如图1和图5所示。

一种单边膨胀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》。