CN115324775A - 一种喷管结构和发动机以及飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供的一种喷管结构和发动机以及飞行器，喷管结构呈拉瓦尔型设置，包括：短喷管，包括第一进气端和第一排气端，以及设置在第一进气端和第一排气端之间的第一喉部，第一进气端适于连接燃烧室；喷管延伸段，设置在短喷管沿排气方向的下游，包括第二进气端和第二排气端，第二进气端与第一排气端连通，第二排气端内径大于第一排气端内径，第二排气端的径向截面积与第一喉部的径向截面积比值为A，40≤A≤200。喷管的出口燃气速度为喷管出口面积比的单调递增有极值函数，这样增大了喷管出口面积，进而提高第二排气端的出口面积与第一喉部面积比值，有效提高喷管结构的出口燃气速度，有效克服了现有技术中喷管结构出口位置燃气速度低的缺陷。

Description

一种喷管结构和发动机以及飞行器

技术领域

本发明涉及航天技术领域，具体涉及一种喷管结构和发动机以及飞行器。

背景技术

火箭是由其底部的发动机喷火产生的反作用推力升空，而喷管作为液体火箭发动机的重要组成部分，其主要功能是将燃烧室内燃气的内能转化为动能，产生较高的排气速度，目前，火箭发动机，特别是在高空环境下工作的真空发动机，环境压力远低于喷管出口压力，喷管出口燃气速度越大，则发动机产生的推力越大。

现有技术中，火箭发动机喷管是呈收敛－扩展状的拉瓦尔型，其截面积自进气口到喉部逐渐减小，然后再逐渐增大到出口。其中，燃气速度在喷管结构前侧部分逐渐增大，在喉部处达到声速，随后在下游排气端进一步增大到超音速。

但是，现有技术中，喷管结构在实际工作过程中存在出口燃气速度低，与燃气最大理论速度差距较大的问题。

发明内容

因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中喷管结构出口位置燃气速度低的缺陷，从而提供一种喷管结构和发动机以及飞行器。

本发明提供一种喷管结构，呈拉瓦尔型设置，包括：

短喷管，包括第一进气端和第一排气端，以及设置在所述第一进气端和所述第一排气端之间的第一喉部，所述第一进气端适于连接燃烧室；

喷管延伸段，设置在所述短喷管沿排气方向的下游，包括第二进气端和第二排气端，所述第二进气端与所述第一排气端连通，所述第二排气端内径大于所述第一排气端内径，所述第二排气端的径向截面积与所述第一喉部的径向截面积比值为A，40≤A≤200。

喷管结构还包括：过气通道，所述第二进气端围设在所述第一排气端外侧，所述过气通道成型在所述第二进气端与所述第一排气端间，并与所述喷管延伸段的内腔连通，所述过气通道的延伸方向与所述喷管延伸段的内壁延伸方向呈同向设置，所述过气通道适于连接外部气源，并沿所述喷管延伸段的内壁向所述喷管延伸段的内腔辅助排气。

过气通道呈拉瓦尔型设置，内置有第二喉部。

喷管结构还包括：若干格栅片，在所述过气通道上均匀分布设置，所述格栅片分别连接所述第二进气端的内壁和所述第一排气端的外壁。

格栅片设置在所述过气通道的进气一侧，并朝向所述第二喉部延伸设置，沿远离所述过气通道的方向，所述格栅片横截面积逐渐缩小。

喷管结构还包括：环壳结构，沿环向包覆在所述过气通道的进气一侧，与所述过气通道连通设置，并分别与所述第一排气端的外壁和所述第二进气端的外壁密封连接，还适于连通涡轮排气管路。

环壳结构包括：环壳主体；连接管口，设置在所述环壳主体上，并与涡轮排气管路连通，沿远离所述连接管口的方向，所述环壳主体的横截面积逐渐缩小。

环壳主体对应所述连接管口位置处的横截面积为S1，所述环壳主体对应距所述连接管口最远位置处的横截面积为S2，4≤S1/S2≤6。

第二进气端包括：第一法兰件，一端围设在所述第一排气端外侧，与所述第一排气端成型有所述过气通道，并分别与所述格栅片和所述环壳结构连接设置；第二进气主体，朝向所述第一法兰件的一端设置有第二法兰件，所述第二法兰件与所述第一法兰件的另一端可拆卸的连接设置；密封件，设置在所述第一法兰件与所述第二法兰件间，适于密封所述第一法兰件与所述第二法兰件之间的间隙。

喷管结构还包括若干加强筋，沿所述第二进气主体周向分布设置，并连接所述第二法兰件与所述第二进气主体。

喷管延伸段呈单壁设置，其壁厚沿所述第二进气端朝向第二排气端的方向逐渐减小。

喷管延伸段的外壁上沿轴向方向间隔设置有若干加强环，所述加强环呈“T”型设置，包括连接设置的平端和凸端，所述平端设置在所述喷管延伸段的外壁上，凸端沿所述喷管延伸段的外壁突出设置。

至少所述短喷管和所述喷管延伸段由耐高温材料构成。

耐高温材料包括GH3230，和/或，GH170，和/或，GH5188，和/或，GH3536材料。

至少所述喷管延伸段内壁上设置有隔热层。

隔热层包括热障涂层和过渡层，所述过渡层设置在所述喷管延伸段内壁和所述热障涂层之间。

热障涂层为氧化钇稳定氧化锆涂层，所述过渡层为Ni基高温合金层。

至少所述喷管延伸段外壁上设置有高温辐射层，适于提高喷管延伸段外壁高温辐射发射率。

高温辐射层为氧化铝钛涂层。

本发明还提供一种发动机，包括上述的喷管结构。

本发明还提供一种飞行器，包括上述的发动机。

本发明技术方案，具有如下优点：

1.本发明提供的一种喷管结构，呈拉瓦尔型设置，包括：短喷管，包括第一进气端和第一排气端，以及设置在所述第一进气端和所述第一排气端之间的第一喉部，所述第一进气端适于连接燃烧室；喷管延伸段，设置在所述短喷管沿排气方向的下游，包括第二进气端和第二排气端，所述第二进气端与所述第一排气端连通，所述第二排气端内径大于所述第一排气端内径，所述第二排气端的径向截面积与所述第一喉部的径向截面积比值为A，40≤A≤200。

根据气动力学原理可知，喷管的出口燃气速度为喷管出口面积比(喷管出口面积与喉部面积的比值)的单调递增有极值函数，通过设置喷管延伸段，且第二排气端大于第一排气端的内径，这样增大了喷管出口面积，进而提高第二排气端的出口面积与第一喉部面积的比值，即A值，使喷管出口面积比提升至40至200范围内，有效提高了喷管结构的出口燃气速度。这样设置，有效克服了现有技术中喷管结构出口位置燃气速度低的缺陷。

2.本发明提供的喷管结构，还包括：过气通道，所述第二进气端围设在所述第一排气端外侧，所述过气通道成型在所述第二进气端与所述第一排气端间，并与所述喷管延伸段的内腔连通，所述过气通道的延伸方向与所述喷管延伸段的内壁延伸方向呈同向设置，所述过气通道适于连接外部气源，并沿所述喷管延伸段的内壁向所述喷管延伸段的内腔辅助排气。

过气通道的设置，可以接入外部气源，将外部气体引入喷管延伸段内，随短喷管进入的燃气共同排出，同时，由于过气通道的延伸方向与所述喷管延伸段的内壁延伸方向同向，且过气通道设置成型在喷管延伸段的端部边缘，则外部气体向喷管延伸段排入的气体会随着喷管延伸段内壁流出，进而在喷管内侧壁面近壁处形成气膜，进而对高温的燃气具有较强的热阻隔能力，降低了喷管延伸段的温度。

此外，不同的推进剂燃烧产生的燃气都有其最大理论速度，根据气动力学原理可知，发动机喷管的出口燃气速度为喷管出口面积比(喷管出口面积与喉部面积的比值)的单调递增有极值函数，其中发动机，特别是真空发动机的喷管面积比越大，其喷管出口处的燃气速度越接近于燃气最大理论速度，但是随着喷管面积比的增大喷管出口燃气速度收益增加并不明显，因此在工程设计中喷管出口面积受到结构尺寸和重量等多重因素约束。

而设置过气通道可以降低喷管延伸段的工作温度，进而降低对喷管延伸段自身材质和尺寸的要求，扩大材质和尺寸的选择范围，进而可以在相同重量的基础上，扩大尺寸，提高喷管延伸段的第二排气端的端面面积以及喷管出口面积比，进一步提高喷管出口处的燃气速度，进一步接近燃气最大理论速度。

3.本发明提供的喷管结构，过气通道呈拉瓦尔型设置，内置有第二喉部。

通过设置呈拉瓦尔型的过气通道，可以进一步提高外部气源流入喷管延伸段内腔时的流速，以超音速状态贴合喷管内壁壁流出，保证外部气流在喷管延伸段内腔形成稳定的气膜，也提高了气膜有效覆盖范围，增强气膜冷却效果，同时外部气流在喷管延伸段内经高温环境进一步膨胀增速，进一步提高喷管延伸段喷出气流的流速，增加设置有喷管结构的发动机推力。

4.本发明提供的喷管结构，还包括：若干格栅片，在所述过气通道上均匀分布设置，所述格栅片分别连接所述第二进气端的内壁和所述第一排气端的外壁。

格栅片的设置，一方面可以连接第一排气端和第二进气端，同时，作为支撑件定位第二进气端的设置位置，并保证过气通道的成型，使气流根据格栅片导向方向运动，另一方面，格栅片在过气通道上均匀分布，使得外部气流通过格栅片的分隔间可以实现均匀分流，减小外部气流的切向流动，提高气膜的稳定。

5.本发明提供的喷管结构，所述格栅片设置在所述过气通道的进气一侧，并朝向所述第二喉部延伸设置，沿远离所述过气通道的方向，所述格栅片横截面积逐渐缩小。

将格栅片设置在过气通道的进气侧，且沿远离过气通道方向其横截面积逐渐缩小，这样设置，在保证格栅片可以对外部气流进行导流和均匀分流的前提下，减小了格栅片的尺寸和重量，进一步降低了设有喷管结构的发动机的负荷。

6.本发明提供的喷管结构，还包括：环壳结构，沿环向包覆在所述过气通道的进气一侧，与所述过气通道连通设置，并分别与所述第一排气端的外壁和所述第二进气端的外壁密封连接，还适于连通涡轮排气管路。

通过设置与涡轮排气管路和过气通道连通的环壳结构，一方面，环壳结构呈环向包覆过气通道，可以沿环向向过气通道内进气，结合均匀分布的格栅片，进一步提升外部气流在进入喷管延伸段的分布均匀性，另一方面，环壳结构连通外部的涡轮排气管路，既可以对发动机副系统中的涡轮废气进行重复利用，同时涡轮排出的气体具有较低的温度和较高的压力，可以保证涡轮废气以高速进入喷管延伸段并起到降温作用，并减少或去除额外的加压步骤。

7.本发明提供的喷管结构，所述环壳结构包括：环壳主体；连接管口，设置在所述环壳主体上，并与涡轮排气管路连通，沿远离所述连接管口的方向，所述环壳主体的横截面积逐渐缩小。

环壳主体的横截面积沿远离连接管口的方向逐渐缩小，由于连接管口相近位置处气体压力和流速较大，远离连接管口位置处气体压力和流速相对减弱，这样设置，可以有效平衡涡轮废气在流至环壳主体各位置的气压和流速，进一步提升外部气流在进入喷管延伸段后的分布均匀性。

8.本发明提供的喷管结构，还包括若干加强筋，沿所述第二进气主体周向分布设置，并连接所述第二法兰件与所述第二进气主体。

加强筋的设置，增加了第二法兰件与第二进气主体的结构强度和连接稳定性。

9.本发明提供的喷管结构，所述喷管延伸段呈单壁设置，其壁厚沿所述第二进气端朝向第二排气端的方向逐渐减小。

采用设置为喷管延伸段呈变壁厚的单层壁设置，一方面，过气通道的设置为喷管延伸段提供了热阻隔，保证使用稳定性的基础上，单层壁的设置，相比现有技术中的管束式喷管和铣槽式夹层喷管结构，降低了喷管的结构复杂度和制造装配难度，同时结合变壁厚的设置共同降低了喷管延伸段的结构质量，进而降低了喷管结构的整机质量，降低了设有喷管结构飞行器的升空成本；

另一方面，由于喷管延伸段在工作过程中，沿所述第二进气端朝向第二排气端的方向温度逐渐升高，变壁厚的设置进一步增大了喷管延伸段的散热能力，有效降低了喷管延伸段的壁面温度。

10.本发明提供的喷管结构，所述喷管延伸段的外壁上沿轴向方向间隔设置有若干加强环，所述加强环呈“T”型设置，包括连接设置的平端和凸端，所述平端设置在所述喷管延伸段的外壁上，凸端沿所述喷管延伸段的外壁突出设置

通过在喷管延伸段的外壁上间隔设置加强环，提高喷管延伸段的结构强度，进而提高喷管延伸段的抗热变形和抗振性能，避免发动机在晃动时发生喷管结构的损坏，此外，将加强环设置为“T”型，并将平端设置喷管延伸段的外壁，这样设置，提高了加强环与喷管延伸段的接触面积，进而保证加强环的连接稳定性，和喷管延伸段的气动型面结构稳定，从而保证喷管效能，另外，采用T形加强环结构，在保证喷管整体等效刚度的情况下，有效降低喷管总重量。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明的实施例中提供的喷管结构的结构示意图；

图2为图1所示喷管结构的A部放大示意图；

图3为图1所示的A部的立体结构示意图；

图4为图1所示喷管结构中加强环位置处的结构示意图；

图5为图1所示喷管结构中环壳结构的结构示意图；

图6为图1所示喷管结构中各位置对应燃气速度的示意图；

图7为图1所示喷管结构中设置过气通道和不设置过气通道在内壁壁面温度的变化示意图；

附图标记说明：

1、短喷管；11、第一进气端；12、第一排气端；13、第一喉部；2、喷管延伸段；21、第二进气端；211、第一法兰件；212、第二进气主体；213、第二法兰件；214、密封件；215、加强筋；22、第二排气端；23、加强环；3、过气通道；31、第二喉部；32、格栅片；4、环壳结构；41、环壳主体；42、连接管口；5、燃烧室。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

如图1－图7所示，本实施例提供一种喷管结构，呈收敛－扩展状的拉瓦尔型设置，包括：短喷管1和喷管延伸段2。

其中，短喷管1呈筒状的拉瓦尔型设置，两端分别为第一进气端11和第一排气端12，分别用于通入和排出推进剂燃烧产生的燃气，在第一进气端11和第一排气端12之间设置有内径最小的第一喉部13，其中，第一排气端12的内径大于第一进气端11的内径，在本实施例中，第一进气端11与推进剂燃烧的燃烧室一体设置，作为可变换的实施方式，也可以通过密封连接件或通过焊接等方式连接燃烧室。

喷管延伸段2同样呈筒状，设置在短喷管1沿排气方向的下游，两端分别为第二进气端21和第二排气端22，第二进气端21与第一排气端12连通，第二排气端22内径大于第一排气端12内径，同时，在本实施例中，第二排气端22的内径也大于第二进气端21的外径。

此外，第二排气端22的径向截面积与第一喉部13的径向截面积比值为A，40≤A≤200。在本实施例中，A值可为40、50、100、150、200等值。

根据气动力学原理可知，喷管的出口燃气速度为喷管出口面积比喷管出口面积与喉部面积的比值的单调递增有极值函数，通过设置喷管延伸段2，且第二排气端22大于第一排气端12的内径，这样增大了喷管出口面积，进而提高第二排气端22的出口面积与第一喉部13面积的比值，即A值，使喷管出口面积比提升至40至200范围内，有效提高了喷管结构的出口燃气速度。这样设置，有效克服了现有技术中喷管结构出口位置燃气速度低的缺陷。

喷管结构还包括过气通道3。在本实施例中，第二进气端21围设在第一排气端12外侧，其内径大于第一排气端12的外径，过气通道3呈环形成型在第二进气端21与第一排气端12间，并与喷管延伸段2的内腔连通，过气通道3的延伸方向与喷管延伸段2的内壁延伸方向呈同向设置。具体地，过气通道3适于连接外部气源，并沿喷管延伸段2的内壁向喷管延伸段2的内腔辅助排气。

进一步地，外部气源的压力大于喷管延伸段2内腔压力，作为可变换的实施方式，第二进气端21内径也可以等于或略小于第一排气端12内径。作为另一种可变换的实施方式，过气通道3形状也不限于环形，可以为呈环形排列并间隔设置的长孔等。

过气通道3的设置，可以接入外部气源，将外部气体引入喷管延伸段2内，随短喷管1进入的燃气共同排出，同时，由于过气通道3的延伸方向与所述喷管延伸段2的内壁延伸方向同向，且过气通道3设置成型在喷管延伸段2的端部边缘，则外部气体向喷管延伸段2排入的气体会随着喷管延伸段2内壁流出，进而在喷管内侧壁面近壁处形成气膜，进而对高温的燃气具有较强的热阻隔能力，降低了喷管延伸段2的温度。

此外，不同的推进剂燃烧产生的燃气都有其最大理论速度，根据气动力学原理可知，发动机喷管的出口燃气速度为喷管出口面积比(喷管出口面积与喉部面积的比值)的单调递增有极值函数，其中发动机，特别是真空发动机的喷管面积比越大，其喷管出口处的燃气速度越接近于燃气最大理论速度，但是随着喷管面积比的增大喷管出口燃气速度收益增加并不明显，因此在工程设计中喷管出口面积收到结构尺寸和重量等多重因素约束。

而设置过气通道3可以降低喷管延伸段2的工作温度，进而降低对喷管延伸段2自身材质的要求，扩大材质的选择范围，进而可以在相同重量的基础上，扩大尺寸，提高喷管延伸段2的第二排气端22的端面面积以及喷管出口面积比，进一步提高喷管出口处的燃气速度，进一步接近燃气最大理论速度。

进一步地，过气通道3的内壁呈收敛－扩展状的拉瓦尔型设置，其上设置有内径最小的第二喉部31。

通过设置呈拉瓦尔型的过气通道3，可以进一步提高外部气源流入喷管延伸段2内腔时的流速，以超音速状态贴合喷管内壁壁流出，保证外部气流在喷管延伸段2内腔形成稳定的气膜，也提高了气膜有效覆盖范围，增强气膜冷却效果，同时外部气流在喷管延伸段2内经高温环境进一步膨胀增速，进一步提高喷管延伸段2喷出气流的流速，增加设置有喷管结构的发动机推力。经试验可知，超音速气膜对主流燃气具有较强的热阻隔能力，有效实现气膜冷却的功能，可使喷管壁温降低1000℃以上。

作为可变换的实施方式，过气通道3也可以设置为其他形式，如直环筒型设置，可以在外部气源流入过气通道3前加速至所需速度。

喷管结构还包括若干格栅片32，若干格栅片32呈长片状在过气通道3上均匀分布设置，并分别连接第二进气端21的内壁和第一排气端12的外壁。具体地，格栅片32的长度方向与过气通道3延伸方向相同，各个格栅片32间的间隔在15mm至30mm间，宽度为3mm至7mm间，优选为5mm，此外，格栅片32与第二进气端21的内壁和第一排气端12的外壁连接方式为焊接，具体为扩散钎焊。

作为可变换的实施方式，格栅片32也可以仅与第二进气端21的内壁或第一排气端12的外壁其中之一连接；作为另一可变换的实施方式，格栅片32与第二进气端21的内壁和第一排气端12的外壁连接方式也可以为一体成型。作为另一可变换的实施方式，格栅片32也可以非等距均匀排列。

格栅片32的设置，一方面可以连接第一排气端12和第二进气端21，同时，作为支撑件定位第二进气端21的设置位置，并保证过气通道3的成型，使气流根据格栅片32导向方向运动，另一方面，格栅片32在过气通道3上均匀分布，使得外部气流通过格栅片32的分隔间可以实现均匀分流，减小外部气流的切向流动，提高气膜的稳定。

进一步地，在本实施例中格栅片32设置在过气通道3的进气一侧，具体地，格栅片32一端延伸至第二喉部31位置，另一端穿过过气通道3上外部气流进气口位置，并在第一排气端12的外壁上继续延伸，同时，沿远离过气通道3的方向，格栅片32横截面积逐渐缩小。

将格栅片32设置在过气通道3的进气侧，且沿远离过气通道3方向其横截面积逐渐缩小，这样设置，在保证格栅片32可以对外部气流进行导流和均匀分流的前提下，减小了格栅片32的尺寸和重量，进一步降低了设有喷管结构的发动机的负荷。

作为可变换的实施方式，格栅片32可以延伸至整个过气通道3。

喷管结构还包括环壳结构4。环壳结构4呈环筒状设置，沿环向包覆在过气通道3的进气一侧，与过气通道3连通设置，并分别与第一排气端12的外壁和第二进气端21的外壁密封连接，还适于连通外部的涡轮排气管路。

通过设置与涡轮排气管路和过气通道3连通的环壳结构4，一方面，环壳结构4呈环向包覆过气通道3，可以沿环向向过气通道3内进气，结合均匀分布的格栅片32，进一步提升外部气流在进入喷管延伸段2的分布均匀性，另一方面，环壳结构4连通外部的涡轮排气管路，既可以对发动机副系统中的涡轮废气进行重复利用，同时涡轮排出的气体具有较低的温度和较高的压力，可以保证涡轮废气以高速进入喷管延伸段2并起到降温作用，并减少或去除额外的加压步骤。

作为可变换的实施方式，环壳结构4可以不设置，过气通道3可以直接连通外部气源。

环壳结构4包括：环壳主体41和连接管口42。连接管口42设置在呈环筒状的环壳主体41上，分别连通外部的涡轮排气管路和环壳主体41内腔，此外，沿远离连接管口42的方向，环壳主体41的横截面积逐渐缩小。环壳主体41对应连接管口42位置处的横截面积为S1，环壳主体41对应距连接管口42最远位置处的横截面积为S2，4≤S1/S2≤6。

环壳主体41的横截面积沿远离连接管口42的方向逐渐缩小，由于连接管口42相近位置处气体压力和流速较大，远离连接管口42位置处气体压力和流速相对减弱，这样设置，可以有效平衡涡轮废气在流至环壳主体41各位置的气压和流速，进一步提升外部气流在进入喷管延伸段2后的分布均匀性。此外，根据A值变化范围，将连接管口42近端横截面积S1和远端横截面积S2之比设置在4至6间，进一步稳定了外部气流的分布均匀性。

作为可变换的实施方式，连接管口42可以设置2个或多个，环壳主体41各个位置处的横截面积可以根据其内腔中气体压力和流速对应调节。

在本实施例中，还可以根据外部气源的排气压力和排气流量，依照后续公式对进行过气通道3的尺寸进行结构设计，确定第二喉部31的截面积和过气通道3的出气口出口面积，如：

其中，q_m为外部气源的排气流量；a_t为第二喉部31的截面积；p_i在本实施例中为环壳主体41的内压力，也可以为过气通道3与外部气源直接连接时，外部气源的排气压力；k为外部气体的比热比；R为外部气体的气体常数；T为外部气体在过气通道3的排气温度；A为过气通道3的出气口出口面积；p为过气通道3的出气口出气压力。

在本实施例中，还可以通过

或

对过气通道3所形成的气膜的冷却效果进行评估，其中η为气膜冷却效率，x为过气通道3的出气口沿喷管延伸段2内壁流出的行程距离，λ为气流吹风比，即过气通道3出气口所出外部气流，与燃气气流单位面积质量流量之比，s为过气通道3的出气口与第二排气端22的间距；T_g,re为燃气气流恢复温度，T_aw为外部气流作用下喷管延伸段2的内壁温度，T_c为外部气流的初始温度。

在本实施例中，第二进气端21包括第一法兰件211、第二进气主体212和密封件214。

第一法兰件211呈环形设置，其一端围设在第一排气端12外侧，与第一排气端12之间间隔设置，并成型有过气通道3，第一法兰件211的内壁与格栅片32连接，外壁与环壳结构4连接设置。第二进气主体212连接喷管延伸段2的主体部分，其朝向第一法兰件211突出的端部上设置有第二法兰件213，在本实施例中，第一法兰件211和第二法兰件213上沿周向对应均匀设置有若干法兰孔，并通过螺栓连接件可拆卸地连接第一法兰件211和第二法兰件213。

密封件214具体为石墨密封圈，也可以为其他材质密封件214，如陶瓷纤维、石棉、碳纤维等。为在本实施例中，在第一法兰件211与第二法兰件213间设置有环形密封槽，，可以容纳石墨密封圈，适于密封第一法兰件211与第二法兰件213之间的间隙。

喷管结构还包括若干加强筋215，加强筋215呈片状设置，厚度在2mm－5mm间设置，优选为3mm，沿第二进气主体212周向分布设置，连接第二法兰件213的底面与第二进气主体212的外侧面。加强筋215的设置，增加了第二法兰件213与第二进气主体212的结构强度和连接稳定性。

进一步地，在本实施例中，各个加强筋215对应相邻两个法兰孔的中部设置，且加强筋215数量与法兰孔的数量等量设置。

此外，喷管延伸段2呈单层壁设置，在本实施例中，单壁喷管延伸段2采用板材旋压成型，通过普旋、加热旋、强旋等多道次旋压工艺，板材厚度设置在5mm－10mm间设置，喷管延伸段2的壁厚沿第二进气端21朝向第二排气端22的方向逐渐减小，其第二进气端21壁厚在1mm－2mm间设置，第二排气端22壁厚在0.5－1mm间设置。

采用设置为喷管延伸段2呈变壁厚的单层壁设置，一方面，过气通道3的设置为喷管延伸段2提供了热阻隔，保证使用稳定性的基础上，单层壁的设置，相比现有技术中的管束式喷管和铣槽式夹层喷管结构，降低了喷管的结构复杂度和制造装配难度，同时结合变壁厚的设置共同降低了喷管延伸段2的结构质量，进而降低了喷管结构的整机质量，降低了设有喷管结构飞行器的升空成本；

另一方面，由于喷管延伸段2在工作过程中，沿所述第二进气端21朝向第二排气端22的方向温度逐渐升高，变壁厚的设置进一步增大了喷管延伸段2的散热能力，有效降低了喷管延伸段2的壁面温度。

喷管延伸段2的外壁上沿轴向方向间隔设置有若干加强环23，加强环23沿喷管延伸段2周向设置，其横截面呈“T”型设置，包括垂直连接设置的平端和凸端，平端设置在喷管延伸段2的外壁上，凸端沿喷管延伸段2的外壁突出设置。在本实施例中，平端和凸端一体成型设置，平端与喷管延伸段2的外壁焊接连接。

通过在喷管延伸段2的外壁上间隔设置加强环23，提高喷管延伸段2的结构强度，进而提高喷管延伸段2的抗热变形和抗振性能，避免发动机在晃动时发生喷管结构的损坏，此外，将加强环23设置为“T”型，并将平端设置喷管延伸段2的外壁，这样设置，提高了加强环23与喷管延伸段2的接触面积，进而保证加强环23的连接稳定性，和喷管延伸段2的气动型面结构稳定，从而保证喷管效能，另外，采用T形加强环23结构，在保证喷管整体等效刚度的情况下，有效降低喷管总重量。

至少短喷管1和喷管延伸段2由耐高温材料构成，此外，在本实施例中，过气通道3、格栅片32和环壳结构4同样由耐高温材料构成。在本实施例中，耐高温材料需要至少能耐受1000℃的环境温度，包括GH3230、GH170、GH5188、GH3536中的一种或多种合金材料。

喷管延伸段2内壁上设置有隔热层。作为可变换的实施方式，隔热层也可以设置在短喷管1内壁上。隔热层包括热障涂层和过渡层，过渡层设置在喷管延伸段2的内壁和热障涂层之间。具体地，在本实施例中，热障涂层为氧化钇稳定氧化锆涂层(YSZ)，过渡层为Ni基高温合金层。热障涂层这样设置，实现了对喷管延伸段2内腔的隔热，提高了喷管延伸段2的抗冲刷和抗氧化能力。

作为可变换的实施方式，热障涂层和过渡层也可以选择其他耐高温涂层或金属，如陶瓷涂料、硅酸盐类涂料等。

此外，在喷管延伸段2外壁上还设置有高温辐射层，具体地，高温辐射层为氧化铝钛(AT13)涂层。高温辐射层的设置可以提高喷管延伸段2外壁高温辐射发射率，从而降低喷管延伸段2的壁面温度，另外氧化铝钛(AT13)涂层的设置还起到耐磨、防腐蚀、抗氧化的作用。

作为可变换的实施方式，高温辐射层也可以设置在短喷管1上。

本实施例还提供一种发动机，具体为真空发动机，也可以为其他航空发动机，包括上述的喷管结构。

本实施例还提供一种飞行器，具体为火箭飞行器，可以为飞机和航天飞机等飞行器，包括上述的发动机。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其他不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引申出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

Claims (21)

1.一种喷管结构，呈拉瓦尔型设置，其特征在于，包括：

短喷管(1)，包括第一进气端(11)和第一排气端(12)，以及设置在所述第一进气端(11)和所述第一排气端(12)之间的第一喉部(13)，所述第一进气端(11)适于连接燃烧室；

喷管延伸段(2)，设置在所述短喷管(1)沿排气方向的下游，包括第二进气端(21)和第二排气端(22)，所述第二进气端(21)与所述第一排气端(12)连通，所述第二排气端(22)内径大于所述第一排气端(12)内径，所述第二排气端(22)的径向截面积与所述第一喉部(13)的径向截面积比值为A，40≤A≤200。

2.根据权利要求1所述的喷管结构，其特征在于，还包括：

过气通道(3)，所述第二进气端(21)围设在所述第一排气端(12)外侧，所述过气通道(3)成型在所述第二进气端(21)与所述第一排气端(12)间，并与所述喷管延伸段(2)的内腔连通，所述过气通道(3)的延伸方向与所述喷管延伸段(2)的内壁延伸方向呈同向设置，所述过气通道(3)适于连接外部气源，并沿所述喷管延伸段(2)的内壁向所述喷管延伸段(2)的内腔辅助排气。

3.根据权利要求2所述的喷管结构，其特征在于，所述过气通道(3)呈拉瓦尔型设置，内置有第二喉部(31)。

4.根据权利要求2或3所述的喷管结构，其特征在于，还包括：

若干格栅片(32)，在所述过气通道(3)上均匀分布设置，所述格栅片(32)分别连接所述第二进气端(21)的内壁和所述第一排气端(12)的外壁。

5.根据权利要求4所述的喷管结构，其特征在于，所述格栅片(32)设置在所述过气通道(3)的进气一侧，并朝向第二喉部(31)延伸设置，沿远离所述过气通道(3)的方向，所述格栅片(32)横截面积逐渐缩小。

6.根据权利要求4所述的喷管结构，其特征在于，还包括：

环壳结构(4)，沿环向包覆在所述过气通道(3)的进气一侧，与所述过气通道(3)连通设置，并分别与所述第一排气端(12)的外壁和所述第二进气端(21)的外壁密封连接，还适于连通涡轮排气管路。

7.根据权利要求6所述的喷管结构，其特征在于，所述环壳结构(4)包括：

环壳主体(41)；

连接管口(42)，设置在所述环壳主体(41)上，并与涡轮排气管路连通，沿远离所述连接管口(42)的方向，所述环壳主体(41)的横截面积逐渐缩小。

8.根据权利要求7所述的喷管结构，其特征在于，所述环壳主体(41)对应所述连接管口(42)位置处的横截面积为S1，所述环壳主体(41)对应距所述连接管口(42)最远位置处的横截面积为S2，4≤S1/S2≤6。

9.根据权利要求6－8任一项所述的喷管结构，其特征在于，所述第二进气端(21)包括：

第一法兰件(211)，一端围设在所述第一排气端(12)外侧，与所述第一排气端(12)成型有所述过气通道(3)，并分别与所述格栅片(32)和所述环壳结构(4)连接设置；

第二进气主体(212)，朝向所述第一法兰件(211)的一端设置有第二法兰件(213)，所述第二法兰件(213)与所述第一法兰件(211)的另一端可拆卸的连接设置；

密封件(214)，设置在所述第一法兰件(211)与所述第二法兰件(213)间，适于密封所述第一法兰件(211)与所述第二法兰件(213)之间的间隙。

10.根据权利要求9所述的喷管结构，其特征在于，还包括若干加强筋(215)，沿所述第二进气主体(212)周向分布设置，并连接所述第二法兰件(213)与所述第二进气主体(212)。

11.根据权利要求1－3、5－8、10任一项所述的喷管结构，其特征在于，所述喷管延伸段(2)呈单壁设置，其壁厚沿所述第二进气端(21)朝向第二排气端(22)的方向逐渐减小。

12.根据权利要求11所述的喷管结构，其特征在于，所述喷管延伸段(2)的外壁上沿轴向方向间隔设置有若干加强环(23)，所述加强环(23)呈“T”型设置，包括连接设置的平端和凸端，所述平端设置在所述喷管延伸段(2)的外壁上，凸端沿所述喷管延伸段(2)的外壁突出设置。

13.根据权利要求1－3、5－8、10、12任一项所述的喷管结构，其特征在于，至少所述短喷管(1)和所述喷管延伸段(2)由耐高温材料构成。

14.根据权利要求13所述的喷管结构，其特征在于，所述耐高温材料包括GH3230，和/或，GH170，和/或，GH5188，和/或，GH3536材料。

15.根据权利要求1－3、5－8、10、12任一项所述的喷管结构，其特征在于，至少所述喷管延伸段(2)内壁上设置有隔热层。

16.根据权利要求15所述的喷管结构，其特征在于，所述隔热层包括热障涂层和过渡层，所述过渡层设置在所述喷管延伸段(2)内壁和所述热障涂层之间。

17.根据权利要求16所述的喷管结构，其特征在于，所述热障涂层为氧化钇稳定氧化锆涂层，所述过渡层为Ni基高温合金层。

18.根据权利要求1－3、5－8、10、12任一项所述的喷管结构，其特征在于，至少所述喷管延伸段(2)外壁上设置有高温辐射层，适于提高喷管延伸段(2)外壁高温辐射发射率。

19.根据权利要求18所述的喷管结构，其特征在于，所述高温辐射层为氧化铝钛涂层。

20.一种发动机，其特征在于，包括权利要求1－19任一项所述的喷管结构。

21.一种飞行器，其特征在于，包括权利要求20所述的发动机。

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