CN103899434A - 一种多轴固定几何气动矢量喷管结构 - Google Patents

Abstract

一种多轴固定几何气动矢量喷管结构，是由：由上下高压二次流喷射管道，矩形收敛-扩张喷管，左右二次流抽吸管道，左右科恩达曲面以及喷管与飞机机体连接的蒙皮组成，正常工作时存在推力矢量及其非推力矢量状态，对于非推力矢量状态，只需同时关闭高压二次喷射管道与抽吸二次流管道。而对于矢量工况，如需实现俯仰推力矢量，则开启高压二次喷射管道即可，通过对进入该管道高压二次流流量及压强的控制可以实现俯仰推力矢量角度大小的控制；如需实现偏航推力矢量，则需将抽吸二次通道与真空抽吸装置连接，通道对真空装置真空度的控制实现不同偏航矢量角；如同时需要俯仰和偏航控制，将以上二次结合起来即可。

Description

一种多轴固定几何气动矢量喷管结构

技术领域：

本发明涉及航空发动机技术领域，尤其是一种应用于航空发动机新型排气系统结构，具体地说是一种多轴固定几何气动矢量喷管结构。

背景技术：

推力矢量(Thrust Vectoring)技术是指飞机或导弹等飞行器的动力装置不仅为飞行提供向前飞行的推力，而且通过对喷管主流的控制，使得推力方向发生偏转，产生附加的翻滚、俯仰、偏航与反推力矩，用于补充或取代气动舵面的控制。按照推力矢量的实现方法，又可分为机械式推力矢量技术与固定几何气动推力矢量技术。

考虑到机械式推力矢量喷管本身固有的缺点：喷管重量大、在高温环境下运动件的数目多、冷却要求高、隐身性能力差、可靠性低、成本高等，使得国内外越来越多的研究人员开始探索新型推力矢量喷管以代替机械调节式——气动式推力矢量喷管，即通过二次流控制，实现主流方向的改变。气动控制矢量喷管的研究始于上世纪50年代末，只不过应用对象是火箭发动机，到了1962年，Olson、Comparin、Warren等人为了检验小型逻辑控制装置的可行性，曾经尝试采用二次流喷射的方法实现小流量主流流动方向的变化，直到20世纪90年代初才针对航空推进系统展开流体推力矢量技术研究。1991年，Gilbert研究发现，通过在喷管壁面采用高压二次流喷射，可以实现喷管出口气流流动方向的偏转，产生非轴向的推力矢量。之后，国外的研究机构开展了多种气动推力矢量控制方式的研究，在十几年的时间里，国外的研究机构开展了各种流体推力矢量控制方式的研究，但综合起来，主要集中在以下及种控制方法，即激波矢量控制(SVC)技术、喷管喉部偏移(TS)技术、逆流控制(CF)技术，同向流(Co-F)控制技术，双喉道控制(DTC)技术，脉冲喷射控制(PIC)技术以及合成射流控制(SJC)技术。尽管每一种方法实现推力矢量的方式不同，但是其控制原理都是利用二次流对主流的干扰形成推力矢量。然而可以看出。近些年来所研究的各种类型的固定几何气动矢量喷管的主要特征均为其只能实现单方向的推力矢量控制，即只能进行俯仰推力矢量控制或者偏航推力矢量控制，无法满足现代战机对航空发动机排气系统推力矢量多功能的需求。

发明内容：

为了克服背景技术中的不足，实现航空发动机排气系统多轴推力矢量的功能，本发明提供了一种多轴固定几何气动矢量喷管结构；该结构针对以往固定几何气动矢量喷管功能单方向性进行改进，既能完成单方向推力矢量操纵(含俯仰、偏航)，又能有效的结合二者进行多维度的控制，从而大幅度的提升固定几何气动矢量喷管的功用。

本发明一种多轴固定几何气动矢量喷管结构，其特征在于，其结构包括：上下高压二次流喷射管道，矩形收敛-扩张喷管，左右二次流抽吸管道，左右科恩达曲面以及喷管与飞机机体连接的蒙皮组成，上部高压二次流喷射管道和下部高压二次流喷射管道设置在矩形收敛-扩张喷管的上下两侧，为圆转方管道构成，上部高压二次流喷射管道和下部高压二次流喷射管道的圆管段与航空发动机高压部件如风扇、压气机的放气系统相连，并且在连接管道上设置节流装置用以控制高压二次流流量；二次流抽吸管道在矩形收敛-扩张喷管的左右两侧，命名为左侧二次流抽吸管道和右侧二次流抽吸管道；其几何特征也具有圆转方特性，与左右侧二次流抽吸管道共同完成偏航推力矢量控制的构件是右侧科恩达曲面和左侧科恩达曲面，对于上部喷管与飞机连接的蒙皮、下部喷管与飞机连接的蒙皮、左侧喷管与飞机连接的蒙皮和右侧喷管与飞机连接的蒙皮其应该在包容高压二次流喷射管道与抽吸二次流管道的前提下尽量减小尺寸，该处蒙皮的收缩角度不大于7度，从而大大的减小飞机后体阻力。

作为优选，所述上部高压二次流喷射管道和下部高压二次流喷射管道的矩形喷射口处宽度与矩形收敛-扩张喷管的宽度相同，上部高压二次流喷射管道和下部高压二次流喷射管道的矩形喷射口在矩形收敛扩张喷管扩张段的靠后部分，原则上其轴向位置相对于喷管扩张段的长度大于0.7，以保证俯仰推力矢量效率大于1；矩形收敛-扩张喷管是扩张角度不大于15度，收敛角度30-40度，喷管出口比喉部面积大于1.69(保证其出口Ma数大于2)，并且出口宽高比在1.2-2.0之间的二元喷管。

作为优选，所述左右侧二次流抽吸管道的矩形口的宽度与矩形收敛-扩张喷管的高度大小相同，且该矩形口的位置与矩形收敛-扩张喷管的出口在同一平面内；左右侧二次流抽吸管道的圆管段与真空抽吸装置连接，通过对真空装置的真空度的控制实现偏航推力矢量角度大小的控制。

作为优选，科恩达曲面为圆弧面，圆弧半径约为矩形收敛-扩张喷管出口高度的3-7倍，圆弧的角度不大于30度，圆心的位置位于矩形收敛-扩张喷管出口平面内，开启真空抽吸时，在相应的科恩达曲面附近将产生低压区，而另一侧的科恩达曲面的压力基本不变，因此将对流经矩形收敛-扩张喷管的燃气产生一个偏向抽吸侧的力，从而形成偏航推力矢量；

右侧科恩达曲面和左侧科恩达曲面偏离矩形收敛-扩张喷管侧壁的距离为二次流抽吸管道矩形的高度，其大小应不超过矩形收敛-扩张喷管高度的0.3倍。

本发明正常工作时存在推力矢量及其非推力矢量状态，对于非推力矢量状态，只需同时关闭高压二次喷射管道与抽吸二次流管道。而对于矢量工况，如需实现俯仰推力矢量，则开启高压二次喷射管道即可，通过对进入该管道高压二次流流量及压强的控制可以实现俯仰推力矢量角度大小的控制；如需实现偏航推力矢量，则需将抽吸二次通道与真空抽吸装置连接，通道对真空装置真空度的控制实现不同偏航矢量角；如同时需要俯仰和偏航控制，将以上二次结合起来即可。

本发明结构简单合理，构思巧妙新颖，实用性强，易于大规模推广应用。

附图说明：

图1是本发明结构示意图；

图2是图1A-A向剖视图；

图3是图1B-B向剖视图。

图中1.上部高压二次流喷射管道；2.矩形收敛-扩张喷管；3.左侧二次流抽吸管道；4.下部高压二次流喷射管道；5.下部喷管与飞机连接蒙皮；6.左侧科恩达曲面；7.右侧二次流抽吸管道；8.右侧科恩达曲面；9.右侧喷管与飞机机体连接蒙皮；10.上部喷管与飞机机体连接蒙皮；11左侧喷管与飞机机体连接蒙皮。

具体实施方式：

参照各图，该本发明一种多轴固定几何气动矢量喷管结构，其特征在于，其结构包括：上部高压二次流喷射管道1和下部高压二次流喷射管道4设置在矩形收敛-扩张喷管2的上下两侧，为圆转方管道构成，上部高压二次流喷射管道1和下部高压二次流喷射管道4的圆管段与航空发动机高压部件如风扇、压气机的放气系统相连，并且在连接管道上设置节流装置用以控制高压二次流流量；二次流抽吸管道3和7在矩形收敛-扩张喷管的左右两侧，命名为左侧二次流抽吸管道3和右侧二次流抽吸管道7；其几何特征也具有圆转方特性，该处的左右侧二次流抽吸管道3和7的矩形口的宽度与矩形收敛-扩张喷管的高度大小相同，且该矩形口的位置与矩形收敛-扩张喷管的出口在同一平面内；左右侧二次流抽吸管道3和7的圆管段与真空抽吸装置连接，通过对真空装置的真空度的控制实现偏航推力矢量角度大小的控制。与左右侧二次流抽吸管道3和7共同完成偏航推力矢量控制的构件是右侧科恩达曲面8和左侧科恩达曲面6，此处科恩达曲面6和8为圆弧面，圆弧半径约为矩形收敛-扩张喷管出口高度的3-7倍，圆弧的角度不大于30度，圆心的位置位于矩形收敛-扩张喷管出口平面内，开启真空抽吸时，在相应的科恩达曲面附近将产生低压区，而另一侧的科恩达曲面的压力基本不变，因此将对流经矩形收敛-扩张喷管的燃气产生一个偏向抽吸侧的力，从而形成偏航推力矢量。右侧科恩达曲面8和左侧科恩达曲面6偏离矩形收敛-扩张喷管2侧壁的距离为二次流抽吸管道3和7矩形的高度，其大小应不超过矩形收敛-扩张喷管2高度的0.3倍；对于上部喷管与飞机连接的蒙皮10、下部喷管与飞机连接的蒙皮5、左侧喷管与飞机连接的蒙皮11和右侧喷管与飞机连接的蒙皮9其应该在包容高压二次流喷射管道1和4与抽吸二次流管道3和7的前提下尽量减小尺寸，该处蒙皮的收缩角度不大于7度，从而大大的减小飞机后体阻力。

本发明正常工作状态分两种：非推力矢量状态；推力矢量状态。在非推力矢量状态下，同关闭高压二次流喷射管道1、4和二次流抽吸管道3、7，此时经过航空发动机涡轮而来的燃气进入矩形收敛-扩张喷管2，由于此时的燃气未经过任何干扰或外界作用，将沿矩形收敛-扩张喷管2的中心线方向向后排出从而产生向前的推力。对于处于矢量工作状态时，根据飞行工况的需求进行调节，如在起飞、爬升、战斗等状态要求俯仰矢量控制，此时相应的开启上部或下部高压二次流喷射管道1或4，从航空发达高压部件(如风扇、压气机等)进过高压二次流喷射管道射入矩形收敛-扩张喷管2扩张段中主流燃气中，在喷管内部形成诱导激波改变燃气气流流动方向，从而实现俯仰方向推力矢量，通过控制引入高压二次流管道内高压二次流流量以及压力来满足飞机对推力矢量角度大小的不同需求。在飞机转弯、战斗等状态时需要进行偏航作动，此时接通二次流抽吸通道3或7到真空抽吸装置上，开启真空抽吸，在相应的科恩达曲面附近形成低压区，致使主流燃气在左右科恩达曲面压差作用下发生偏转，通过控制真空抽吸装置的抽吸真空度来实现偏航推力矢量角大小的调节。在同时需求俯仰和偏航控制的工况下，可以进行高压二次流喷射与二次流抽吸同时控制，其不同的组合方式有四种，即1与3，1与7，4与3，4与7同时操纵。该发明针对军用飞机对推力矢量的需求提出，较以往固定几何气动矢量喷管单方向推力矢量控制增加了多维度的控制，能更好的满足飞机对推力矢量功能的需求。

本发明未经描述的技术特征可以通过现有技术实现，在此不再赘述。当然，上述说明并非是对本发明的限制，本发明也并不仅限于上述举例。本技术领域的普通技术人员在本发明的实质范围内所做出的变化、改型、添加或替换，也应属于本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种多轴固定几何气动矢量喷管结构，其特征在于，其结构包括：上下高压二次流喷射管道，矩形收敛-扩张喷管，左右二次流抽吸管道，左右科恩达曲面以及喷管与飞机机体连接的蒙皮组成；

上部高压二次流喷射管道和下部高压二次流喷射管道设置在矩形收敛-扩张喷管的上下两侧，为圆转方管道构成，上部高压二次流喷射管道和下部高压二次流喷射管道的圆管段与航空发动机高压部件如风扇、压气机的放气系统相连，并且在连接管道上设置节流装置用以控制高压二次流流量；二次流抽吸管道在矩形收敛-扩张喷管的左右两侧，命名为左侧二次流抽吸管道和右侧二次流抽吸管道；其几何特征也具有圆转方特性，与左右侧二次流抽吸管道共同完成偏航推力矢量控制的构件是右侧科恩达曲面和左侧科恩达曲面，对于上部喷管与飞机连接的蒙皮、下部喷管与飞机连接的蒙皮、左侧喷管与飞机连接的蒙皮和右侧喷管与飞机连接的蒙皮其应该在包容高压二次流喷射管道与抽吸二次流管道的前提下尽量减小尺寸，该处蒙皮的收缩角度不大于7度，从而大大的减小飞机后体阻力。

2.根据权利要求1所述的一种多轴固定几何气动矢量喷管结构，其特征在于，所述上部高压二次流喷射管道和下部高压二次流喷射管道的矩形喷射口处宽度与矩形收敛-扩张喷管的宽度相同，上部高压二次流喷射管道和下部高压二次流喷射管道的矩形喷射口在矩形收敛扩张喷管扩张段的靠后部分，原则上其轴向位置相对于喷管扩张段的长度大于0.7，以保证俯仰推力矢量效率大于1；矩形收敛-扩张喷管是扩张角度不大于15度，收敛角度30-40度，喷管出口比喉部面积大于1.69(保证其出口Ma数大于2)，并且出口宽高比在1.2-2.0之间的二元喷管。

3.根据权利要求1所述的一种多轴固定几何气动矢量喷管结构，其特征在于，所述左右侧二次流抽吸管道的矩形口的宽度与矩形收敛-扩张喷管的高度大小相同，且该矩形口的位置与矩形收敛-扩张喷管的出口在同一平面内；左右侧二次流抽吸管道的圆管段与真空抽吸装置连接，通过对真空装置的真空度的控制实现偏航推力矢量角度大小的控制。

4.根据权利要求1所述的一种多轴固定几何气动矢量喷管结构，其特征在于，科恩达曲面为圆弧面，圆弧半径约为矩形收敛-扩张喷管出口高度的3-7倍，圆弧的角度不大于30度，圆心的位置位于矩形收敛-扩张喷管出口平面内，开启真空抽吸时，在相应的科恩达曲面附近将产生低压区，而另一侧的科恩达曲面的压力基本不变，因此将对流经矩形收敛-扩张喷管的燃气产生一个偏向抽吸侧的力，从而形成偏航推力矢量；

右侧科恩达曲面和左侧科恩达曲面偏离矩形收敛-扩张喷管侧壁的距离为二次流抽吸管道矩形的高度，其大小应不超过矩形收敛-扩张喷管高度的0.3倍。

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