CN103993982A - 可实现多方向推力矢量控制的双s弯红外隐身喷管结构 - Google Patents

Abstract

可实现多方向推力矢量控制的双S弯隐身喷管结构，是由：双S弯收缩喷管，矩形收敛-扩张喷管，矩形收敛-扩张喷管喉道处上、下高压二次流喷射管道和调节装置以及矩形收敛-扩张喷管扩张段处下部高压二次流喷射管道和调节装置组成，正常工作时存在推力矢量及其非推力矢量状态，两种状态下高温涡轮部件均被完全遮挡。对于非推力矢量状态，只需同时关闭所有高压二次喷射管道。

Description

可实现多方向推力矢量控制的双S弯红外隐身喷管结构

技术领域：

本发明涉及航空发动机技术领域，尤其是一种应用于高机动性隐形无人战斗机的发动机新型排气系统结构，具体地说是可实现与飞机机体后机身一体化设计以及多方向推力矢量控制的双S弯红外隐身喷管结构。

背景技术：

随着先进红外制导导弹及机载红外搜索跟踪系统的迅速发展，现代无人战斗机对红外隐身技术的要求越来越高。红外隐身技术(也称红外低可探测技术)是指通过冷却、涂层、遮挡等技术降低飞机的红外辐射信号特征，使敌方的红外制导导弹和机载红外搜索跟踪系统难以发现、探测和跟踪。喷气式飞机的红外辐射特征主要由机身蒙皮以及航空发动机排气系统的高温壁面和尾喷流的红外辐射决定，其中，航空发动机排气系统的红外辐射对飞机红外辐射的贡献达到90％以上。因此，降低发动机排气系统的红外辐射对实现无人机的红外隐身至关重要。目前国内外发展成熟的、得到实际应用的航空发动机排气系统红外隐身技术包括：二元喷管技术、壁面冷却技术、涂层技术及S弯喷管遮挡技术等。二元喷管技术即喷管出口形式为矩形截面，二元喷管易于俯仰方向推力矢量的实现，有利于排气系统与机身的一体化设计；喷管“圆转方”过渡中流动的强三维效应强化了尾喷流与外界气流的掺混；但其不能对内部高温部件进行完全遮挡，故其降低排气系统红外辐射特性效果有限。壁面冷却技术即引入冷却气流对排气系统高温壁面进行冷却，因其需复杂的冷却装置及冷却气流流路设计故增加了排气系统的重量与复杂性。涂层技术即在排气系统外壁涂低辐射材料，其受限于材料的耐高温性。S弯喷管遮挡技术即通过弯曲管道的遮挡作用实现对发动机内部高温部件的完全遮挡；其融合了二元喷管技术，综合了二元喷管的各项优势；喷管出口为斜切口形式，易于实现发动机排气系统的背负式安装。背负式安装的含义是将动力装置安装在飞机机身上方，利用机身结构实现对发动机排气系统的有效遮挡，进一步降低其红外辐射强度，同时背负式安装降低了飞机的后体阻力。一般的飞机通过襟翼及垂直尾翼实现飞机的俯仰与偏航，而无人战斗机为了实现高隐身性去除了垂直尾翼并将机翼与机身融合为一体，因此，为了实现无人机的俯仰与偏航控制，需在发动机排气系统装置中引入推力矢量技术。

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，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。目前，气动式推力矢量喷管技术主要集中在以下几种控制方法上，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，这些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，为了实现无人战斗机对多方向矢量控制的要求，实现其灵活、高机动性，并使其能在更宽的飞行包线内工作，需提出可实现多方向矢量控制的推力矢量技术。

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低可探测性以及多方向推力矢量的功能，本发明提供了一种可实现多方向推力矢量控制的双S弯红外隐身喷管结构；该结构融合了S弯喷管红外隐身技术、喉部面积控制技术和激波矢量控制技术以及背负式安装技术，既能实现系统与飞机后机身的一体化设计，易于进一步降低排气系统红外辐射并减少飞机的后体阻力。因此，可实对排气系统高温部件的完全遮挡；又能完成单方向推力矢量操纵(含俯仰、偏航)，且能有效的结合二者进行多维度的控制；同时能实现排气现排气系统的高机动性、低可探测性以及排气系统与飞机的一体化设计等多项功能。

本发明可实现多方向推力矢量控制的双S弯红外喷管结构，其结构包括：双S弯收缩喷管，矩形收敛-扩张喷管，矩形收敛-扩张喷管喉道处的上、下高压二次流喷射管道及调节装置，矩形收敛-扩张喷管扩张段处下部二次流喷射管道及调节装置，调节装置内设置了密封结构，高压二次流管道与喷射调节装置之间的管道内设置了开关阀门以实现推力状态与非推力状态的转换。其中，双S弯收缩喷管为圆转方弯曲管道，喷管先向下弯曲使气流偏离轴向向下偏转(即第一个S弯通道)，接着向上弯曲使气流回到轴向方向(即第二个S弯通道)；矩形收敛-扩张喷管出口为斜切口形式，易于排气系统与飞机的一体化设计，可大大减少飞机的后体阻力；矩形收敛-扩张喷管喉道处的上部高压二次流喷射管道和下部高压二次流喷射管道及调节装置设置在矩形收敛-扩张喷管喉道的上、下两侧，调节装置用以控制高压二次流流量并实现将高压二次流在喉道处经窄缝射入到喷管主流中，喉道处上部高压二次流喷射管道与航空发动机高压部件如风扇、压气机的放气系统相连，下部高压二次流喷射管管道从上部高压二次流管道分流引入高压二次流，通过在吼道处上下射入高压二次流来控制喉道面积以改变发动机推力大小进而实现偏航推力矢量控制；矩形收敛-扩张喷管扩张段处二次流喷射管道及调节装置设置在矩形收敛-扩张喷管的扩张段下部，调节装置同样用以控制高压二次流流量并实现将高压二次流经窄缝射入到喷管主流中，扩张段的二次流喷射管道从喉道处的下部二次流管道分流引入高压二次流，通过在扩张段射入高压二次流产生激波来改变主流方向以实现俯仰推力矢量控制。

作为优选，所述双S弯收缩喷管第一个S弯通道与第二个S弯通道轴向长度比选在2∶3-2∶5，以保证较高的喷管气动性能；第一个S弯通道偏离轴向偏距与第二个S弯通道偏离轴向偏距满足完全遮挡涡轮原则，可以通过调整这两个偏距来适应飞机布局。

作为优选，上述矩形收敛-扩张喷管喉道处的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窄缝宽度与矩形收敛-扩张喷管的宽度相同；矩形收敛-扩张喷管扩张段处下部高压二次流喷射管道的矩形喷射窄缝宽度与矩形收敛-扩张喷管的宽度相同，且其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，对于采用双台发动机的飞机，每台发动机配置一个未分叉的双S弯喷管，之后连接矩形收敛-扩张喷管及高压二次流喷射装置；对于采用单台发动机的飞机，发动机配置一个分叉的双S弯喷管，即S弯喷管在第一个S弯通道之后分叉变为两个第二个S弯通道，分叉后的第二个S弯通道之后分别连接矩形收敛-扩张喷管以及高压二次流喷射装置。

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，只需关闭所有高压二次喷射管道。而对于矢量工况，如需实现俯仰推力矢量，则开启矩形收敛-扩张喷管扩张段处下部高压二次喷射管道即可，喉道处高压二次流管道处于关闭状态，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，则需调节矩形收敛-扩张喷管喉道处上、下部高压二次流管道，矩形收敛-扩张喷管扩张段处下部高压二次流管道处于关闭状态，通道对喉部面积的控制改变轴向推力大小以实现偏航矢量控制；如同时需要俯仰和偏航控制，将以上二者结合起来即可。无论何种工作状态，排气系统高温部件均被双S弯喷管完全遮挡。

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是本发明背负式安装在飞机上的布局图；

图2是本发明安装在以双发为动力飞机上的结构示意图；

图3-图5是与图2结构相对应的主视图、俯视图及仰视图；

图6是本发明安装在以单发为动力飞机上的结构示意图；

图7-图9是与图6结构相对应的主视图、俯视图及仰视图；

图10是本发明喷管轮廓图；

图11是本发明实现俯仰矢量控制的示意图；

图12是本发明实现偏航矢量控制的示意图。

图中1.应用此排气系统的飞机结构；2.采用两台发动机所对应的排气系统；21.双S弯收缩喷管；22.矩形收敛-扩张喷管；23.矩形收敛-扩张喷管喉道处上部从发动机压缩部件引入高压二次流的管道及喷射调节装置；24.矩形收敛-扩张喷管喉道处下部高压二次流引气管道及喷射调节装置；25.矩形收敛-扩张喷管扩张段处下部高压二次流引气管道及喷射调节装置；3.采用单台发动机所对应的排气系统；31.双S弯收缩喷管第一个S弯通道；31A.双S弯收缩喷管分叉后第二个S弯通道左侧；31B.双S弯收缩喷管分叉后第二个S弯通道右侧；32A.左侧矩形收敛-扩张喷管；32B.右侧矩形收敛-扩张喷管；33.从发动机压缩部件引入高压二次流的管道；33A.左侧矩形收敛-扩张喷管喉道处上部高压二次流管道及喷射调节装置；33B.右侧矩形收敛-扩张喷管喉道处上部高压二次流管道及喷射调节装置；34A.左侧矩形收敛-扩张喷管喉道处下部高压二次流管道及喷射调节装置；34B.右侧矩形收敛-扩张喷管喉道处下部高压二次流管道及喷射调节装置；35A.左侧矩形收敛-扩张喷管扩张段处下部高压二次流管道及喷射调节装置；35B.右侧矩形收敛-扩张喷管扩张段处下部高压二次流管道及喷射调节装置。

具体实施方式：

本发明可实现多方向推力矢量控制的双S弯隐形喷管结构，其由双S弯收缩喷管，矩形收敛-扩张喷管以及收敛-扩张喷管上的高压二次流装置构成，参照图10，双S弯收缩喷管由两个S形通道构成，第一个S形通道向下偏转使气流偏离发动机轴向，第二个S形通道向上偏转使气流转回发动机轴向，两个S形通道长度之比选在2∶3-2∶5以保证S形喷管较高的气动性能，两个S形通道与轴向偏距满足图10所示的完全遮挡涡轮条件，根据在飞机上布局可调整两个偏距大小以实现对高温部件的遮挡；矩形收敛-扩张喷管出口为斜切口形式，根据在飞机上的布局调整斜切口角度以满足实际安装条件。对于以双发为动力的飞机，参照图2-5，本发明特征在于：矩形收敛-扩张喷管22与双S弯收缩喷管21相接；矩形收敛-扩张喷管喉道处上部高压二次流喷射管道及喷射调节装置23和下部高压二次流喷射管道及喷射调节装置24设置在矩形收敛一扩张喷管22喉道处的上下两侧，矩形收敛-扩张喷管扩张段处高压二次流喷射管道及调节装置25设置在矩形收敛-扩张喷管的扩张段下部靠后部分，喉道处上部高压二次流管道23与航空发动机高压部件如风扇、压气机的放气系统相连，喉道处下部高压二次流管道24与喉道处上部高压二次流管道23相连，扩张段处下部高压二次流管道25与喉道处下部高压二次流管道24相连，各喷射调节装置包括喷射缝以及用以控制高压二次流流量的控制装置，高压二次流管道与喷射调节装置之间的管道内设置了开关阀门以实现推力状态与非推力状态的转换。对于以单发为动力的飞机，参照图6-9，本发明特征在于：双S弯喷管在第二个S弯通道横向分叉为两个S形通道31A与31B，矩形收敛-扩张喷管32A与双S弯收缩喷管31A相接；矩形收敛-扩张喷管喉道处上部高压二次流喷射管道及喷射调节装置33A和下部高压二次流喷射管道及喷射调节装置34A设置在矩形收敛-扩张喷管32A喉道处的上下两侧，矩形收敛-扩张喷管扩张段处高压二次流喷射管道及调节装置35A设置在矩形收敛-扩张喷管的扩张段下部靠后部分，喉道处下部高压二次流管道34A与喉道处上部高压二次流管道33A相连，扩张段处下部高压二次流管道35A与喉道处下部高压二次流管道34A相连，各喷射调节装置包括喷射缝以及用以控制高压二次流流量的控制装置。矩形收敛-扩张喷管32B与双S弯收缩喷管31B相接；矩形收敛-扩张喷管喉道处上部高压二次流喷射管道及喷射调节装置33B和下部高压二次流喷射管道及喷射调节装置34B设置在矩形收敛-扩张喷管32B喉道处的上下两侧，矩形收敛-扩张喷管32B扩张段处高压二次流喷射管道及调节装置35B设置在矩形收敛-扩张喷管的扩张段下部靠后部分，喉道处下部高压二次流管道34B与喉道处上部高压二次流管道33B相连，扩张段处下部高压二次流管道35B与喉道处下部高压二次流管道34B相连，各喷射调节装置包括喷射缝以及用以控制高压二次流流量的控制装置，高压二次流管道与喷射调节装置之间的管道内设置了开关阀门以实现推力状态与非推力状态的转换。左右矩形-收敛喷管喉道处上部高压二次流管道33A和33B通过管道33与航空发动机高压部件如风扇、压气机的放气系统相连。

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。结构2与结构3工作原理相同，在此以结构3为对象进行说明。在非推力矢量状态下，同时关闭高压二次流喷射管道33A、33B、34A、34B、35A及35B，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32A与32B，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32A与32B的轴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，此时相应的开启矩形收敛-扩张喷管32A与32B各自扩张段处下部高压二次流喷射管道35A与35B，从航空发动机高压部件(如风扇、压气机等)经过高压二次流喷射管道射入矩形收敛-扩张喷管32A与32B的扩张段中主流燃气中，参照图11，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，此时矩形收敛-扩张喷管32A与32B扩张段处下部的高压二次流喷射管道35A与35B处于关闭状态，开启收敛-扩张喷管32A与32B喉道处上、下部的高压二次流喷射管道33A、33B与34A、34B，参照图12，收敛-扩张喷管32A与32B喉道处射入流量不同的高压二次流，结果使得两喷管的喉道面积发生变化，产生大小不同的轴向推力从而获得横向的力矩产生偏航矢量。在同时需求俯仰和偏航控制的工况下，可将二者组合使用。该发明针对军用飞机对推力矢量的需求提出，融合了双S弯隐身技术以及多维度矢量控制技术，能更好的满足飞机对低可探测性及多方向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 (6)

1.可实现多方向推力矢量控制的双S弯红外喷管结构，其特征在于，其结构包括：双S弯收缩喷管，矩形收敛-扩张喷管，收扩喷管喉道处的上、下高压二次流喷射管道及调节装置，收扩喷管扩张段二次流喷射管道及调节装置，调节装置内设置了密封结构，高压二次流管道与喷射调节装置之间的管道内设置了开关阀门以实现推力状态与非推力状态的转换。

双S弯收缩喷管为圆转方弯曲管道，喷管先向下弯曲使气流偏离轴向向下偏转(即第一个S弯通道)，接着向上弯曲使气流回到轴向方向(即第二个S弯通道)；矩形收敛-扩张喷管出口为斜切口形式，易于排气系统与飞机的一体化设计，可大大减少飞机的后体阻力；矩形收敛-扩张喷管喉道处的上部高压二次流喷射管道和下部高压二次流喷射管道及调节装置设置在矩形收敛-扩张喷管喉道的上下两侧，调节装置用以控制高压二次流流量并实现将高压二次流在喉道处经窄缝射入到喷管主流中，喉道处上部高压二次流喷射管道与航空发动机高压部件如风扇、压气机的放气系统相连，下部高压二次流喷射管管道从上部高压二次流管道分流引入高压二次流，通过在吼道处上下射入高压二次流来控制喉道面积以改变发动机推力大小进而实现偏航推力矢量控制；收扩喷管扩张段二次流喷射管道及调节装置设置在收扩喷管的扩张段下部，调节装置同样用以控制高压二次流流量并实现将高压二次流经窄缝射入到喷管主流中，扩张段的二次流喷射管道从喉道处的下部二次流管道分流引入高压二次流，通过在扩张段射入高压二次流产生激波来改变主流方向以实现俯仰推力矢量控制。

2.根据权利要求1所述的可实现多方向推力矢量控制的双S弯隐身喷管结构，其特征在于，所述双S弯收缩喷管第一个S弯通道与第二个S弯通道轴向长度比选在2∶3-2∶5，以保证较高的喷管气动性能；第一个S弯通道偏离轴向偏距与第二个S弯通道偏离轴向偏距满足完全遮挡涡轮原则，可以通过调整这两个偏距来适应飞机布局。

3.根据权利要求1所述的可实现多方向推力矢量控制的双S弯隐身喷管结构，其特征在于，所述矩形收敛-扩张喷管出口为斜切口形式，易于实现与飞机的一体化设计，其喉道处的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窄缝宽度与矩形收敛-扩张喷管的宽度相同；收扩喷管扩张段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，且其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。

4.根据权利要求1所述的可实现多方向推力矢量控制的双S弯隐身喷管结构，其特征在于，对于采用双台发动机的飞机，每台发动机配置一个未分叉的双S弯喷管；对于采用单台发动机的飞机，发动机配置一个分叉的双S弯喷管，即S弯喷管在第一个S弯通道之后分叉变为两个第二个S弯通道，分叉后的第二个S弯通道之后分别连接矩形收敛-扩张喷管以及高压二次流喷射装置。

5.根据权利要求1所述的可实现多方向推力矢量控制的双S弯隐身喷管结构，其特征在于，俯仰方向推力矢量通过矩形收敛-扩张喷管扩张段处高压二次流射入主流燃气产生激波使得气流方向发生偏转产生俯仰方向推力矢量。

6.根据权利要求1所述的可实现多方向推力矢量控制的双S弯隐身喷管结构，其特征在于，根据4中所声明的，两个矩形收敛-扩张喷管出口在同一平面且横向之间存在距离，通过喉部面积控制技术使得两喷管轴向推力大小不同产生横向力矩从而获得偏航方向推力矢量。