CN104295404B - 二元流体式推力矢量动力装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种二元流体式推力矢量动力装置，包括动力装置、过渡主流道部件、二次流道部件、二元流体式推力矢量喷管，旨在实现主射流偏转和推力转向，能够产生飞行器提供姿态调整所需的操控力矩，可为飞机提供一种有效的操控手段。动力装置提供原始射流和推力，过渡主流道部件使三维圆形射流转变为二维矩形射流，并采用流体式推力矢量喷管实现主射流的比例偏转控制，近而实现推力的矢量化。二次流流道是将被动式二次流导入矢量喷管内的通道。该装置无需额外高压气源、复杂气路即可以较小的能量消耗实现动力系统的推力矢量控制。

Description

二元流体式推力矢量动力装置

技术领域

本发明属于航空航天飞行器发动机推力矢量控制领域，特别涉及一种利用主射流卷吸引射而产生的被动二次流进行主射流矢量偏转控制的一种二元流体式推力矢量动力装置，用于帮助飞行器实现高机动飞行控制。

背景技术

高机动性和敏捷性是现代战斗机所追求的性能指标之一。即使传统气动舵面以最高的效率来产生控制力矩也难以满足非常规姿态下的飞行器姿态控制，况且某些条件下其效率会降低甚至失效，还会出现飞行事故。因此，现代战斗机急需一种新的姿态控制手段，以提供操控所需的力矩。

推力矢量技术是实现飞行器姿态控制、超机动飞行的重要手段。推力矢量技术的实现形式有两种：机械控制式和流体控制式。

机械控制式已有实际应用，包括二元偏转板、多轴矢量喷管等方式，实际应用发现它存在结构复杂、可靠性差、重量大、发动机推力损失严重等一些问题。

流体控制式是在固定型面的喷管上采用流动控制手段对主射流进行矢量偏转控制，主要形式有：激波控制、喉道偏置、逆向流控制、同向流控制方式，目前还都处于研究阶段。

流体控制形式的推力矢量技术具有结构简单、无活动部件、固定喷管便于机身安置、重量轻、效率高、对控制信号响应快、隐身性能更好等优点。但是已有的形式也存在一定的缺点：需要额外的压力气源（高压或真空）以及管路布置复杂，不易实现比例偏转控制。

发明内容

针对上述情况，本发明主要针对背景技术中存在的问题和缺陷加以创新，提供一种二元流体式推力矢量动力装置。该装置无需额外的压力气源，利用射流卷吸引射特性产生的被动式二次流，结合流体式矢量喷管实现主射流的比例偏转控制，近而实现推力的矢量化。

被动式二次流和射流偏转的比例控制是本专利两大特点。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：提供了一种二元流体式推力矢量动力装置，用于实现推力转向进行飞行器姿态控制，包括动力装置、过渡主流道部件、二次流流道部件和二元流体式推力矢量喷管，其中，

所述动力装置为涵道风扇或微型涡轮喷气发动机，安装在所述过渡主流道部件的前端，用于提供原始气流和动力；所述原始气流是常温射流或热射流。

所述过渡主流道部件是一个圆过方的主流道，其前端为圆形入口，尾端为矩形出口，所述圆形入口与所述动力装置的圆形出口相连接；所述矩形出口的截面面积与圆形入口的截面面积相等；

所述二次流流道部件是一个安装在所述过渡主流道部件外侧用于将外部气体导入所述二元流体式推力矢量喷管的二次流流道，包括上侧二次流流道和下侧二次流流道，所述上侧二次流流道和下侧二次流流道源于同一二次流入口。

所述二元流体式推力矢量喷管固定在所述主流道部件的矩形出口上，包括喷管型面和偏转部件，所述喷管型面设置在所述二元流体式推力矢量喷管的内侧，并与所述过渡主流道部件尾段矩形出口的上下壁面间隔一定距离分别形成上侧控制缝和下侧控制缝，所述上侧控制缝和下侧控制缝的入口分别与所述上侧二次流流道和下侧二次流流道的出口相连；所述偏转部件包括上侧偏转部件和下侧偏转部件，所述上侧偏转部件和下侧偏转部件分别安装在所述上侧控制缝和下侧控制缝中，通过转动能改变所述上侧控制缝和下侧控制缝的流通面积。

进一步地，所述过渡主流道部件具有圆形入口和矩形出口，将所述动力装置出口排出的圆形三维射流转变为从矩形出口排出的二维射流。

进一步地，所述喷管型面相对于所述过渡主流道保持固定，不发生偏转转动。

进一步地，所述二维射流卷吸引射而抽吸两侧的流体，所述二维射流和喷管型面之间将产生上侧低压区和下侧低压区，所述低压区又会通过控制缝抽吸外部气体，通过所述偏转部件的转动对所述控制缝流通面积的控制而限制外部流体对低压区的补充；所述上侧偏转部件和下侧偏转部件对所述上侧控制缝和下侧控制缝的不对称控制将使二维射流的上侧低压区和下侧低压区产生能够驱动二维射流发生偏转的压差，实现射流偏转和推力矢量。

进一步地，对所述过渡主流道出口的二维射流进行偏转控制时，所述二维射流对所述控制缝上游气体进行抽吸，同时结合所述偏转部件对控制缝流通面积的控制来实现二维射流的偏转；所述上游补充气体属于被动二次流注入，所述被动二次流来源于环境气体或来源于动力装置下游的过渡主流道中的气体或来源于动力装置前进气道中的气体。

进一步地，所述二元流体式推力矢量喷管还包括由舵机和四连杆机构组成的驱动装置；所述四连杆机构的一端连接所述舵机，另一端连接所述上侧偏转部件和下侧偏转部件；所述舵机通过所述四连杆机构同时驱动上侧偏转部件和下侧偏转部件同向转动，进而改变所述上侧控制缝和下侧控制缝的流通面积。

进一步地，所述二维射流偏转角度与偏转部件偏转角度保持一定的函数关系，二维射流可在±21°之间任意偏转，最大侧向力为主推力的38.3%。

当矩形出口有主射流流出时，将对两侧的气体进行引射抽吸使两侧产生低压区。由于弯曲喷管型面的限制，周围气体不能随意补充到射主流喷管型面型面之间的空隙中，只有通过喷管型面与矩形出口之间预留的控制缝向间隙中补充气体。该补充进来的气体是依靠主射流两侧的相对低压抽吸过来的，称之为被动式二次流注入。被动二次流注入之后，间隙处的压力会有所提高。

当需要射流进行偏转控制时，同向转动两侧的偏转片可使控制缝一侧流通面积不变另一侧减小或关闭，那么控制缝关闭或受限一侧间隙处的压力降低，而另一侧压力不变。主射流两侧就产生了不平衡的压力，该压力差会驱使射流向控制缝被关闭的一侧偏转。射流偏转角的大小会随控制缝流通面积大小变化而变化，可以比例控制，最终实现推力转向。

舵机驱动的四连杆机构用于带动矢量喷管双侧的偏转片同向偏转，使控制缝流通面积一侧增大一侧减小地连续变化。主射流随偏转片的控制可在一定角度范围内连续偏转。二维射流偏转角度与偏转部件偏转角度保持一定的函数关系，二维射流可在±21°之间任意偏转，最大侧向力为主推力的38.3%。

其他流体式控制手段对主射流的偏转控制，需要主动注入压力气源，注入量越大主射流偏转角也就越大，而本发明则无需主动的压力气源注入，仅利用射流的卷吸引射作用，通过控制控制缝的流通面积，来控制被动式二次流的注入量即可实现主射流的偏转，且单侧被动二次流注入越少，射流偏转角越大，这是与之前不同的地方。

因此，可以说该二元流体式矢量动力装置采用被动式二次流注入的控制方式、无需额外高压气源和复杂气路、以较小的能量消耗实现动力系统的推力矢量化控制。而外部补充气体既可以是环境气体也可以是动力装置后主流道中气体，还可以是动力装置前进气道中气体。

本发明的有益效果：

（1）该流体式推力矢量动力装置可以实现推力或射流偏转角的在一定范围内任意偏转，便于应用于飞行器的飞行控制中；

（2）无需主动注入压力气源或配置真空气源设备，仅依靠主射流的卷吸引射作用，从环境中、动力装置前端或动力装置后端抽取二次流，即被动式二次流；

（3）能耗极低，本发明喷管型面固定，无需复杂和笨重的液压伺服机构，只需微型舵机驱动偏转片转动即可实现主射流偏转和推力矢量，微型舵机所消耗功率不超过主流气流驱动功率的0.26%。

附图说明

图1是本发明的整体结构俯视示意图；

图2是本发明的整体结构侧视示意图；

图3是本发明无控制射流未偏转时具体实施方式示意图；

图4是本发明控制射流向上偏转时具体实施方式示意图；

图5是本发明控制射流向下偏转时具体实施方式示意图；

图中具体标号为：1.动力装置，1a.动力装置出口，2.过渡主流道部件，2a.主流道入口，2b.主流道出口，3.二次流流道部件，3a.上侧二次流流道，3b.下侧二次流流道，3c.二次流入口，4.二元流体式推力矢量喷管，5a.三维圆形主射流，5b.二维矩形主射流，6a.上侧偏转部件，6b.下侧偏转部件，7a.上侧喷管型面，7b.下侧喷管型面，8a.上侧控制缝，8b.下侧控制缝，9.舵机，10.四连杆机构，11a.上侧间隙，11b.下侧间隙，12a.上侧被动二次流，12b.下侧被动二次流。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的和技术方案更加清楚，下面将结合本发明实施例的附图，对本发明实施例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的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于所描述的本发明的实施例，本领域普通技术人员在无需创造性劳动的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。

本技术领域技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语（包括技术术语和科学术语）具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。

本发明中所述的“和/或”的含义指的是各自单独存在或两者同时存在的情况均包括在内。

本发明中所述的“内、外”的含义指的是相对于设备本身而言，指向设备内部的方向为内，反之为外，而非对本发明的装置机构的特定限定。

本发明中所述的“左、右”的含义指的是阅读者正对附图时，阅读者的左边即为左，阅读者的右边即为右，而非对本发明的装置机构的特定限定。

本发明中所述的“连接”的含义可以是部件之间的直接连接也可以是部件间通过其它部件的间接连接。

本发明的被动二次流控制方法的原理：

主射流对周围气流具有卷吸引射作用，会带走周围气体，当加装侧壁喷管型面后，限制了周围流体的补充，就会在射流与侧壁之间形成低压区，如果在侧壁面与主流道出口之间保留一定的缝隙即控制缝，低压区压力低于环境压力将通过控制缝抽吸外部气体，也就是说外部流体通过控制缝补充到或被抽吸到低压区。如果在控制缝处施加控制，改变流通面积，那么将改变外部气体的补充量，也就会改变低压区的压力大小。而上下两侧不对称的控制，例如一侧关闭一侧开启，两侧低压区的静压大小不等，将会使主射流两侧产生压力差，这个压力差将驱使射流发生偏转。

如图1所示，本发明提供一种二元流体式推力矢量动力装置，主要包括动力装置1、过渡主流道部件2、二次流道部件3、二元流体式推力矢量喷管4组成。

下面分别对三种功能状态进行介绍。

动力装置1运转之后产生三维圆形射流5a和推力；过渡主流道部件2的入口2a与动力装置1的出口1a相连接，它们形状都为圆形且直径相同。过渡主流道部件2的出口2b为一定宽高比的矩形，出口2b面积与入口2a相当，过渡主流道部件2可将涵道风扇出口的三维圆形射流5a转变为二维矩形射流5b。二维矩形射流5b从过渡主流道部件2的出口2b流出之后将沿轴线方向流动并产生沿轴向的反推力。此外，由于卷吸引射作用，二维矩形射流5b将从与上下侧喷管型面7a和7b形成的上下侧间隙11a和11b中分别带走部分气体，使间隙11a和11b中产生低压。

当无需射流偏转时，二元流体式推力矢量喷管4的上下两侧偏转片6a和6b对上下控制缝8a和8b的控制开度是一样的。上侧被动二次流12a经上侧二次流流道3a引入控制缝8a并补充到间隙11a中，下侧被动二次流12b经下侧二次流流道3b引入控制缝8b并补充到间隙11b中。二维矩形主射流5b两侧间隙11a和11b压力保持平衡，不发生偏转，如图3所示。

当需要二维矩形主射流5b向上偏转时，启动舵机9驱动四连杆机构10向上转动，两个偏转片6a和6b将顺时针转动。上侧偏转片6a将会减小甚至关闭上侧控制缝8a的流通面积，经上侧控制缝8a补充至上侧间隙11a的被动二次流气体12a减少，上侧间隙11a处的静压降低；下侧偏转片6b的运动对下侧控制缝8b的流通面积无影响，也不会影响被动二次流气体12b对下侧间隙11b的补充，下侧间隙11b处静压不变；那么就会出现二维矩形主射流5b下侧间隙11b处静压高于上侧间隙11a处静压的现象，该压力差将驱使主射流5b向上偏，产生向下的法向力，实现了推力转向，如图4所示。

当需要二维矩形主射流5b向下偏转时，启动舵机9驱动四连杆机构10向下转动，上下侧偏转片6a和6b将逆时针转动。下侧偏转片6b将会减小甚至关闭下侧控制缝8b的流通面积，经下侧控制缝8b补充至下侧间隙11b的被动二次流气体12b减少，下侧间隙11b处静压降低；上侧偏转片6a的运动对上侧控制缝8a的流通面积无影响，也不会影响被动二次流气体12a对上侧间隙11a的补充，上侧间隙11a处压力不变；那么就会出现二维矩形主射流5b上侧间隙11a处静压高于而下侧间隙11b处静压的现象，该压力差将驱使主射流5b向下偏，产生向上的法向力，实现了推力转向，如图5所示。

对于被动二次流12a和12b的来源有三种途径可以提供：环境气体、动力装置后主流道中的气体、动力装置前进气道中的气体，图1和图2中被动二次流12a和12b的入口3c相当于与环境气体相连通。需要时也可再由一段导管连接至动力装置前的进气道中或动力装置下游的过渡主流道中。

由于舵机9是连续转动的，上下侧偏转片6a和6b也可在一定范围内连续偏转，可以随意控制上下侧控制缝8a和8b流通面积的大小甚至关闭，因此可以控制二维矩形主射流5b在一定范围内上下连续比例偏转，最终实现一定角度范围的推力矢量化。

弧形喷管壁面上开设有凹槽，偏转部件在四连杆机构的带动下能转入或转出凹槽；偏转部件转入凹槽时，其所处的控制缝的流通面积不变；偏转部件转出凹槽时，其所处的控制缝的流通面积随着偏转部件转出过程逐渐减小。

本发明中二维矩形主射流偏转特点是偏向被动二次流注入较少的一侧，这与常规需要高压气源注入的流体式推力矢量喷管不同。

由以上情况可以看出本发明以流动控制手段，即采用被动式二次流控制主射流偏转，只需被动地从外部抽取一定的补充气流即可。本发明除了无需额外压力气源的有点之外，无需要复杂气路，仅以简单的气路和较小的能量消耗即可实现射流偏转和推力矢量化，可为飞行器飞行操控提供控制手段。

以上仅为本发明的实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些均属于本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种二元流体式推力矢量动力装置，用于实现推力转向进行飞行器姿态控制，包括动力装置、过渡主流道部件、二次流流道部件和二元流体式推力矢量喷管，其中，所述动力装置安装在所述过渡主流道部件的前端，用于提供原始气流和动力；所述过渡主流道部件是一个圆过方的主流道，其前端为圆形入口，尾端为矩形出口，所述圆形入口与所述动力装置的圆形出口相连接，其特征在于，

所述矩形出口的截面面积与圆形入口的截面面积相等；

所述二次流流道部件是一个安装在所述过渡主流道部件外侧用于将外部气体导入所述二元流体式推力矢量喷管的二次流流道，包括上侧二次流流道和下侧二次流流道，所述上侧二次流流道和下侧二次流流道源于同一二次流入口；

所述二元流体式推力矢量喷管固定在所述主流道部件的矩形出口上，包括喷管型面和偏转部件，所述喷管型面设置在所述二元流体式推力矢量喷管的内侧，并与所述过渡主流道部件尾段矩形出口的上下壁面间隔一定距离分别形成上侧控制缝和下侧控制缝，所述上侧控制缝和下侧控制缝的入口分别与所述上侧二次流流道和下侧二次流流道的出口相连；所述偏转部件包括上侧偏转部件和下侧偏转部件，所述上侧偏转部件和下侧偏转部件分别安装在所述上侧控制缝和下侧控制缝中，通过转动能改变所述上侧控制缝和下侧控制缝的流通面积。

2.根据权利要求1所述的一种二元流体式推力矢量动力装置，其特征在于，所述动力装置为涵道风扇或微型涡轮喷气发动机，所述原始气流是常温射流或热射流。

3.根据权利要求1所述的一种二元流体式推力矢量动力装置，其特征在于，所述过渡主流道部件具有圆形入口和矩形出口，将所述动力装置出口排出的圆形射流转变为从矩形出口排出的矩形射流。

4.根据权利要求1所述的一种二元流体式推力矢量动力装置，其特征在于，所述喷管型面相对于所述过渡主流道保持固定，不发生偏转转动。

5.根据权利要求3所述的一种二元流体式推力矢量动力装置，其特征在于，所述矩形射流卷吸引射而抽吸两侧的流体，所述矩形射流和喷管型面之间将产生上侧低压区和下侧低压区，所述低压区又会通过控制缝抽吸外部气体，通过所述偏转部件的转动对所述控制缝流通面积的控制而限制外部流体对低压区的补充；所述上侧偏转部件和下侧偏转部件对所述上侧控制缝和下侧控制缝的不对称控制将使矩形射流的上侧低压区和下侧低压区产生能够驱动矩形射流发生偏转的压差，实现射流偏转和推力矢量。

6.根据权利要求1所述的一种二元流体式推力矢量动力装置，其特征在于，对所述过渡主流道出口的矩形射流进行偏转控制时，所述矩形射流对所述控制缝上游气体进行抽吸，同时结合所述偏转部件对控制缝流通面积的控制来实现矩形射流的偏转；所述上游气体属于被动二次流注入，所述被动二次流来源于环境气体或来源于动力装置下游的过渡主流道中的气体或来源于动力装置前进气道中的气体。

7.根据权利要求1所述的一种二元流体式推力矢量动力装置，其特征在于，所述二元流体式推力矢量喷管还包括由舵机和四连杆机构组成的驱动装置；所述四连杆机构的一端连接所述舵机，另一端连接所述上侧偏转部件和下侧偏转部件；所述舵机通过所述四连杆机构同时驱动上侧偏转部件和下侧偏转部件同向转动，进而改变所述上侧控制缝和下侧控制缝的流通面积。

8.根据权利要求3所述的一种二元流体式推力矢量动力装置，其特征在于，所述矩形射流偏转角度与偏转部件偏转角度保持一定的函数关系，矩形射流在±21°之间任意偏转，最大侧向力为主推力的38.3%。