CN104847529A - 基于新型气动矢量喷管的三自由度矢量推力系统 - Google Patents

Abstract

本发明基于新型气动矢量喷管的三自由度矢量推力系统，公开了一种具有反推功能的旁路式无源双喉道矢量喷管，包括喷管本体，该喷管本体的内流道包括顺序连接的喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张收敛段、喉道凹腔以及二喉道；喉道前部收敛段紧靠着一喉道设置旁路通道，该旁路通道的进口面向喷管本体内流道的流体入口设置，而旁路通道的出口位于第一喉道处；喷管本体为二元式双喉道喷管；喷管本体的内流道由喷管后体转轴支架内腔以及喷管后体内腔拼接而成；喷管后体沿喷管本体内流道分割成喷管后体上板和喷管后体下板；喷管后体上板、喷管后体下板均通过转轴与喷管后体转轴支架定位连接。本发明不需要专门设计反推装置，结构重量大大减轻，可靠性明显提高。

Description

基于新型气动矢量喷管的三自由度矢量推力系统

技术领域

本发明设计一种基于新型气动矢量喷管的三自由度矢量推力系统，主要用于推力矢量航空发动机、高机动导弹等所有需要矢量推力的推进系统。

背景技术

如何有效产生矢量推力完成对于飞行器俯仰、滚转、偏航的控制已经成为各国研究的重点和热点。常规有源二次射流的双喉道气动矢量喷管的二次流的引入量较大，且需要一个高压气源，使用不便，结构复杂。因此，旁路式无源双喉道矢量喷管应运而生。旁路式无源双喉道矢量喷管则是近年来兴起的一种新型推力矢量技术，凭借结构简单，重量轻的特点，受到越来越多的青睐。比如，中国专利201110384288.3所公开的旁路式双喉道无源矢量喷管，其中，具体地指出，该旁路式双喉道无源矢量喷管包括喷管本体，该喷管本体的内流道包括顺序连接的喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张收敛段、喉道凹腔以及二喉道，所述喉道前部收敛段紧靠着一喉道设置旁路通道，该旁路通道的进口面向喷管本体内流道的流体入口设置，而旁路通道的出口位于第一喉道处，且旁路通道出口的轴线与喉道平面平行或者旁路通道出口的轴线与喷管本体内流道的气流流向成20°至160°。

而基于此技术，开发一种可以产生俯仰、滚转和偏航力矩的矢量推力系统很有必要。

发明内容

本发明基于旁路式无源双喉道矢量喷管这种新型气动矢量喷管，开发了一种包含可产生俯仰、滚转和偏航力矩的三自由度矢量推力系统，包括喷管本体和产生俯仰、滚转和偏航力矩的控制方式，通过分别控制旁路通道的开度，实现了对于飞行器俯仰、滚转、偏航的控制，这一点对于单发飞机来说意义重大。

为实现以上的技术目的，本发明将采取以下的技术方案：

一种基于新型气动矢量喷管的三自由度矢量推力系统，包括二元旁路式无源双喉道矢量喷管；该二元旁路式无源双喉道矢量喷管包括喷管本体以及设置于喷管本体内流道的旁路通道；旁路通道包括上、下两个；所述二元旁路式无源双喉道矢量喷管内流道通过安装在自身纵截面位置的隔板，分隔成左流道、右流道；同时所述上、下旁路通道均被隔板分隔成两个部分，其中，上旁路通道包括处于左流道的左侧上旁路通道和处于右流道的右侧上旁路通道，下旁路通道则包括处于左流道的左侧下旁路通道和处于右流道的右侧下旁路通道；左侧上旁路通道、右侧上旁路通道、左侧下旁路通道以及右侧下旁路通道均与相应的旁路通道开合控制装置连接；各旁路通道在各自旁路通道开合控制装置的开合控制下，实现飞行器俯仰、滚转和偏航姿态控制。

作为本发明的进一步改进，所述隔板长度为二元旁路式无源双喉道矢量喷管长度的85%-100%。

作为本发明的进一步改进，所述隔板处于二元旁路式无源双喉道矢量喷管内流道轴线位置处的纵截面上。

作为本发明的进一步改进，上、下两个旁路通道分别通过横向地设置于喷管本体内流道的上、下旁路凸块对应形成；所述上、下旁路凸块均包括两个分体，其中，上旁路凸块包括分设在隔板左右两侧的处于左流道内的左侧上旁路凸块分体、处于右流道内的右侧上旁路凸块分体，而下旁路凸块则包括分设在隔板左右两侧的处于左流道内的左侧下旁路凸块分体、处于右流道内的右侧下旁路凸块分体；所述左侧上旁路凸块分体、左侧下旁路凸块分体、右侧上旁路凸块分体、右侧下旁路凸块分体均在各自的进口、出口处配装控制通道开合的挡片；各挡片分别与相应的旁路通道开合控制装置连接并在旁路通道开合控制装置的控制下实现相应旁路通道进、出口开度的调节。

作为本发明的进一步改进，同时关闭左、右通道的旁路通道时，所述三自由度矢量推力系统处于非推力矢量状态。

根据以上的技术方案，相对于现有技术，本发明具有以下的优点：

（1）本发明所述的矢量推力系统可以根据发动机的实际工作需要，自动调节上下两侧的旁路出口截面挡片,产生并维持了矢量偏转的效果。

（2）本发明产生推力矢量的同时，可以通过控制左右流道推力的矢量实现对于俯仰和滚转的控制；可以通过同时控制左右流道次流通道的开度实现对于左右流道推力大小的控制，实现对于偏航的控制。

（3）航空发动机涡轮出口不需要连接Y型管，损失小，对于整个发动机截面的变化影响较小。

附图说明

图1是本发明的结构示意图；

图2是本发明所述的基于旁路式无源双喉道矢量喷管的一侧通道的示意图；

其中，右侧通道1、左侧通道2、喉道前部收敛段3、旁路通道进口4、旁路通道5、旁路通道出口6、一喉道7、二喉道前部扩张收敛段8、喉道凹腔9、二喉道10、旁路凸块11。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式，进一步阐明本发明。应理解下述具体实施方式仅用于说明本发明而不用于限制本发明的范围。需要说明的是，这些附图均为简化的示意图，仅以示意方式说明本发明的基本结构，因此其仅显示与本发明有关的构成。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“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”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

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。

   如图1和图2所示，其是本发明的结构示意图。本发明将已有的二元旁路式无源双喉道矢量喷管，使用隔板将其分为左右两个流道，左右两通道具有相同的型面，且各通道的旁路通道可以在动力驱动装置的作用下根据需要独立控制。将发动机涡轮流出的一股气体分为左右两股流道，流入二元旁路式无源双喉道矢量喷管中。一般情况下，喷管左右两股流道流通面积相同，但可以根据实际需求适当调整；分割左右流道的隔板长度为喷管长度的85%-100%。左右流道中的旁路式无源双喉道矢量喷管型面相同，可以通过控制上、下旁路通道开度单独控制其推力的方向，从而实现对于俯仰、滚转姿态的控制；也可以通过同时关闭或打开上、下旁路通道来控制左、右喷管推力的大小，从而实现对于偏航姿态的控制。

具体地，本发明所述的基于新型气动矢量喷管的三自由度矢量推力系统，包括二元旁路式无源双喉道矢量喷管；该二元旁路式无源双喉道矢量喷管包括喷管本体以及设置于喷管本体内流道的旁路通道5；旁路通道5包括上、下两个；所述二元旁路式无源双喉道矢量喷管内流道通过安装在自身纵截面位置的隔板，分隔成左流道、右流道；同时所述上、下旁路通道均被隔板分隔成两个部分，其中，上旁路通道包括处于左流道的左侧上旁路通道和处于右流道的右侧上旁路通道，下旁路通道则包括处于左流道的左侧下旁路通道和处于右流道的右侧下旁路通道；左侧上旁路通道、右侧上旁路通道、左侧下旁路通道以及右侧下旁路通道均与相应的旁路通道开合控制装置连接；各旁路通道在各自旁路通道开合控制装置的开合控制下，实现飞行器俯仰、滚转和偏航姿态控制。

作为本发明的一种具体实施例，所述的上、下两个旁路通道分别通过横向地设置于喷管本体内流道的上、下旁路凸块11对应形成；所述上、下旁路凸块11均包括两个分体，其中，上旁路凸块11包括分设在隔板左右两侧的处于左流道内的左侧上旁路凸块分体、处于右流道内的右侧上旁路凸块分体，而下旁路凸块11则包括分设在隔板左右两侧的处于左流道内的左侧下旁路凸块分体、处于右流道内的右侧下旁路凸块分体；所述左侧上旁路凸块分体、左侧下旁路凸块分体、右侧上旁路凸块分体、右侧下旁路凸块分体均在各自的进口4、出口6处配装控制通道开合的挡片；各挡片分别与相应的旁路通道开合控制装置连接并在旁路通道开合控制装置的控制下实现相应旁路通道进、出口开度的调节。

本发明正常的工作状态分两种：非推力矢量状态和推力矢量状态。在非推力矢量状态下，同时关闭左、右通道的旁路通道，经过发动机涡轮的气体不受旁路扰动向后排出。当处于推力矢量状态下时，矢量推力系统通过分别控制左侧和右侧通道1的旁路通道开度，使本系统左、右通道独立产生矢量推力。当本系统的左侧和右侧通道1产生相同方向的推力矢量时，本系统为飞行器产生俯仰力矩。当本系统的左侧和右侧通道1产生方向相反的推力矢量时，本系统为飞行器产生滚转力矩。当左侧通道2的上下旁路通道全部打开而右侧通道1的上下旁路通道全部关闭，左侧通道2中气流扰动增加，掺混强烈，推力减小，而右侧通道1旁路通道未开启，扰动相对较小，推力较大，两侧通道推力的不同使得矢量推力系统产生了左偏航力矩。反之，当右侧通道1的上下旁路通道全部打开而左侧通道2的上下旁路通道全部关闭，产生右偏航力矩。若同时需要俯仰、滚转和偏航力矩中的多个，可以对于控制左右通道的旁路通道开度的动力驱动装置混合控制，以同时产生所需要的力矩。

本发明针对未来军用发动机对推力矢量的需求提出，融合了二元旁路式无源双喉道矢量喷管和三自由度矢量控制技术，使用自动调节的进出口挡片控制开度，可以用来调节左、右侧通道1的推力矢量方向和推力大小。因此，本发明能更好的满足飞机对于高机动性、低速低空大迎角飞行、低可探测性等的要求，尤其对于单发飞机而言，本喷管可以实现单发飞机三个自由度的控制，辅助或替代舵面进行飞行器的姿态控制，应用前景良好。

本发明方案所公开的技术手段不仅限于上述技术手段所公开的技术手段，还包括由以上技术特征任意组合所组成的技术方案。

以上述依据本发明的理想实施例为启示，通过上述的说明内容，相关工作人员完全可以在不偏离本项发明技术思想的范围内，进行多样的变更以及修改。本项发明的技术性范围并不局限于说明书上的内容，必须要根据权利要求范围来确定其技术性范围。

Claims (5)

1.一种基于新型气动矢量喷管的三自由度矢量推力系统，包括二元旁路式无源双喉道矢量喷管；该二元旁路式无源双喉道矢量喷管包括喷管本体以及设置于喷管本体内流道的旁路通道；旁路通道包括上、下两个；其特征在于，所述二元旁路式无源双喉道矢量喷管内流道通过安装在自身纵截面位置的隔板，分隔成左流道、右流道；同时所述上、下旁路通道均被隔板分隔成两个部分，其中，上旁路通道包括处于左流道的左侧上旁路通道和处于右流道的右侧上旁路通道，下旁路通道则包括处于左流道的左侧下旁路通道和处于右流道的右侧下旁路通道；左侧上旁路通道、右侧上旁路通道、左侧下旁路通道以及右侧下旁路通道均与相应的旁路通道开合控制装置连接；各旁路通道在各自旁路通道开合控制装置的开合控制下，实现飞行器俯仰、滚转和偏航姿态控制。

2.根据权利要求1所述基于新型气动矢量喷管的三自由度矢量推力系统，其特征在于，所述隔板长度为二元旁路式无源双喉道矢量喷管长度的85%-100%。

3.根据权利要求1所述基于新型气动矢量喷管的三自由度矢量推力系统，其特征在于，所述隔板处于二元旁路式无源双喉道矢量喷管内流道轴线位置处的纵截面上。

4.根据权利要求1所述基于新型气动矢量喷管的三自由度矢量推力系统，其特征在于，上、下两个旁路通道分别通过横向地设置于喷管本体内流道的上、下旁路凸块对应形成；所述上、下旁路凸块均包括两个分体，其中，上旁路凸块包括分设在隔板左右两侧的处于左流道内的左侧上旁路凸块分体、处于右流道内的右侧上旁路凸块分体，而下旁路凸块则包括分设在隔板左右两侧的处于左流道内的左侧下旁路凸块分体、处于右流道内的右侧下旁路凸块分体；所述左侧上旁路凸块分体、左侧下旁路凸块分体、右侧上旁路凸块分体、右侧下旁路凸块分体均在各自的进口、出口处配装控制通道开合的挡片；各挡片分别与相应的旁路通道开合控制装置连接并在旁路通道开合控制装置的控制下实现相应旁路通道进、出口开度的调节。

5.根据权利要求1所述基于新型气动矢量喷管的三自由度矢量推力系统，其特征在于，同时关闭左、右通道的旁路通道时，所述三自由度矢量推力系统处于非推力矢量状态。