CN105134407B - 具有垂直起降功能的喉道偏移式气动矢量喷管及控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种具有垂直起降功能的喉道偏移式气动矢量喷管，包括该垂直起降喷管装置本体。该喷管的内流道依次包括一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张收敛段、二喉道。实现其垂直起降功能的本体是由转轴、可绕转轴旋转的喷管后体及其附件组成。通过喷管后体旋转，将主流分为上下两股气流，分别沿喷管后体内表面流经垂直起降通道和沿喷管后体外部曲面流动，实现气体由水平向后到竖直向下喷出，完成了气流的转向并实现了垂直起降。同时，可通过控制喉道偏移式气动矢量喷管在一喉道处注入的次流流量的大小、速度和方向，在喷管后体不动的情况下，实现飞行器合力及合力矩的少量快速改变，满足在垂直起降过程中飞行器在空中平稳悬停的需要。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器领域，特别是同时需要推力矢量推进系统和垂直起降的飞行器。
背景技术
随着科学技术的发展，装备推力矢量航空发动机的飞行器越来越多。而对于未来的陆基及舰载垂直起降战斗机而言，不仅仅需要垂直起降技术助其在狭小的空间(如城市、舰艇甲板等)地方实现起降，更需要推力矢量技术助其在平飞时具有更好的机动性，以赢得空战的胜利。因此，同时具备推力矢量技术和垂直起降技术的喷管装置将具有良好的应用前景。
当下，有很多推力矢量喷管和垂直起降装置的设计，但是鲜有将二者融合在一起的设计。且不说二者融合设计的难度和困难，单纯就推力矢量喷管和垂直起降装置分开来说，多数设计就因为机械结构复杂、笨重、可靠性差、成本高等问题而停留在纸上，很少实现工程应用。
喉道偏移式气动矢量喷管分为有源式和无源式两种，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。
发明内容
发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供了一种具有垂直起降功能的喉道偏移式气动矢量喷管，用于解决现有的飞行器无法实现将推力矢量喷管和垂直起降装置设计成一体的技术问题。
技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
一种具有垂直起降功能的喉道偏移式气动矢量喷管，利用传统的二元式喉道矢量偏移式喷管的喷管后体内部型面特征，在喷管后体上设置有控制喷管后体旋转的转轴，所述转轴水平设置且垂直于喷管前端的发动机的轴向；开启垂直起降功能时，所述喷管后体在转轴带动下逆时针旋转使得喷管下壁面、二喉道均与喷管后体之间均形成与喷管外部连通的通道，实现气流向下喷出。
开启垂直起降功能时，旋转后的喷管后体将喷管主流分为上下两股气体，其中主流上部的气体流经喷管后体外型面，在科恩达效应的作用下，沿弯曲的外型面流动，由原本的水平向后喷出变为向下喷出，而主流下部气体在喷管后体内型面的作用下，流经打开形成的垂直起降气流通道，实现了转向，也由原本的水平向后喷出变为向下喷出。最终，两股气流在不同的通道中通过不同的方式完成了气流转向，产生了竖直向上的升力，实现了垂直起降功能。垂直起降气流通道型面由喷管后体内型面以及部分圆弧表面共同构成，既满足了气体流动的需要，又满足了喷管后体旋转运动的需要。垂直起降气流通道的开度通过喷管后体旋转的角度决定，改变喷管后体的旋转角度，实现对于主流中上下两股气体流量、速度及其方向的控制，实现气流合力大小和方向的少量改变，实现对于飞行器垂直起降过程中姿态的控制和改变，保证飞行器垂直起降过程中的飞行安全。
进一步的，在本发明中，所述转轴到喷管出口的长度为二喉道前部扩张收敛段水平方向长度的10％-95％，转轴转动角度为0°～160°。
进一步的，在本发明中，所述转轴连接有伺服机构(如步进电机、伺服电机、液压作动筒等)控制其转动。
作为本发明的进一步改进，本喷管可以通过控制喉道偏移式气动矢量喷管在一喉道注入次流流量的大小、速度和角度，在喷管后体不动的情况下，实现对于飞行器整体合力及合力矩的少量快速改变，满足在垂直起降过程中飞行器在空中平稳悬停的需要，并实现对飞行器姿态的控制。其中，在一喉道注入的次流可以来自发动机压气机或燃烧室，也可以来自尾喷管入口气流或飞行器进气道或环境大气，还可以来自气瓶、压缩机、气泵等气源。
有益效果：
本发明与现有技术相比，具有以下优点：
(1)在推力矢量性能不受影响的前提下，利用二元式喉道偏移式气动矢量喷管后体内部型面特征，将由部分或全部二喉道前部扩张收敛段型面和二喉道构成的喷管后体绕转轴旋转充当垂直起降装置的气体折流板，将主流分为上下两股气流，分别通过喷管内型面的作用和在后体外型面利用科恩达效应的流动，实现气体由原本水平喷出变为垂直向下喷出，完成了气流的转向，实现了垂直起降；上述功能的实现，不需要专门设计折流装置，结构重量大大减轻，将推力矢量喷管与垂直起降装置结合，拓宽了它的应用场合，可靠性明显提高；
(2)能方便地与飞机后机体一体化设计，在不使用垂直起降装置的时候，二元喷口对降低机体红外辐射有很大作用，使用垂直起降的时候炽热气体对于机体产生的影响较小；
(3)可以通过控制喷管后体旋转部件旋转的角度控制垂直起降气流通道的开度，进而控制升力的大小和方向，实现了升力大小和方向的连续可调，易于实现平飞和垂直起降状态的切换。
(4)可以通过控制喷管在一喉道注入次流流量的大小、速度和角度，进而控制飞行器所受到的力的大小和方向，实现了系统合力的大小和方向的连续可调，完成飞行器姿态可控，并实现稳定悬停。
附图说明
图1本喷管正常状态的三维示意图；
图2本喷管正常状态时将喷管一边侧壁去掉的主视图；
图3本喷管正常状态时将喷管两边侧壁去掉的主视图；
图4本喷管垂直起降状态的三维示意图；
图5本喷管垂直起降状态时将喷管一边侧壁去掉的主视图；
图6本喷管垂直起降状态时将喷管两边侧壁去掉的主视图；
其中：喷管上壁面1、喷管下壁面2、一喉道尖点3、一喉道4、二喉道前部扩张收敛段5、转轴6、喷管后体7、二喉道8。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作更进一步的说明。
本发明是具有垂直起降功能的喉道偏移式气动矢量喷管，利用喉道偏移式气动矢量喷管后体型面旋转使得气流由水平向后喷出变为向下喷出，从而实现了垂直起降。由图1、图2和图3可以看出，此装置主要由喷管上壁面1、喷管下壁面2、一喉道尖点3、一喉道4、二喉道前部扩张收敛段5、转轴6、喷管后体7以及二喉道8等部件构成。固定转轴6的转轴支架与喉道偏移式气动矢量喷管前体固定连接，转轴6由伺服电机控制转动角度，喷管后体7在转轴6带动下旋转，并且根据喷管后体7的形状，设置开启垂直起降功能时，喷管后体7的转动方向为逆时针，相反，关闭垂直起降功能时，喷管后体7顺时针转回原位即可。
本发明正常工作状态分两种：正常状态和垂直起降状态。
图1和图2、图3展示的是正常状态的原理图。其中图1展示的是正常状态三维示意图，图2展示的是正常状态时将转轴支架去掉的主视图。此时，喷管后体6未旋转，此时垂直起降气流通道关闭，喷管内型面为典型喉道偏移式气动矢量喷管的内型面，在一喉道处未注入次流时，主流气体未受到次流的扰动，沿发动机轴向向发动机后方喷出，此时喷管未产生推力矢量效果；通过在一喉道处向主流注入次流，喷管产生对应的矢量效果。这一部分内容在此不做赘述。
图4、图5和图6展示的是垂直起降状态的原理图。其中，图4展示的是垂直起降状态三维示意图，图5为垂直起降状态主视图，图6为将转轴支架去掉的垂直起降状态示意图。从这三幅图可以清楚地看出喷管后体6旋转后的气流通道情况。通过改变喷管后体6的角度，原本直接排出气体的主流被旋转后的喷管后体6分为上下两股气流，同时垂直起降气流通道恰好打开。其中，上股气流在科恩达效应的作用下流经喷管后体6的外壁面，实现流动方向从水平到竖直向下的改变，而下股气流在喷管后体6的内型面作用下流经垂直起降气流通道竖直向下喷出。两股气体最终都实现了流动方向由水平向后到竖直向下的改变，其产生的反作用力向上，成为了垂直起降时的升力，实现了垂直起降。
本发明在垂直起降状态时可以通过对喷管后体6的旋转角度的控制，实现对于主流中上下两股气体流量、速度及其方向的控制，实现喷管受到的合力及合力矩大小和方向的少量改变，实现对于飞行器垂直起降过程中姿态的控制和改变，保证飞行器垂直起降过程中的飞行安全。
本发明在垂直起降状态时还可以通过对在一喉道处注入的次流流量、速度和方向的控制，实现对于主流中上下两股气体流量、速度及其方向的控制，实现喷管受到的合力及合力矩大小和方向的少量改变，实现对于飞行器垂直起降过程中姿态的控制和改变，保证飞行器垂直起降过程中的飞行安全。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (4)
1.一种具有垂直起降功能的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于：在喷管上设置有控制喷管后体旋转的转轴，所述转轴水平设置且垂直于喷管前端的发动机的轴向；所述喷管后体的由部分或全部二喉道前部扩张收敛段型面和二喉道构成，喷管后体的外型面为科恩达面；开启垂直起降功能时，所述喷管后体在转轴带动下逆时针旋转使得喷管下壁面和喷管后体的内型面之间、二喉道与喷管后体的外型面之间均形成与喷管外部连通的通道，实现气流向下喷出。
2.根据权利要求1所述的具有垂直起降功能的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于：所述转轴到喷管出口的长度为二喉道前部扩张收敛段水平方向长度的10％-95％，转轴转动角度为0°～160°。
3.根据权利要求1所述的具有垂直起降功能的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于：所述转轴连接有伺服机构控制其转动。
4.一种根据权利要求1所述的具有垂直起降功能的喉道偏移式气动矢量喷管的控制方法，其特征在于：在开启垂直起降功能时，综合运用以下2种控制方法：一方面通过改变喷管后体的旋转角度，从而改变气流力大小和方向，从而控制飞行器的姿态；另一方面通过改变喷管在一喉道处注入的次流流量的大小、速度和角度使得飞行器在空中保持平衡，实现悬停并控制其姿态。
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