CN107618654B - 飞行器姿态控制系统及其控制方法、控制喷嘴 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行器姿态控制系统及其控制方法、控制喷嘴。本发明以旁路式无源双喉道矢量喷管为基础，设计了一种可以双向切换推力方向的控制喷嘴，并利用该控制喷嘴组成姿态控制系统。以合适的方式安装在飞行器各部分的姿态控制喷嘴能够切换向上、向下或者向左、向右的推力，单独或组合实现对飞行器低速或悬停状态下的滚转、俯仰、偏航控制，可以应用于垂直起降固定翼飞机在悬停以及低速飞行时的姿态控制。与现有垂直起降飞机的机械式姿态控制系统相比，本发明提供的姿态控制系统的活动部件少、重量更轻、体积更小、响应快、无外露活动部件，可以用紧凑的结构实现喷嘴射流的双向快速切换。

Description

飞行器姿态控制系统及其控制方法、控制喷嘴

技术领域

本发明设计了一种基于旁路式无源双喉道矢量喷管的控制喷嘴，主要应用于短距/垂直起降飞行器在垂直起降过程中以及低速飞行时的姿态控制，也可以用于其他需要快速控制姿态的航行器上。

本发明还设计了一种基于上述控制喷嘴的飞行器姿态控制系统及其控制方法。

背景技术

航空界从未停止过对垂直起降飞机的探索，但目前只有极少数喷气飞机能够安全地实现垂直起降。

喷气式垂直起降飞机在起降阶段，由于空速为零，舵面没有控制效果，必须通过其他方式进行飞机姿态的控制。现有垂直起降飞行器都使用的是机械式姿态控制系统，在飞机的机头、机尾、机翼等部分布置多个小喷管，通过阀门和作动控制机构改变小喷管推力的大小，从而产生合适的控制力矩来操纵飞机的俯仰、滚转和偏航。

而现有机械式姿态控制系统在调节各个喷管推力的大小时，都需要阀门和作动控制机构，导致机械结构占据较多的空间，机械结构笨重，不利于推力变化的快速响应。因此本发明设计一种新型的姿态控制控制系统，实现喷管推力方向和大小的快速变化，且体积更小、重量更轻、机械结构更简单、无外露活动部件。

发明内容

本发明基于旁路式无源双喉道矢量喷管，开发了一种用于飞行器姿态控制的控制喷嘴，其可以快速控制飞行器姿态，这对垂直起降飞机来说意义重大。

为实现以上技术目的，本发明将采取以下的技术方案：

一种用于飞行器姿态控制的控制喷嘴，包括沿着气流的流向依次设置的旁路式无源双喉道矢量喷管、分流劈；其中：

旁路式无源双喉道矢量喷管在紧靠着一喉道进口位置处分隔成沿着轴线设置的主流通道以及位于主流通道外围的次流通道，该次流通道能够分体设置成两个相互独立的第一次流通道、第二次流通道，第一次流通道、第二次流通道关于旁路式无源双喉道矢量喷管的轴线对称设置，且第一次流通道、第二次流通道的出口均在旁路式无源双喉道矢量喷管的一喉道进口位置处与主流通道连通；

旁路式无源双喉道矢量喷管的二喉道出口与分流劈之间能够形成两个分流通道，分别为分流通道a、分流通道b，且分流通道a、分流通道b关于旁路式无源双喉道矢量喷管的轴线对称设置；

所述第一次流通道与分流通道a同侧设置，而第二次流通道则与分流通道b同侧设置。

作为本发明的进一步改进，分流通道a、分流通道b均具有一个凹状弧形面；

凹状弧形面设置于分流劈上，并位于旁路式无源双喉道矢量喷管二喉道出口的正前方，且凹状弧形面的进气端起始于旁路式无源双喉道矢量喷管的轴线上，排气端则与旁路式无源双喉道矢量喷管的外壁型面齐平；

所述分流通道a的凹状弧形面与分流通道b的凹状弧形面能够在旁路式无源双喉道矢量喷管的轴线上汇聚形成分流劈头部。

作为本发明的进一步改进，分流劈头部与旁路式无源双喉道矢量喷管二喉道出口的水平距离为L；旁路式无源双喉道矢量喷管的二喉道出口高度的一半为h；凹状弧形面进气端、出气端之间的垂直高度为H；凹状弧形面的半径为R；分流劈的各参数满足：h/2<H<5h；h/2≤L≤5h；H≤R。

作为本发明的进一步改进，分流劈包括基底，基底的外缘与旁路式无源双喉道矢量喷管的外壁型面齐平；分流劈头部设置于基底朝向旁路式无源双喉道矢量喷管二喉道出口一面的中部位置处，分流通道a的凹状弧形面与分流通道b的凹状弧形面对称地分设在分流劈头部的两侧，其中：从分流劈头部的一侧向基底一个外缘端部延伸而形成分流通道a的凹状弧形面，从分流劈头部的另一侧向基底另一个外缘端部延伸而形成分流通道b的凹状弧形面。

作为本发明的进一步改进，旁路式无源双喉道矢量喷管包括喷管本体，喷管本体的内流道按照流体流向依次设置有一喉道前部收敛段、一喉道、凹腔、二喉道；喷管本体在一喉道前部收敛段的位置处，具有两个流道，分别为沿着喷管本体轴线设置的主流通道和处于一喉道前部收敛段与喷管本体壁面之间的次流通道，且主流通道在紧靠着一喉道的进口位置处与次流通道的出口连通；所述次流通道上安装有阀门，通过阀门开启或者闭合，对应地实现次流通道的流通或者截流。

作为本发明的进一步改进，所述旁路式无源推力矢量喷管为二元矢量喷管时，所述一喉道前部收敛段包括两块相对于喷管本体轴线对称设置的三角形凸块，分别为第一三角形凸块和第二三角形凸块；所述第一三角形凸块的底边和第二三角形凸块的底边相背设置，而第一三角形凸块的顶点和第二三角形凸块的顶点相邻设置；所述第一三角形凸块与喷管本体的壁面之间形成第一次流通道，第一次流通道上安装能够调整其开度的第一阀门，而第二三角形凸块与喷管本体的壁面之间形成第二次流通道，第二次流通道上安装能够调整其开度的第二阀门。

作为本发明的进一步改进，所述旁路式无源推力矢量喷管为轴对称矢量喷管时，所述一喉道前部收敛段为一截面呈三角形设置的环形构件，且该环形构件的三角形截面中，顶点位置与喷管本体的轴线相邻，而底边则与喷管本体的壁面相邻，并与喷管本体的壁面相平行；

所述环形构件沿着喷管本体的轴线剖分成两个相互独立的部分，分别为第一半环构件、第二半环构件；第一半环构件的外壁与喷管本体的壁面之间形成第一次流通道，第一次流通道上安装能够调整其开度的第一阀门，而第二半环构件的外壁则与喷管本体的内壁之间形成第二次流通道；第二次流通道上安装能够调整其开度的第二阀门。

本发明的另一技术目的是提供一种飞行器姿态控制的方法，包括以下步骤：

（1）在飞行器的机头、机尾、机翼翼尖中一个以上的位置处安装控制喷嘴，控制喷嘴沿着气流的流向依次设置旁路式无源双喉道矢量喷管、分流劈；旁路式无源双喉道矢量喷管在紧靠着一喉道进口位置处具有次流通道，该次流通道能够分体设置成两个相互独立的第一次流通道、第二次流通道，第一次流通道、第二次流通道关于旁路式无源双喉道矢量喷管的轴线对称设置；旁路式无源双喉道矢量喷管的二喉道出口与分流劈之间能够形成两个分流通道，分别为分流通道a、分流通道b，且分流通道a、分流通道b关于旁路式无源双喉道矢量喷管的轴线对称设置；另外，所述第一次流通道与分流通道a同侧设置，而第二次流通道则与分流通道b同侧设置；

（2）通过导气管向控制喷嘴中引入高压气源；

（3）调整旁路式无源双喉道矢量喷管中次流通道的开度，促使进入旁路式无源双喉道矢量喷管的高压气源，能够按照预计的方向从旁路式无源双喉道矢量喷管的二喉道出口流出，然后经过分流劈的进一步导流作用，实现控制喷嘴安装位置处的推力矢量调整。

上述步骤（3）中，控制喷嘴安装位置处的推力矢量调整具有以下三种情况，分别为：

3.1、当第一次流通道与第二次流通道均处于关闭时，流经旁路式无源双喉道矢量喷管的高压气流不会发生偏转，一半气流冲击分流通道a的凹状弧形面后，从分流通道a的排气口流出，另一半气流冲击分流通道b的凹状弧形面后，从分流通道b的排气口流出；

3.2、当第一次流通道打开，第二次流通道关闭时，引入旁路式无源双喉道矢量喷管的高压气流，会有部分高压气流流经第一次流通道，在一喉道进口位置处给流经主流通道的气流动量，使得一喉道位置处的气流速度截面顺着第一次流通道中喷出气流方向偏转，经过凹腔的放大作用，使得气流以较大的矢量角从二喉道出口偏向分流通道a喷出，此时，大部分或者全部气流冲击到分流通道a的凹状弧形面，而少部分或者没有气流冲击分流通道b的凹状弧形面，因此，从二喉道出口喷出的气流促使控制喷嘴受到从第一次流通道侧指向第二次流通道侧的作用力；

3.3、当第二次流通道打开，第一次流通道关闭时，引入旁路式无源双喉道矢量喷管的高压气流，会有部分高压气流流经第二次流通道，在一喉道进口位置处给流经主流通道的气流动量，使得一喉道位置处的气流速度截面顺着第二次流通道中喷出气流方向偏转，经过凹腔的放大作用，使得气流以较大的矢量角从二喉道出口偏向分流通道b喷出，此时，大部分或者全部气流冲击到分流通道b的凹状弧形面，而少部分或者没有气流冲击分流通道a的凹状弧形面，因此，从二喉道出口喷出的气流，促使控制喷嘴受到从第二次流通道侧指向第一次流通道侧的作用力。

本发明的再一个技术目的是提供一种飞行器姿态控制系统，该飞行器姿态控制系统与高压气源连通，包括总阀门、导气管以及一个以上的控制喷嘴；总阀门通过导气管与各控制喷嘴连通；

控制喷嘴包括：机头俯仰控制喷嘴、机头偏航控制喷嘴、机尾俯仰控制喷嘴、机尾偏航控制喷嘴，左翼尖控制喷嘴以及安装于飞行器右侧机翼翼尖部位的右翼尖控制喷嘴；其中：

所述的机头俯仰控制喷嘴、机尾俯仰控制喷嘴，用于协同控制飞行器的俯仰姿态，其中：机头俯仰控制喷嘴安装于飞行器机头部位的垂直面内，而机尾俯仰控制喷嘴安装于飞行器机尾部位的垂直面内；

所述的机头偏航控制喷嘴、机尾偏航控制喷嘴，用于协同控制飞行器的偏航姿态，其中：机头偏航控制喷嘴安装于飞行器机头部位的水平面内，机尾偏航控制喷嘴，安装于飞行器机尾部位的水平面内；

所述的左翼尖控制喷嘴、右翼尖控制喷嘴，用于协同控制飞行器的滚转姿态，其中，左翼尖控制喷嘴安装于飞行器左侧机翼翼尖部位的水平面内，而右翼尖控制喷嘴则安装于飞行器右侧机翼翼尖部位的水平面内；

每一个控制喷嘴均包括沿着气流的流向依次设置的旁路式无源双喉道矢量喷管、分流劈；其中：

旁路式无源双喉道矢量喷管在紧靠着一喉道进口位置处分隔成沿着轴线设置的主流通道以及位于主流通道外围的次流通道，该次流通道能够分体设置成两个相互独立的第一次流通道、第二次流通道，第一次流通道、第二次流通道关于旁路式无源双喉道矢量喷管的轴线对称设置；且第一次流通道、第二次流通道的出口均在旁路式无源双喉道矢量喷管的一喉道进口位置处与主流通道连通；

旁路式无源双喉道矢量喷管的二喉道出口与分流劈之间能够形成两个分流通道，分别为分流通道a、分流通道b，且分流通道a、分流通道b关于旁路式无源双喉道矢量喷管的轴线对称设置；

所述第一次流通道与分流通道a同侧设置，而第二次流通道则与分流通道b同侧设置。

根据上述的技术方案，相对于现有技术，本发明具有如下的技术效果：

1、本发明以旁路式无源双喉道矢量喷管为基础，设计了一种可以双向切换推力方向的控制喷嘴，并利用该控制喷嘴组成姿态控制系统。以合适的方式安装在飞行器各部分的姿态控制喷嘴能够切换向上、向下或者向左、向右的推力，单独或组合实现对飞行器低速或悬停状态下的滚转、俯仰、偏航控制，可以应用于垂直起降固定翼飞机在悬停以及低速飞行时的姿态控制。

2、与现有垂直起降飞机的机械式姿态控制系统相比，本发明提供的姿态控制系统的活动部件少、重量更轻、体积更小、响应快、无外露活动部件，可以用紧凑的结构实现喷嘴射流的双向快速切换。

附图说明

图1是本发明结构示意图。

图2a是本发明所述飞行器姿态控制系统的结构示意图；

图2b是图2a的俯视图；

图2c是图2a的左视图；

其中：1、总阀门；2、导气管；3、控制喷嘴；

控制喷嘴包括：

3.1、左翼尖控制喷嘴；3.2、右翼尖控制喷嘴；3.3、机头俯仰控制喷嘴；3.4、机尾俯仰控制喷嘴；3.5、机头偏航控制喷嘴；3.6、机尾偏航控制喷嘴；

每个控制喷嘴都包括：

3.a、旁路式无源双喉道矢量喷管；3.b、分流劈；

旁路式无源双喉道矢量喷管包括：

3.a.1、主流通道；3.a.2、一喉道；3.a.3、一喉道前部收敛段；3.a.4、凹腔；3.a.5、第一阀门；3.a.6、第二阀门；3.a.7、第一次流通道；3.a.8、第二次流通道；3.a.9、二喉道；

分流劈包括：

3.b.1、壁面；3.b.2、分流通道a的出口；3.b.3、分流通道b的出口；

箭头方向表示气流流出方向。

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。

如图1所示，本发明所述的控制喷嘴，包括沿着气流的流向依次设置的旁路式无源双喉道矢量喷管、分流劈；其中：

旁路式无源双喉道矢量喷管的二喉道出口与分流劈之间能够形成两个分流通道，分别为分流通道a、分流通道b，且分流通道a、分流通道b关于旁路式无源双喉道矢量喷管的轴线对称设置。

所述的旁路式无源双喉道矢量喷管，包括喷管本体，喷管本体的内流道按照流体流向依次设置有一喉道前部收敛段、一喉道、凹腔、二喉道；喷管本体在一喉道前部收敛段的位置处，具有两个流道，分别为沿着喷管本体轴线设置的主流通道和处于一喉道前部收敛段与喷管本体壁面之间的次流通道，即次流通道处于主流通道的外围，且主流通道在紧靠着一喉道的进口位置处与次流通道的出口连通；所述次流通道上安装有阀门，通过阀门开启或者闭合，对应地实现次流通道的流通或者截流。

次流通道能够分体设置成两个相互独立的第一次流通道、第二次流通道，第一次流通道、第二次流通道关于喷管本体的轴线对称设置，且第一次流通道、第二次流通道的出口均在喷管本体的一喉道进口位置处与主流通道连通。

所述旁路式无源推力矢量喷管可以为二元矢量喷管，也可以为轴对称矢量喷管。

所述旁路式无源推力矢量喷管为二元矢量喷管时，所述一喉道前部收敛段包括两块相对于喷管本体轴线对称设置的三角形凸块，分别为第一三角形凸块和第二三角形凸块；所述第一三角形凸块的底边和第二三角形凸块的底边相背设置，而第一三角形凸块的顶点和第二三角形凸块的顶点相邻设置；所述第一三角形凸块与喷管本体的壁面之间形成第一次流通道，第一次流通道上安装能够调整其开度的第一阀门，而第二三角形凸块与喷管本体的壁面之间形成第二次流通道，第二次流通道上安装能够调整其开度的第二阀门。

所述旁路式无源推力矢量喷管为轴对称矢量喷管时，所述一喉道前部收敛段为一截面呈三角形设置的环形构件，且该环形构件的三角形截面中，顶点位置与喷管本体的轴线相邻，而底边则与喷管本体的壁面相邻，并与喷管本体的壁面相平行；所述环形构件沿着喷管本体的轴线剖分成两个相互独立的部分，分别为第一半环构件、第二半环构件；第一半环构件的外壁与喷管本体的壁面之间形成第一次流通道，第一次流通道上安装能够调整其开度的第一阀门，而第二半环构件的外壁则与喷管本体的内壁之间形成第二次流通道；第二次流通道上安装能够调整其开度的第二阀门。

所述第一次流通道与分流通道a同侧设置，而第二次流通道则与分流通道b同侧设置。

分流通道a、分流通道b均具有一个凹状弧形面；凹状弧形面设置于分流劈上，并位于旁路式无源双喉道矢量喷管二喉道出口的正前方，且凹状弧形面的进气端起始于旁路式无源双喉道矢量喷管的轴线上，排气端则与旁路式无源双喉道矢量喷管的外壁型面齐平；所述分流通道a的凹状弧形面与分流通道b的凹状弧形面能够在旁路式无源双喉道矢量喷管的轴线上汇聚形成分流劈头部。

分流劈头部与旁路式无源双喉道矢量喷管二喉道出口的水平距离为L；旁路式无源双喉道矢量喷管的二喉道出口高度的一半为h；凹状弧形面进气端、出气端之间的垂直高度为H；凹状弧形面的半径为R；分流劈的各参数满足：h/2<H<5h；h/2≤L≤5h；H≤R。

分流劈包括基底，基底的外缘与旁路式无源双喉道矢量喷管的外壁型面齐平；分流劈头部设置于基底朝向旁路式无源双喉道矢量喷管二喉道出口一面的中部位置处，分流通道a的凹状弧形面与分流通道b的凹状弧形面对称地分设在分流劈头部的两侧，其中：从分流劈头部的一侧向基底一个外缘端部延伸而形成分流通道a的凹状弧形面，从分流劈头部的另一侧向基底另一个外缘端部延伸而形成分流通道b的凹状弧形面。

本发明的另一技术目的是提供一种飞行器姿态控制的方法，基于上述控制喷嘴建立，包括以下步骤：

（1）在飞行器的机头、机尾、机翼翼尖中一个以上的位置处安装控制喷嘴，控制喷嘴沿着气流的流向依次设置旁路式无源双喉道矢量喷管、分流劈；旁路式无源双喉道矢量喷管在紧靠着一喉道进口位置处具有次流通道，该次流通道能够分体设置成两个相互独立的第一次流通道、第二次流通道，第一次流通道、第二次流通道关于旁路式无源双喉道矢量喷管的轴线对称设置；旁路式无源双喉道矢量喷管的二喉道出口与分流劈之间能够形成两个分流通道，分别为分流通道a、分流通道b，且分流通道a、分流通道b关于旁路式无源双喉道矢量喷管的轴线对称设置；另外，所述第一次流通道与分流通道a同侧设置，而第二次流通道则与分流通道b同侧设置；

（2）通过导气管向控制喷嘴中引入高压气源；

（3）调整旁路式无源双喉道矢量喷管中次流通道的开度，促使进入旁路式无源双喉道矢量喷管的高压气源，能够按照预计的方向从旁路式无源双喉道矢量喷管的二喉道出口流出，然后经过分流劈的进一步导流作用，实现控制喷嘴安装位置处的推力矢量调整。

上述步骤（3）中，控制喷嘴安装位置处的推力矢量调整具有以下三种情况，分别为：

3.1、当第一次流通道与第二次流通道均处于关闭时，流经旁路式无源双喉道矢量喷管的高压气流不会发生偏转，一半气流冲击分流通道a的凹状弧形面后，从分流通道a的排气口流出，另一半气流冲击分流通道b的凹状弧形面后，从分流通道b的排气口流出；

3.2、当第一次流通道打开，第二次流通道关闭时，引入旁路式无源双喉道矢量喷管的高压气流，会有部分高压气流流经第一次流通道，在一喉道进口位置处给流经主流通道的气流动量，使得一喉道位置处的气流速度截面顺着第一次流通道中喷出气流方向偏转，经过凹腔的放大作用，使得气流以较大的矢量角从二喉道出口偏向分流通道a喷出，此时，大部分或者全部气流冲击到分流通道a的凹状弧形面，而少部分或者没有气流冲击分流通道b的凹状弧形面，因此，从二喉道出口喷出的气流促使控制喷嘴受到从第一次流通道侧指向第二次流通道侧的作用力；

3.3、当第二次流通道打开，第一次流通道关闭时，引入旁路式无源双喉道矢量喷管的高压气流，会有部分高压气流流经第二次流通道，在一喉道进口位置处给流经主流通道的气流动量，使得一喉道位置处的气流速度截面顺着第二次流通道中喷出气流方向偏转，经过凹腔的放大作用，使得气流以较大的矢量角从二喉道出口偏向分流通道b喷出，此时，大部分或者全部气流冲击到分流通道b的凹状弧形面，而少部分或者没有气流冲击分流通道a的凹状弧形面，因此，从二喉道出口喷出的气流，促使控制喷嘴受到从第二次流通道侧指向第一次流通道侧的作用力。

换句话说，当控制喷嘴竖直安装时，分流劈出口气流方向是竖直向上或向下喷出的，此时分流劈与旁路式无源双喉道矢量喷管构成了上出口，下出口；当控制喷嘴水平安装时，分流劈的出口气流方向是水平向左或向右喷出的，此时分流劈与旁路式无源双喉道矢量喷管构成了左出口、右出口。

以竖直安装的控制喷嘴为例，旁路式无源双喉道矢量喷管包括主流通道、一喉道、一喉道前部收敛段、凹腔、上阀门、下阀门、上次流通道、下次流通道、二喉道；分流劈包括壁面、上出口、下出口。其中分流劈的上出口为分流劈上侧壁面与旁路式无源推力矢量喷管出口上侧壁面所夹通道，分流劈的下出口为分流劈下侧壁面与旁路式无源推力矢量喷管出口下侧壁面所夹通道。

飞行器姿态控制系统在工作时，总阀门开启，将高压气源气体引出，流入导气管，再到达控制喷嘴。

当上阀门和下阀门都关闭时，气流从高压气源流出，经过总阀门、导气管流入控制喷嘴，此时气流经旁路式无源双喉道矢量喷管后不发生偏转，一半气流冲击到分流劈的壁面的上半部分，一半气流冲击到分流劈的壁面的下半部分，因此一半气流从上出口喷出，一半气流从下出口喷出，控制喷嘴受到向上的推力等于受到向下的推力，不产生额外作用力。

当上阀门开启时，会有部分气流流经上次流通道，在一喉道处给主流向下的动量，使得一喉道处气流速度截面顺时针偏转，经过凹腔的放大作用，使得气流以较大的矢量角从喷管出口斜向上流出。大量或全部气流冲击到分流劈的上壁面，少量或没有气流冲击到分流劈的下壁面，因此产生向下的推力大于向上的推力，控制喷嘴会受到向下的作用力；改变上阀门开启的大小可以改变上出口和下出口流量之差，从而连续控制受到向下的作用力的大小。

当下阀门开启时，连续产生向上的控制力的控制方式与产生向下的作用力原理相同，在此不做赘述。

控制喷嘴，安装在飞行器合适的位置，通过快速双向切换的推力，从而产生可双向变化的控制力矩，实现对于飞行器的控制。

旁路式无源双喉道矢量喷管出口的气流连续偏转，使分流劈的两个出口的流量差可以连续改变，从而使控制喷嘴产生可连续变化的、可双向快速切换的推力。

本发明的再一个技术目的是提供一种飞行器姿态控制系统，如图2a至c所示，该实施例为一架垂直起降飞机，在悬停状态时，发动机只提供升力，控制力矩完全由该姿态控制系统产生。该飞行器姿态控制系统与高压气源连通，包括总阀门、导气管以及一个以上的控制喷嘴；总阀门入口连接发动机高压气源，当然，还可以来自于高压气瓶、气泵等高压气源，出口通过导气管与各控制喷嘴连通；

通过将控制喷嘴放在飞机上合适的位置，包括翼尖、机头和机尾，即控制喷嘴包括左翼尖喷嘴、右翼尖喷嘴、机头俯仰喷嘴、机头偏航喷嘴、机尾俯仰喷嘴、机尾偏航喷嘴。其中左翼尖喷嘴、右翼尖喷嘴、机头俯仰喷嘴、机尾俯仰喷嘴的出口气流是竖直方向的；机头偏航喷嘴、机尾偏航喷嘴的出口气流是水平方向的。当控制喷嘴产生对飞机的作用力时，对飞机产生较大的力矩，从而可以单独或组合完成对飞机滚转、俯仰、偏航姿态的控制。

所述的机头俯仰控制喷嘴、机尾俯仰控制喷嘴，用于协同控制飞行器的俯仰姿态，其中：机头俯仰控制喷嘴安装于飞行器机头部位的垂直面内，而机尾俯仰控制喷嘴安装于飞行器机尾部位的垂直面内；

所述的机头偏航控制喷嘴、机尾偏航控制喷嘴，用于协同控制飞行器的偏航姿态，其中：机头偏航控制喷嘴安装于飞行器机头部位的水平面内，机尾偏航控制喷嘴，安装于飞行器机尾部位的水平面内；

所述的左翼尖控制喷嘴、右翼尖控制喷嘴，用于协同控制飞行器的滚转姿态，其中，左翼尖控制喷嘴安装于飞行器左侧机翼翼尖部位的水平面内，而右翼尖控制喷嘴则安装于飞行器右侧机翼翼尖部位的水平面内；

每一个控制喷嘴的具体结构与上述的控制喷嘴结构一致，在此不做赘述。

垂直起降飞机的飞行状态分为飞机的悬停状态、飞机的平飞状态、飞机由悬停状态向平飞状态相互过渡的过渡状态。

当飞机处于平飞状态时，飞行器姿态控制系统的总阀门处于关闭状态，此时并未有气流经过导气管流入旁路式无源双喉道矢量喷管，分流劈的出口处于大气中，此时飞行器姿态控制系统不产生控制力。飞机的姿态控制利用舵面控制。

飞机在悬停或者过渡状态时，需要姿态控制系统产生俯仰力矩、滚转力矩以及偏航力矩实现对于飞行器俯仰、滚转、偏航的姿态控制。当飞机处于悬停状态向平飞状态相互过渡的过渡状态时，舵面产生部分的控制力矩，总阀门部分开启，使控制喷嘴能够产生较小的作用力。当飞机处于悬停状态时，舵面无法产生控制力矩，总阀门完全开启，使控制喷嘴能够产生的作用力达到最大。

当飞机需要抬头力矩：此时机头俯仰控制喷嘴的下阀门开启，气流沿着分流劈的下出口向下排出，飞机机头受到向上的作用力；同时机尾俯仰控制喷嘴的上阀门开启，气流沿着分流劈的上出口向下排出，飞机机尾受到向下的作用力，飞机产生抬头力矩。

当飞机需要低头力矩，此时机头俯仰控制喷嘴的上阀门开启，机尾俯仰控制喷嘴下阀门开启，飞机产生低头力矩，原理同上文所述，在此不做赘述。

当飞机需要右滚转力矩：此时处于左侧机翼翼尖处的控制喷嘴的下阀门多许开启，右侧机翼翼尖处的控制喷嘴下阀门少量开启，此时左侧机翼受到向上的作用力大于右侧机翼受到向上的作用力，因此飞机产生右滚转力矩。

当飞机需要左滚转力矩：此时处于左侧机翼翼尖处的控制喷嘴的下阀门少量开启，，右侧机翼翼尖处的控制喷嘴下阀门多许开启，因此飞机产生左滚转力矩原理同上文所述，在此不做赘述。

当飞机需要右偏航力矩：控制喷嘴水平安装，使得分流劈的出口方向分别朝飞机的偏航方向，旁路式无源双喉道矢量喷管的上阀门和下阀门变为左阀门与右阀门，分流劈的上出口和下出口也相对应为左出口与右出口；此时机头偏航控制喷嘴的左阀门开启，气流沿着分流劈的左出口向左排出，飞机机头受到向右的作用力；同时机尾偏航控制喷嘴的右阀门开启，气流沿着分流劈的右出口向左排出，飞机机尾受到向左的作用力，飞机产生右偏航力矩。

当飞机需要左偏航力矩：控制喷嘴水平安装，此时机头偏航控制喷嘴的右阀门开启，同时机尾偏航控制喷嘴的左阀门开启，飞机产生左偏航力矩，原理同上文所述，在此不做赘述。

本安装方式仅为一种典型的布局方式。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。

Claims (8)

1.一种用于飞行器姿态控制的控制喷嘴，其特征在于，包括沿着气流的流向依次设置的旁路式无源双喉道矢量喷管、分流劈；其中：

旁路式无源双喉道矢量喷管在紧靠着一喉道进口位置处分隔成沿着轴线设置的主流通道以及位于主流通道外围的次流通道，该次流通道能够分体设置成两个相互独立的第一次流通道、第二次流通道，第一次流通道、第二次流通道关于旁路式无源双喉道矢量喷管的轴线对称设置，且第一次流通道、第二次流通道的出口均在旁路式无源双喉道矢量喷管的一喉道进口位置处与主流通道连通；

旁路式无源双喉道矢量喷管的二喉道出口与分流劈之间能够形成两个分流通道，分别为分流通道a、分流通道b，且分流通道a、分流通道b关于旁路式无源双喉道矢量喷管的轴线对称设置；

所述第一次流通道与分流通道a同侧设置，而第二次流通道则与分流通道b同侧设置；

分流通道a、分流通道b均具有一个凹状弧形面；所述分流通道a的凹状弧形面与分流通道b的凹状弧形面能够在旁路式无源双喉道矢量喷管的轴线上汇聚形成分流劈头部；

分流劈包括基底，基底的外缘与旁路式无源双喉道矢量喷管的外壁型面齐平；分流劈头部设置于基底朝向旁路式无源双喉道矢量喷管二喉道出口一面的中部位置处，分流通道a的凹状弧形面与分流通道b的凹状弧形面对称地分设在分流劈头部的两侧，其中：从分流劈头部的一侧向基底一个外缘端部延伸而形成分流通道a的凹状弧形面，从分流劈头部的另一侧向基底另一个外缘端部延伸而形成分流通道b的凹状弧形面。

2.根据权利要求1所述的用于飞行器姿态控制的控制喷嘴，其特征在于，分流劈头部与旁路式无源双喉道矢量喷管二喉道出口的水平距离为L；旁路式无源双喉道矢量喷管的二喉道出口高度的一半为h；凹状弧形面进气端、出气端之间的垂直高度为H；凹状弧形面的半径为R；分流劈的各参数满足：h/2<H<5h；h/2≤L≤5h；H≤R。

3.根据权利要求1所述的用于飞行器姿态控制的控制喷嘴，其特征在于，旁路式无源双喉道矢量喷管包括喷管本体，喷管本体的内流道按照流体流向依次设置有一喉道前部收敛段、一喉道、凹腔、二喉道；喷管本体在一喉道前部收敛段的位置处，具有两个流道，分别为沿着喷管本体轴线设置的主流通道和处于一喉道前部收敛段与喷管本体壁面之间的次流通道，且主流通道在紧靠着一喉道的进口位置处与次流通道的出口连通；所述次流通道上安装有阀门，通过阀门开启或者闭合，对应地实现次流通道的流通或者截流。

4.根据权利要求1所述的用于飞行器姿态控制的控制喷嘴，其特征在于，所述旁路式无源推力矢量喷管为二元矢量喷管时，所述一喉道前部收敛段包括两块相对于喷管本体轴线对称设置的三角形凸块，分别为第一三角形凸块和第二三角形凸块；所述第一三角形凸块的底边和第二三角形凸块的底边相背设置，而第一三角形凸块的顶点和第二三角形凸块的顶点相邻设置；所述第一三角形凸块与喷管本体的壁面之间形成第一次流通道，第一次流通道上安装能够调整其开度的第一阀门，而第二三角形凸块与喷管本体的壁面之间形成第二次流通道，第二次流通道上安装能够调整其开度的第二阀门。

5.根据权利要求4所述的用于飞行器姿态控制的控制喷嘴，其特征在于，所述旁路式无源推力矢量喷管为轴对称矢量喷管时，所述一喉道前部收敛段为一截面呈三角形设置的环形构件，且该环形构件的三角形截面中，顶点位置与喷管本体的轴线相邻，而底边则与喷管本体的壁面相邻，并与喷管本体的壁面相平行；

所述环形构件沿着喷管本体的轴线剖分成两个相互独立的部分，分别为第一半环构件、第二半环构件；第一半环构件的外壁与喷管本体的壁面之间形成第一次流通道，第一次流通道上安装能够调整其开度的第一阀门，而第二半环构件的外壁则与喷管本体的内壁之间形成第二次流通道；第二次流通道上安装能够调整其开度的第二阀门。

6.一种飞行器姿态控制的方法，其特征在于，包括以下步骤：

（1）在飞行器的机头、机尾、机翼翼尖中一个以上的位置处安装控制喷嘴，控制喷嘴沿着气流的流向依次设置旁路式无源双喉道矢量喷管、分流劈；旁路式无源双喉道矢量喷管在紧靠着一喉道进口位置处具有次流通道，该次流通道能够分体设置成两个相互独立的第一次流通道、第二次流通道，第一次流通道、第二次流通道关于旁路式无源双喉道矢量喷管的轴线对称设置；旁路式无源双喉道矢量喷管的二喉道出口与分流劈之间能够形成两个分流通道，分别为分流通道a、分流通道b，且分流通道a、分流通道b关于旁路式无源双喉道矢量喷管的轴线对称设置；另外，所述第一次流通道与分流通道a同侧设置，而第二次流通道则与分流通道b同侧设置；

（2）通过导气管向控制喷嘴中引入高压气源；

（3）调整旁路式无源双喉道矢量喷管中次流通道的开度，促使进入旁路式无源双喉道矢量喷管的高压气源，能够按照预计的方向从旁路式无源双喉道矢量喷管的二喉道出口流出，然后经过分流劈的进一步导流作用，实现控制喷嘴安装位置处的推力矢量调整。

7.根据权利要求6所述的飞行器姿态控制的方法，其特征在于，所述步骤（3）中，控制喷嘴安装位置处的推力矢量调整具有以下三种情况，分别为：

3.1、当第一次流通道与第二次流通道均处于关闭时，流经旁路式无源双喉道矢量喷管的高压气流不会发生偏转，一半气流冲击分流通道a的凹状弧形面后，从分流通道a的排气口流出，另一半气流冲击分流通道b的凹状弧形面后，从分流通道b的排气口流出；

3.2、当第一次流通道打开，第二次流通道关闭时，引入旁路式无源双喉道矢量喷管的高压气流，会有部分高压气流流经第一次流通道，在一喉道进口位置处给流经主流通道的气流动量，使得一喉道位置处的气流速度截面顺着第一次流通道中喷出气流方向偏转，经过凹腔的放大作用，使得气流以较大的矢量角从二喉道出口偏向分流通道a喷出，此时，大部分或者全部气流冲击到分流通道a的凹状弧形面，而少部分或者没有气流冲击分流通道b的凹状弧形面，因此，从二喉道出口喷出的气流促使控制喷嘴受到从第一次流通道侧指向第二次流通道侧的作用力；

3.3、当第二次流通道打开，第一次流通道关闭时，引入旁路式无源双喉道矢量喷管的高压气流，会有部分高压气流流经第二次流通道，在一喉道进口位置处给流经主流通道的气流动量，使得一喉道位置处的气流速度截面顺着第二次流通道中喷出气流方向偏转，经过凹腔的放大作用，使得气流以较大的矢量角从二喉道出口偏向分流通道b喷出，此时，大部分或者全部气流冲击到分流通道b的凹状弧形面，而少部分或者没有气流冲击分流通道a的凹状弧形面，因此，从二喉道出口喷出的气流，促使控制喷嘴受到从第二次流通道侧指向第一次流通道侧的作用力。

8.一种飞行器姿态控制系统，与高压气源连通，其特征在于，包括总阀门、导气管以及一个以上的控制喷嘴；总阀门通过导气管与各控制喷嘴连通；

控制喷嘴包括：机头俯仰控制喷嘴、机头偏航控制喷嘴、机尾俯仰控制喷嘴、机尾偏航控制喷嘴，左翼尖控制喷嘴以及安装于飞行器右侧机翼翼尖部位的右翼尖控制喷嘴；其中：所述的机头俯仰控制喷嘴、机尾俯仰控制喷嘴，用于协同控制飞行器的俯仰姿态，其中：机头俯仰控制喷嘴安装于飞行器机头部位的垂直面内，而机尾俯仰控制喷嘴安装于飞行器机尾部位的垂直面内；

所述的机头偏航控制喷嘴、机尾偏航控制喷嘴，用于协同控制飞行器的偏航姿态，其中：机头偏航控制喷嘴安装于飞行器机头部位的水平面内，机尾偏航控制喷嘴，安装于飞行器机尾部位的水平面内；

所述的左翼尖控制喷嘴、右翼尖控制喷嘴，用于协同控制飞行器的滚转姿态，其中，左翼尖控制喷嘴安装于飞行器左侧机翼翼尖部位的水平面内，而右翼尖控制喷嘴则安装于飞行器右侧机翼翼尖部位的水平面内；

每一个控制喷嘴均包括沿着气流的流向依次设置的旁路式无源双喉道矢量喷管、分流劈；其中：

旁路式无源双喉道矢量喷管在紧靠着一喉道进口位置处分隔成沿着轴线设置的主流通道以及位于主流通道外围的次流通道，该次流通道能够分体设置成两个相互独立的第一次流通道、第二次流通道，第一次流通道、第二次流通道关于旁路式无源双喉道矢量喷管的轴线对称设置；且第一次流通道、第二次流通道的出口均在旁路式无源双喉道矢量喷管的一喉道进口位置处与主流通道连通；

旁路式无源双喉道矢量喷管的二喉道出口与分流劈之间能够形成两个分流通道，分别为分流通道a、分流通道b，且分流通道a、分流通道b关于旁路式无源双喉道矢量喷管的轴线对称设置；

所述第一次流通道与分流通道a同侧设置，而第二次流通道则与分流通道b同侧设置。

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