CN107618661B - 基于喉道偏移式气动矢量喷管的短距垂直起降飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于喉道偏移式气动矢量喷管的短距垂直起降飞行器，包括机身以及机翼，机翼包括前翼和后翼；所述前翼、后翼上均对称地配置垂直起降动力装置，垂直起降动力装置包括发动机、喉道偏移式气动矢量喷管以及转接段，发动机的排气口通过转接段与喉道偏移式气动矢量喷管连通，其起飞过程是：起飞阶段，喷管矢量为低头矢量（气流向下偏转），在其后的过程中，随着速度的不断增加，机翼升力逐渐提高，喷管的矢量方向由低头矢量变为抬头矢量（气流向上偏）。考虑到动力组轴线倾斜，完全可以实现在飞行器平飞时喷管的最终推力为水平或接近水平，满足飞行需要。

Description

基于喉道偏移式气动矢量喷管的短距垂直起降飞行器

技术领域

本发明涉及一种基于喉道偏移式气动矢量喷管的短距垂直起降飞行器，主要应用于需要在狭小空间内起降的飞行器，例如短距/垂直起降的运输机/预警机等。

背景技术

随着科学技术的发展和实际需求的提高，未来飞行器对机动性能的要求越来越高，另外还要求具有良好的起飞着陆性能。尤其对于未来陆基及舰载垂直起降战斗机，不仅需要推力矢量技术辅助机动，还要求具有垂直起降技术助其在狭小空间如航空母舰上实现起降。因此同时具有垂直起降和推力矢量功能的飞行器中必将受到更多地青睐。而实现这一要求的重要手段之一便是推力矢量技术。

目前，世界上许多国家对推力矢量技术和垂直起降技术作了大量的研究，但少有同时具有这两种功能的装置或飞行器。另外，对于目前的垂直起降装置而言，要么由于可靠性较差，要么由于结构复杂导致重量增加，一直难以得到实际应用。

发明内容

本发明为了满足未来飞行器对机动性及垂直起降性能的需求，并针对现有技术的不足，提供了一种基于喉道偏移式气动矢量喷管的短距垂直起降飞行器。本发明在保证飞行器结构不变的前提下，采用了推力矢量技术使飞行器同时具有了推力矢量辅助机动和短距垂直起降的能力。该飞行器机械结构简单，无转动部件，可以代替现有倾转旋翼机。

为实现以上技术目的，本发明将采取以下的技术方案：

一种基于喉道偏移式气动矢量喷管的短距垂直起降飞行器，包括机身以及机翼，机翼包括前翼和后翼；所述前翼、后翼上均对称地配置垂直起降动力装置，其中：

垂直起降动力装置包括发动机、喉道偏移式气动矢量喷管以及转接段, 所述喉道偏移式气动矢量喷管通过转接段与发动机排气口相连；

所述喉道偏移式气动矢量喷管包括喷管本体，喷管本体的内流道沿着流体流向依次设置有一喉道、二喉道，并在紧靠着一喉道进口位置处的前端分隔成两部分，分别为沿着喷管本体轴线设置的主流道和邻近喷管本体壁面的次流通道，次流通道的出口在紧靠着喷管本体一喉道的进口位置处与主流道连通，所述次流通道的出口配装有开度调节结构，且次流通道出口流出的气流能够扰动主流道流入一喉道的气流；

所述发动机排出的气流，通过转接段流经喉道偏移式气动矢量喷管时，能够随着开度调节结构对次流通道出口开度的调整，而发生流动方向变化，使得最终从喷管本体二喉道排出的气流方向，能够具有两个极限方向：其中一个极限方向与机身的轴线平行或接近平行，具有控制机身平飞的水平推力矢量，另一个极限方向与机身轴线倾斜，具有控制机身起降的垂直推力矢量；

所述机身，通过前翼、后翼上所对称布置的垂直起降动力装置的协同工作，能够分别处于两个姿态，对应为：短距垂直起降姿态和平飞姿态；

当机身处于短距垂直起降姿态时，各垂直起降动力装置中，从喷管本体二喉道排出的气流方向一致，均与机身的轴线倾斜；当机身处于平飞姿态时，各垂直起降动力装置中，从喷管本体二喉道排出的气流方向，均与机身的轴线平行或接近平行。

作为本发明的进一步改进，所述喉道偏移式气动矢量喷管中次流通道的气流来自于喷管本体的入口、发动机涡轮或压气机。

作为本发明的进一步改进，所述喉道偏移式气动矢量喷管的轴线与发动机轴线的夹角范围，根据飞行器短距垂直起降或平飞性能的侧重来确定：当飞行器侧重于短距垂直起降性能时，喉道偏移式气动矢量喷管的轴线与发动机轴线的夹角范围为（α-115°，α-80°）；当飞行器侧重于平飞性能时，喉道偏移式气动矢量喷管的轴线与发动机轴线的夹角范围为（-β-30°，-β+5°）；其中：（-α，β）为喉道偏移式气动矢量喷管矢量角的变化范围，以飞行器机身轴线为参考，逆时针为正，顺时针为负。

作为本发明的进一步改进，所述喉道偏移式气动矢量喷管，流经次流通道的流体相对于流经主流道流体的流量占比为0~5%。

作为本发明的进一步改进，所述喉道偏移式气动矢量喷管为二元喷管或轴对称喷管；所述次流通道分体设置为上次流通道和下次流通道；当上次流通道打开且流经上次流通道的流体相对于流经喷管本体主流流体的占比为4%~5%时，从喷管本体二喉道排出的气流方向与机身的轴线的夹角在-30°~5°之间，此时飞行器处于平飞状态；当下次流通道打开且流经下次流通道的流体相对于流经喷管本体主流流体的占比为4%~5%时，从喷管本体二喉道排出的气流方向与机身的轴线的夹角在-115°~-80°之间，此时飞行器处于短距垂直起降状态。

作为本发明的进一步改进，所述前翼和后翼采用串列翼布局，且前翼上置、后翼下置。

作为本发明的进一步改进，所述前翼翼展W1与后翼翼展W2的关系满足0.3≤W1/W2≤0.8；前翼尾缘与后翼前缘的水平间距L1满足关系0.5c≤L1≤3c，前翼尾缘与后翼前缘的垂直间距H1满足关系0.1c≤H1≤0.5c；其中c为机翼的弦长。

作为本发明的进一步改进，所述发动机的轴线与机身的轴线平行；而喷管本体的轴线则与安装位置处的机翼倾斜设置。

作为本发明的进一步改进，发动机与机身之间相对固定，且发动机吊装于机翼的中部位置或者安装在机翼翼尖。

作为本发明的进一步改进，所述转接段进口与发动机出口固接，且转接段进口形状与发动机出口形状相适应；转接段出口与喉道偏移式气动矢量喷管进口固接，转接段出口形状与喷管本体进口形状相匹配。

本发明与现有技术相比，其优点在于：

无论在垂直起降状态还是平飞状态，发动机均不需要旋转，机械结构简单，无转动部件，可以代替倾转旋翼机，适用于短距/垂直起降的运输机/预警机。

附图说明

图1为本发明所述基于喉道偏移式气动矢量喷管的短距垂直起降飞行器结构示意图。其中主要结构如下；前翼发动机1；前翼转接段2；前翼喉道偏移式气动矢量喷管3；飞行器前翼4；后翼发动机5；后翼转接段6；后翼喉道偏移式气动矢量喷管7；飞行器后翼8；机身9；

图2为本发明所述基于喉道偏移式气动矢量喷管的短距垂直起降飞行器俯视图。其中W₁为前翼翼展；W₂为后翼翼展；

图3为本发明所述基于喉道偏移式气动矢量喷管的短距垂直起降飞行器主视图；其中H₁为前翼尾缘与后翼前缘之间在垂直方向上的距离，简称前翼尾缘与后翼前缘的垂直间距；L₁为前翼尾缘与后翼前缘之间在水平方向上的距离，简称前翼尾缘与后翼前缘的水平间距；

图4为垂直起降动力装置的结构示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动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。除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)。

如图1至4所示，本发明所述的基于喉道偏移式气动矢量喷管的短距垂直起降飞行器，包括机身以及机翼，机翼包括前翼和后翼；所述前翼、后翼上均对称地配置垂直起降动力装置，其中：

如图2、图3所示，所述前翼和后翼采用串列翼布局，且前翼上置、后翼下置。 所述前翼翼展W1与后翼翼展W2的关系满足0.3≤W1/W2≤0.8；前翼尾缘与后翼前缘的水平间距L1满足关系0.5c≤L1≤3c，前翼尾缘与后翼前缘的垂直间距H1满足关系0.1c≤H1≤0.5c；其中c为机翼的弦长。

为减小平飞时由发动机产生的迎风阻力，所述发动机的轴线与机身的轴线保持平行；而喷管本体的轴线则与安装位置处的机翼倾斜设置。

垂直起降动力装置，如图4所示，包括发动机、喉道偏移式气动矢量喷管以及转接段, 所述喉道偏移式气动矢量喷管通过转接段与发动机排气口相连。

发动机与机身之间相对固定，且发动机吊装于机翼的中部位置或者安装在机翼翼尖；具体地：转接段进口与发动机出口固接，且转接段进口形状与发动机出口形状相适应；转接段出口与喉道偏移式气动矢量喷管进口固接，转接段出口形状与喷管本体进口形状相匹配。

所述喉道偏移式气动矢量喷管的轴线与发动机轴线的夹角范围，根据飞行器短距垂直起降或平飞性能的侧重来确定：当飞行器侧重于短距垂直起降性能时，喉道偏移式气动矢量喷管的轴线与发动机轴线的夹角范围为（α-115°，α-80°）；当飞行器侧重于平飞性能时，喉道偏移式气动矢量喷管的轴线与发动机轴线的夹角范围为（-β-30°，-β+5°）；其中：（-α，β）为喉道偏移式气动矢量喷管矢量角的变化范围。

所述喉道偏移式气动矢量喷管，如图4所示，包括喷管本体，喷管本体的内流道沿着流体流向依次设置有一喉道、二喉道，并在紧靠着一喉道进口位置处的前端分隔成两部分，分别为沿着喷管本体轴线设置的主流道和邻近喷管本体壁面的次流通道，次流通道的出口在紧靠着喷管本体一喉道的进口位置处与主流道连通，所述次流通道的出口配装有开度调节结构，且次流通道出口流出的气流能够扰动主流道流入一喉道的气流。

所述喉道偏移式气动矢量喷管，其次流通道的气流扰动可以无源也可以有源。当为无源时，其气流来自于矢量喷管入口；当有源时，其气流来自于发动机涡轮或压气机等高压部件。

作为本发明的进一步改进，所述喉道偏移式气动矢量喷管，流经次流通道的流体相对于流经主流道流体的流量占比为0-5%。

所述旁路式无源气动矢量喷管，可以为二元喷管，也可以为轴对称矢量喷管。当所述喉道偏移式气动矢量喷管为二元喷管时，所述次流通道分体设置为上次流通道和下次流通道；当上次流通道打开，且流经上次流通道的流体相对于流经喷管本体主流流体的占比为4%~5%时，从喷管本体二喉道排出的气流方向与机身的轴线的夹角在-30°~5°之间，此时飞行器处于平飞状态；当下次流通道打开，且流经下次流通道的流体相对于流经喷管本体主流流体的占比为4%~5%时，从喷管本体二喉道排出的气流方向与机身的轴线的夹角在-115°~-80°之间，此时飞行器处于短距垂直起降状态。

所述发动机排出的气流，通过转接段流经喉道偏移式气动矢量喷管时，能够随着开度调节结构对次流通道出口开度的调整，而发生流动方向变化，使得最终从喷管本体二喉道排出的气流方向，能够具有两个极限方向：其中一个极限方向与机身的轴线平行或接近平行，具有控制机身平飞的水平推力矢量，另一个极限方向与机身轴线倾斜，具有控制机身起降的垂直推力矢量；

所述机身，通过前翼、后翼上所对称布置的垂直起降动力装置的协同工作，能够分别处于两个姿态，对应为：短距垂直起降姿态和平飞姿态；

当机身处于短距垂直起降姿态时，各垂直起降动力装置中，从喷管本体二喉道排出的气流方向一致，均与机身的轴线倾斜；当机身处于平飞姿态时，各垂直起降动力装置中，从喷管本体二喉道排出的气流方向，均与机身的轴线平行或接近平行。

本发明正常工作状态分三种：垂直起降状态、过渡状态和平飞状态。具体如下：

垂直起降阶段：所述旁路式无源气动矢量喷管通过控制上下旁路通道的开闭产生低头矢量，气流从喷管出口斜向下喷出，从而提供飞行器垂直起降所需的升力。

过渡阶段：随着飞行速度的不断增加，机翼的升力逐渐提高，控制上下旁路通道的开度使喷管由低头矢量变为抬头矢量。

平飞状态：控制旁路通道开度使喷管抬头矢量角继续增大，直至喷管出口气流水平或接近水平喷出，此时喷管的最终推力为或接近水平方向。

所述喉道偏移式气动矢量喷管，相比于非矢量状态，在矢量状态时，其推力系数更大，推力性能更优，推力损失更小。

所述喉道偏移式气动矢量喷管，随着次流通道开度变化其矢量角变化连续且推力系数变化较小。

所述短距垂直起降飞行器，目前可以实现短距起降。

Claims (9)

1.一种基于喉道偏移式气动矢量喷管的短距垂直起降飞行器，包括机身以及机翼，机翼包括前翼和后翼；其特征在于，所述前翼、后翼上均对称地配置垂直起降动力装置，其中：

垂直起降动力装置包括发动机、喉道偏移式气动矢量喷管以及转接段，所述喉道偏移式气动矢量喷管通过转接段与发动机排气口相连；

所述喉道偏移式气动矢量喷管包括喷管本体，喷管本体的内流道沿着流体流向依次设置有一喉道、二喉道，并在紧靠着一喉道进口位置处的前端分隔成两部分，分别为沿着喷管本体轴线设置的主流道和邻近喷管本体壁面的次流通道，次流通道的出口在紧靠着喷管本体一喉道的进口位置处与主流道连通，所述次流通道的出口配装有开度调节结构，且次流通道出口流出的气流能够扰动主流道流入一喉道的气流；

所述发动机排出的气流，通过转接段流经喉道偏移式气动矢量喷管时，能够随着开度调节结构对次流通道出口开度的调整，而发生流动方向变化，使得最终从喷管本体二喉道排出的气流方向，能够具有两个极限方向：其中一个极限方向与机身的轴线平行或接近平行，具有控制机身平飞的水平推力矢量，另一个极限方向与机身轴线倾斜，具有控制机身起降的垂直推力矢量；

所述机身，通过前翼、后翼上所对称布置的垂直起降动力装置的协同工作，能够分别处于两个姿态，对应为：短距垂直起降姿态和平飞姿态；

当机身处于短距垂直起降姿态时，各垂直起降动力装置中，从喷管本体二喉道排出的气流方向一致，均与机身的轴线倾斜；当机身处于平飞姿态时，各垂直起降动力装置中，从喷管本体二喉道排出的气流方向，均与机身的轴线平行或接近平行；

所述喉道偏移式气动矢量喷管的轴线与发动机轴线的夹角范围，根据飞行器短距垂直起降或平飞性能的侧重来确定：当飞行器侧重于短距垂直起降性能时，喉道偏移式气动矢量喷管的轴线与发动机轴线的夹角范围为（α-115°，α-80°）；当飞行器侧重于平飞性能时，喉道偏移式气动矢量喷管的轴线与发动机轴线的夹角范围为（-β-30°，-β+5°）；其中：（-α，β）为喉道偏移式气动矢量喷管矢量角的变化范围，以飞行器机身轴线为参考，逆时针为正，顺时针为负。

2.根据权利要求1所述基于喉道偏移式气动矢量喷管的短距垂直起降飞行器，其特征在于，所述喉道偏移式气动矢量喷管中次流通道的气流来自于喷管本体的入口、发动机涡轮或压气机。

3.根据权利要求1所述基于喉道偏移式气动矢量喷管的短距垂直起降飞行器，其特征在于，所述喉道偏移式气动矢量喷管，流经次流通道的流体相对于流经主流道流体的流量占比为0~5%。

4.根据权利要求1所述基于喉道偏移式气动矢量喷管的短距垂直起降飞行器，其特征在于，所述喉道偏移式气动矢量喷管为二元喷管或轴对称喷管；所述次流通道分体设置为上次流通道和下次流通道；当上次流通道打开且流经上次流通道的流体相对于流经喷管本体主流流体的占比为4%~5%时，从喷管本体二喉道排出的气流方向与机身的轴线的夹角在-30°~5°之间，此时飞行器处于平飞状态；当下次流通道打开且流经下次流通道的流体相对于流经喷管本体主流流体的占比为4%~5%时，从喷管本体二喉道排出的气流方向与机身的轴线的夹角在-115°~-80°之间，此时飞行器处于短距垂直起降状态。

5.根据权利要求1所述基于喉道偏移式气动矢量喷管的短距垂直起降飞行器，其特征在于，所述前翼和后翼采用串列翼布局，且前翼上置、后翼下置。

6.根据权利要求5所述基于喉道偏移式气动矢量喷管的短距垂直起降飞行器，其特征在于，所述前翼翼展W₁与后翼翼展W₂的关系满足0.3≤W₁/W₂≤0.8；前翼尾缘与后翼前缘的水平间距L₁满足关系0.5c≤L₁≤3c，前翼尾缘与后翼前缘的垂直间距H₁满足关系0.1c≤H₁≤0.5c；其中c为机翼的弦长。

7.根据权利要求1所述基于喉道偏移式气动矢量喷管的短距垂直起降飞行器，其特征在于，所述发动机的轴线与机身的轴线平行；而喷管本体的轴线则与安装位置处的机翼倾斜设置。

8.根据权利要求1所述基于喉道偏移式气动矢量喷管的短距垂直起降飞行器，其特征在于，发动机与机身之间相对固定，且发动机吊装于机翼的中部位置或者安装在机翼翼尖。

9.根据权利要求8所述基于喉道偏移式气动矢量喷管的短距垂直起降飞行器，其特征在于，所述转接段进口与发动机出口固接，且转接段进口形状与发动机出口形状相适应；转接段出口与喉道偏移式气动矢量喷管进口固接，转接段出口形状与喷管本体进口形状相匹配。

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