CN109184948B - 一种用于短距或垂直起降飞行器的转向喷管 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空推进系统推力矢量控制技术领域，尤其是涉及一种用于短距或垂直起降飞行器的转向喷管。包括连接筒体和旋转筒体，所述的连接筒体和旋转筒体之间通过陶瓷球轴承相连，旋转筒体上设置有从动齿轮，从动齿轮与安装在直流伺服电机动力输出轴上的驱动齿轮相啮合，直流伺服电机通过支座安装在连接筒体上。其通过并联多个相同喷管或与其他短距/垂直起降动力装置共同工作，实现飞机的巡航飞行状态与短距/垂直起降工作状态之间的模态转换，以电机驱动、齿轮传动的方式实现喷管偏转角，以轴承密封圈固定轴承，传递两段筒体之间力及力矩，并密封轴承、防止燃气入侵。其是具有360°大范围迅速偏转的推力转向喷管，结构简单可行，适用范围广。

Description

一种用于短距或垂直起降飞行器的转向喷管

技术领域

本发明涉及航空推进系统推力矢量控制技术领域，尤其是涉及一种用于短距或垂直起降飞行器的转向喷管。

背景技术

短距/垂直起降(short/vertical takeoff and landing，S/VTOL)飞机具有短距或垂直起飞与降落的功能，对飞机跑道要求低、生存能力强，是目前深受关注的研究热点。与常规直升飞机相比，它不仅具有相同的垂直起降功能，还具有直升机无法企及的更高的飞行速度、更远的航程及更大的载荷等作战优势，在当代局部战争战场上表现出了更强的战斗力；与传统战斗机相比，S/VTOL飞机降低了对飞机跑道的要求，在战争中飞机可以分散配置，便于灵活出击、转移和伪装隐蔽，不易被敌方发现，出勤率和战场生存率大幅提高。S/VTOL技术自上世纪五十年代起就受到了西方各航空大国的广泛关注，英、美、德、苏等国家投入了大量的人力物力，开发、试验了包括带转向喷管、升力发动机、升力风扇等多种类型的飞行器。一般而言，S/VTOL技术的典型代表有三类：1)依靠偏转喷管实现S/VTOL功能的英国“鹞”式战斗机；2)依靠升力发动机和三轴承偏转喷管实现S/VTOL功能的苏联Yak-141战斗机；3)依靠升力风扇、滚转喷管以及三轴承偏转喷管实现S/VTOL功能的美国F-35B战斗机。这些带S/VTOL功能的战机特别适用于小型航母、两栖攻击舰，能够弥补该类战舰与大中型航母的战力差距。从经济实用性角度看，大中型航母成本高、维护复杂、效益比及利用率不高，而小型航母、两栖攻击舰等更灵活、便于调动，在执行某些小型任务时更实惠有效、性价比更高，因此与之相关的各种关键技术均被各军事大国列为优先发展的对象，其中，S/VTOL技术正是最典型的一种。

推力转向技术是S/VTOL技术的核心，西方各航空大国均认可并研究该类技术。一般而讲，推力转向技术利用能实现超大偏转角的矢量喷管(即转向喷管)实现推力矢量控制。转向喷管的矢量偏角通常连续可调，且其矢量偏角比常规矢量喷管偏转角大。该类喷管除了能满足飞机短距/垂直起降技术要求，在非矢量状态下还能提供与常规喷管相当的巡航性能，能够配合飞机其他附件实现巡航状态下的俯仰和偏航调控。转向喷管作为实现推力转向的关键部件之一，其设计技术、流动机理及实验验证技术等受到著名研究机构的广泛关注，英国罗-罗公司、苏联土星科学生产联合体公司、美国普惠公司等对率先转向喷管开展了大量的研究工作，典型的成果案例是用于雅克-38、雅克-141、F-35B等的三轴承偏转喷管。三轴承偏转喷管由三段可独立转动筒体组成，各筒体之间安装耐高温轴承，采用液压驱动装置带动各筒体转动，通过合理分配各段筒体间的相对转动速率实现喷管0°—95°的俯仰偏转，以及±20°的偏航偏转。三轴承偏转喷管的成功研制积累了宝贵的设计理论及工程经验，为后续其他国家开展转向喷管研究提供了有效的借鉴。

相比于西方航空发达国家，我国转向喷管的研究起步较晚。近年来国内高校及研究机构逐步开展了三轴承偏转喷管气动型面设计、结构设计、研究了近地面条件下的动静态升力损失、气动性能、流场结构等。但对转向喷管的密封构型、实体结构连接方式、驱动方式等的研究尚少。

发明内容

本发明的目的在于避免现有技术的缺陷而提供一种用于短距或垂直起降飞行器的转向喷管，有效解决了现有技术存在的问题。

为实现上述目的，本发明采取的技术方案为：所述的一种用于短距或垂直起降飞行器的转向喷管，其特点是包括连接筒体和旋转筒体，所述的连接筒体和旋转筒体之间通过陶瓷球轴承相连，旋转筒体上设置有从动齿轮，从动齿轮与安装在直流伺服电机动力输出轴上的驱动齿轮相啮合，直流伺服电机通过支座安装在连接筒体上。

所述的陶瓷球轴承为氮化硅满球全陶瓷球轴承，陶瓷球轴承与连接筒体的肩颈凸台采用间隙配合，配合间隙为连接筒体受热膨胀预留空间，陶瓷球轴承与旋转筒体的凹腔内环面采用过盈配合，陶瓷球轴承与旋转筒体之间设置有轴承密封圈和活动密封圈，旋转筒体上还设置有轴承外挡圈，轴承密封圈与旋转筒体采用焊接的方式连接，轴承密封圈传递连接筒体和旋转筒体之间的力和力矩。

所述的轴承外挡圈通过周向均匀分布的四个螺钉与旋转筒体固定连接，所述的轴承密封圈和活动密封圈均采用迷宫式密封结构，其密封腔设置为3-4道迷宫，轴承密封圈采用周向均匀点焊的方式与旋转筒体固定相连。

所述的连接筒体的横截面为圆形，连接筒体由进口平直段、转弯段和肩颈凸台组成，进口平直段长度大于发动机喷管尾锥的长度，转弯段的转折角度为50°-80°，转折半径为进口直径的1.8—2.5倍；连接筒体末端的周向安装的肩颈凸台用于陶瓷球轴承定位，肩颈凸台与陶瓷球轴承为间隙配合适应肩颈凸台在高温环境下的膨胀空间。

所述的旋转筒体由前部凹腔段、转弯段和收敛段组成，前部凹腔段用于陶瓷球轴承轴向定位及活动密封圈和轴承密封圈的安装，前部凹腔段的凹腔内环面与陶瓷球轴承过盈配合，转弯段转折角度为90°，转弯段转折半径为进口直径的1.8—2.5倍，收敛段为锥形结构，收敛段出口截面为圆形。

所述的驱动齿轮和从动齿轮的传动比为24:106，驱动齿轮和从动齿轮均为镂空结构。

本发明的有益效果是：所述的一种用于短距或垂直起降飞行器的转向喷管，其通过并联多个相同喷管或与其他短距/垂直起降动力装置共同工作，实现飞机的巡航飞行状态与短距/垂直起降工作状态之间的模态转换，以电机驱动、齿轮传动的方式实现喷管偏转角，以轴承密封圈固定轴承，传递两段筒体之间力及力矩，并密封轴承、防止燃气入侵。其是具有360°大范围迅速偏转的推力转向喷管，结构简单可行，适用范围广。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明结构示意图；

图2为本发明图1的A处放大结构示意图；

图3为本发明图1的连接筒体结构示意图；

图4为本发明图1的旋转筒体结构示意图；

图5为本发明图4的旋转筒体剖视结构示意图；

图6为本发明图1的轴承密封圈结构示意图；

图7为本发明图1的活动密封圈结构示意图；

图8为本发明图1的驱动齿轮结构示意图；

图9为本发明的图1的从动齿轮结构示意图；

图10为本发明的非矢量状态示意图；

图11为本发明的偏转30°时结构示意图；

图12为本发明的偏转90°时结构示意图。

图中所示：1.连接筒体，11.进口平直段，12.转弯段，13肩颈凸台；2.旋转筒体，21.前部凹腔段，211凹腔内环面，22.转弯段，23.收敛段；3.直流伺服电机；4.驱动齿轮；5.轴承外挡圈；6.活动密封圈；7.轴承密封圈；8.陶瓷球轴承；9.从动齿轮。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。

如图1至12所示，所述的一种用于短距或垂直起降飞行器的转向喷管，其特点是包括连接筒体1和旋转筒体2，所述的连接筒体1和旋转筒体2之间通过陶瓷球轴承8相连，旋转筒体2上设置有从动齿轮9，从动齿轮9与安装在直流伺服电机3动力输出轴上的驱动齿轮4相啮合，直流伺服电机3通过支座安装在连接筒体1上。

所述的陶瓷球轴承8为氮化硅满球全陶瓷球轴承，陶瓷球轴承8与连接筒体1的肩颈凸台13采用间隙配合，配合间隙为连接筒体1受热膨胀预留空间，陶瓷球轴承8与旋转筒体2的凹腔内环面211采用过盈配合，陶瓷球轴承8与旋转筒体2之间设置有轴承密封圈7和活动密封圈6，旋转筒体2上还设置有轴承外挡圈5，轴承密封圈7与旋转筒体2采用焊接的方式连接，轴承密封圈7传递连接筒体1和旋转筒体2之间的力和力矩。

所述的轴承外挡圈5通过周向均匀分布的四个螺钉与旋转筒体2固定连接，所述的轴承密封圈7和活动密封圈6均采用迷宫式密封结构，其密封腔设置为3-4道迷宫，轴承密封圈7采用周向均匀点焊的方式与旋转筒体2固定相连。轴承密封圈7作为轴承内挡圈防止轴承滑动，作为连接筒体1与旋转筒体2之间的传力/传扭部件传递载荷，同时作为轴承密封部件防止燃气泄漏入侵至陶瓷球轴承8，保证陶瓷球轴承8正常运转。

所述的连接筒体1的横截面为圆形，连接筒体由进口平直段11、转弯段12和肩颈凸台13组成，进口平直段11长度大于发动机喷管尾锥的长度，转弯段12的转折角度为50°-80°，转折半径为进口直径的1.8—2.5倍；连接筒体1末端的周向安装的肩颈凸台13用于陶瓷球轴承8定位，肩颈凸台13与陶瓷球轴承8为间隙配合适应肩颈凸台13在高温环境下的膨胀空间。

所述的旋转筒体2由前部凹腔段21、转弯段22和收敛段23组成，前部凹腔段21用于陶瓷球轴承8轴向定位及活动密封圈6和轴承密封圈7的安装，前部凹腔段21的凹腔内环面211与陶瓷球轴承轴过盈配合，转弯段22转折角度为90°，转弯段22转折半径为进口直径的1.8—2.5倍，收敛段23为锥形结构，收敛段23出口截面为圆形。

所述的驱动齿轮4和从动齿轮9的传动比为24:106，驱动齿轮4和从动齿轮9均为镂空结构。驱动齿轮4镂空是为了减小热量由连接筒体1向直流伺服电机3的传递，用以保护直流伺服电机3；从动齿轮9镂空措施是在保证齿轮结构强度的基础上减轻部件的重量。

所述的一种用于短距或垂直起降飞行器的转向喷管，其连接筒体1通过螺钉连接或螺栓连接与发动机本体相连，工作时采用直流伺服电机3驱动，使得旋转筒体2绕着连接筒体1出口截面的轴线旋转，根据控制系统发送的指令，旋转筒体2转至不同偏转位置，本发明转向喷管设计范围为0°-360°度周向旋转。本发明转向喷管由非矢量状态至矢量状态的模态转换过程中，采用直流伺服电机3驱动的方式控制旋转筒体2，控制方式为带反馈的PID控制，能够保证旋转筒体2精确的偏转到预定位置，以便很好地配合其他短距/垂直起降动力装置所产生的推力，保证飞机的机身平稳。短距/垂直起降发动机对矢量喷管主要有三点要求：一是喷管在非矢量状态下的巡航工作性能与常规喷管相差无几；二是喷管进行偏转过程中其矢量角的变化连续且可控；三是偏转过程中不能产生额外的侧偏力，即矢量角的变化始终保持在同一平面内。图9—图11分别为转向喷管由非矢量状态转变为矢量状态过程中0°、30°和90°的矢量偏角状态视图。模态转换过程中，两段喷管筒体的轴线不在同一平面上，但收敛段轴线始终在同一平面上，从而保证模态转变过程中不产生侧向力。

以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (2)

1.一种用于短距或垂直起降飞行器的转向喷管，其特征是包括连接筒体和旋转筒体，所述的连接筒体和旋转筒体之间通过陶瓷球轴承相连，旋转筒体上设置有从动齿轮，从动齿轮与安装在直流伺服电机动力输出轴上的驱动齿轮相啮合，直流伺服电机通过支座安装在连接筒体上；所述的连接筒体的横截面为圆形，连接筒体由进口平直段、转弯段和肩颈凸台组成，进口平直段长度大于发动机喷管尾锥的长度，连接筒体转弯段的转折角度为50°-80°；连接筒体末端的周向安装的肩颈凸台用于陶瓷球轴承定位，肩颈凸台与陶瓷球轴承为间隙配合适应肩颈凸台在高温环境下的膨胀空间；所述的旋转筒体由前部凹腔段、转弯段和收敛段组成，前部凹腔段用于陶瓷球轴承轴向定位及活动密封圈和轴承密封圈的安装，前部凹腔段的凹腔内环面与陶瓷球轴承过盈配合，旋转筒体转弯段的转折角度为90°，收敛段为锥形结构，收敛段出口截面为圆形；所述的陶瓷球轴承为氮化硅满球全陶瓷球轴承，陶瓷球轴承与旋转筒体之间设置有轴承密封圈和活动密封圈，旋转筒体上还设置有轴承外挡圈，轴承密封圈与旋转筒体采用焊接的方式连接，轴承密封圈传递连接筒体和旋转筒体之间的力和力矩；所述的轴承外挡圈通过周向均匀分布的四个螺钉与旋转筒体固定连接，所述的轴承密封圈和活动密封圈均采用迷宫式密封结构，轴承密封圈采用周向均匀点焊的方式与旋转筒体固定相连。

2.如权利要求1所述的一种用于短距或垂直起降飞行器的转向喷管，其特征在于：所述的驱动齿轮和从动齿轮的传动比为24:106，驱动齿轮和从动齿轮均为镂空结构。

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