CN109630312A - 一种高频响应矢量喷管 - Google Patents

一种高频响应矢量喷管 Download PDF

Info

Publication number
CN109630312A
CN109630312A CN201811418634.3A CN201811418634A CN109630312A CN 109630312 A CN109630312 A CN 109630312A CN 201811418634 A CN201811418634 A CN 201811418634A CN 109630312 A CN109630312 A CN 109630312A
Authority
CN
China
Prior art keywords
venturi
jet
high frequency
cavity
frequency response
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201811418634.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109630312B (zh
Inventor
郭丰领
魏巍
杨辉
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Original Assignee
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA filed Critical China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority to CN201811418634.3A priority Critical patent/CN109630312B/zh
Publication of CN109630312A publication Critical patent/CN109630312A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109630312B publication Critical patent/CN109630312B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/28—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
    • B64C15/14—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being other than main propulsion jets
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/36—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto having an ejector
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Plasma Technology (AREA)

Abstract

一种高频响应矢量喷管,包括：双喉道射流推力矢量喷管(1)、等离子体合成射流发生器(6)、直流高压脉冲电源(11)；其中，所述双喉道射流推力矢量喷管(1)包括上游喉道(2)、下游喉道(5)以及二者之间形成的喉道间空腔(4)，射流孔(3)设置在上游喉道前；等离子体合成射流发生器(6)在所述直流高压脉冲电源(11)的激励下，产生高频射流，从所述射流孔(3)注入，使喉道间空腔(4)内流动产生分离，在所述两喉道间空腔(4)内部产生侧向分布不均匀的流场，使所述下游喉道(5)的进气条件不再均匀，从而迫使主喷流发生偏转，获得高频的推力矢量，所述的高频为10Hz‑500Hz。

Description

一种高频响应矢量喷管
技术领域
本发明属于空气动力学主动流动控制领域，尤其涉及一种高频响应矢量喷管。
背景技术
经过半个多世纪的探索与研究，气动领域的研究者对简单轴对称结构/二维矩形喷管的气动及热力学性能已经有了充分的了解。但近数十年，由于对飞行器机动性能、隐身性能、推进系统重量等要求的提高，简单构型的喷管已渐渐不再能满足现代军用武器发展的需求。为满足对隐身、低推进系统重量的要求，亟需要设计一种高频响应矢量喷管。
现有的研究中，常用于提供控制射流(区分于主流射流，也称二次射流)的有连续式气源、燃烧产生强合成射流、零质量合成射流发生器等。连续式气源作为控制射流的气源，在实验室条件下其易于实现，但真实的飞行器中，不论是气源、引压管路，还是气源控制系统都将增加飞行器重量，提高系统复杂程度；燃烧产生强合成射流的方法，其燃油、供气等也不易解决；零质量射流所需工质为外界主流，不用考虑气源和引压管路等问题，耗费能源也较小，但是传统的零质量射流能够诱导出的最大速度在0～80m/s的量级，并不适用在跨超声速的情况。
等离子体合成射流发生器是利用高压高频放电产生高频强射流的发生器，其产生的最大瞬时出口速度可达100～800m/s，有潜力作为控制射流的气源以获得良好的控制效果。
因此，基于等离子体合成射流发生器，设计一种高频响应矢量喷管，以提高矢量喷管的推力矢量，满足飞行器对隐身、低推进系统重量等的要求。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种高频响应矢量喷管，通过提高响应频率，提高了矢量喷管的推力矢量。
本发明的技术解决方案是：一种高频响应矢量喷管,包括：双喉道射流推力矢量喷管、等离子体合成射流发生器、直流高压脉冲电源；其中，
所述双喉道射流推力矢量喷管包括上游喉道、下游喉道以及二者之间形成的喉道间空腔，射流孔设置在上游喉道前；
等离子体合成射流发生器在所述直流高压脉冲电源的激励下，产生高频射流，从所述射流孔注入，使喉道间空腔内流动产生分离，在所述两喉道间空腔内部产生侧向分布不均匀的流场，使所述下游喉道的进气条件不再均匀，从而迫使主喷流发生偏转，获得高频的推力矢量，所述的高频为10Hz-500Hz。
优选的，所述上游喉道的高度a与所述下游喉道的高度b相等。
优选的，所述喉道间空腔的长度c与上游喉道的高度a之比为2.4～2.7。
优选的，所述喉道间空腔的扩张角d为8°～12°、收敛角e为23°～27°。
优选的，所述射流孔的注入角f为28°～32°。
优选的，所述等离子体合成射流发生器包括所述腔体、阴极电极、阳极电极和触发电极；
直流高压脉冲电源为安装在腔体上的阴极电极、阳极电极和激励电极供电，其中触发电极位于阴极电极、阳极电极之间，且触发电极与阳极电极之间的距离大于触发电极与阴极电极之间的距离；腔体上方设置与外部连通的气孔，直流高压脉冲电源中的电压范围1.6kV-10kV。
优选的，所述腔体的内径Φg与腔体的高度h之比为0.8～1.2。
优选的，所述阴极电极、所述阳极电极和所述激励电极高度一致，且与腔体高度h之比为0.4～0.6。
优选的，所述的腔体上方设置的与外部连通的气孔为方斜孔，方斜孔的宽度i与腔体内径Φg之比为0.05～0.1；方斜孔的长度与腔体内径Φg之比为0.3～0.5。
优选的，所述阳极电极到所述触发电极的间距j与所述阴极电极到所述触发电极的间距k之比为1.05～1.2。
本发明与现有技术相比有益效果为：
(1)本发明采用等离子体合成射流发生器作为控制射流气源，极大限度的提高了响应频率，射流矢量的响应范围为10-100Hz，提高了飞行器的机动性。
(2)本发明采用等离子体合成射流发生器作为控制射流气源，并将其置于双喉道喷管的第一喉道，在喷管落压比3-10的范围内均可实现有效的推力矢量，结构形式简单，易于实用化。
(3)本发明采用等离子体合成射流发生器作为控制射流气源，周期性的射流与喉道处分离频率相互耦合，从而增加控制效果，获得更大的推力矢量。
附图说明
图1是本发明实施例提供的高频响应矢量喷管的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图及实例对本发明作详细说明。
图1是本发明实施例提供的高频响应矢量喷管的结构示意图。如图1所示，该高频响应矢量喷管包括：双喉道射流推力矢量喷管1、高频等离子体合成射流发生器6、直流高压脉冲电源11；其中，
所述双喉道射流推力矢量喷管为主体部分，包括上游喉道2、射流孔3、喉道间空腔4和下游喉道5；所述高频等离子体合成射流发生器包括腔体7、阴极电极8、阳极电极9和激励电极(亦称触发电极)10；所述直流高压脉冲电源11与所述高频等离子体合成射流发生器的阴极电极8、阳极电极9和激励电极10相连；所述高频等离子体合成射流发生器在所述直流高压脉冲电源的激励下，产生高频射流，从所述双喉道射流推力矢量喷管上游喉道侧壁面的射流孔注入，使下游流动产生较大分离，在所述喉道间空腔内部产生侧向分布不均匀的流场，使所述下游喉道的进气条件不再均匀，从而迫使主喷流发生偏转，获得10Hz-500Hz的高频推力矢量。
其中双喉道射流推力矢量喷管的上游喉道的高度a与所述下游喉道的高度b相等；所述喷管的喉道间空腔的长度c与上游喉道的高度a之比为2.4～2.7；所述双喉道射流推力矢量喷管的喉道间空腔的扩张角d为8°～12°、收敛角e为23°～27°；所述射流孔的次流注入角f为28°～32°；所述高频等离子体合成射流发生器的腔体内径Φg与腔体高度h之比为0.8～1.2；所述阴极电极、所述阳极电极和所述激励电极与所述高频等离子体合成射流发生器的腔体高度h之比为0.4～0.6；
所述高频等离子体合成射流发生器的腔体7上方设置的与外部连通的气孔为方斜孔，方斜孔的宽度i与腔体内径Φg之比为0.05～0.1；方斜孔的长度与腔体内径Φg之比为0.3～0.5。
所述阳极电极9到所述触发电极10的间距j与所述阴极电极8到所述触发电极10的间距k之比为1.05～1.2。所述阳极、所述激励极、所述阴极的直径Φl与所述腔体的内径Φg之比为0.05～0.08。
本发明设计的高频响应矢量喷管，主要应用于高机动飞行器的尾部喷管。当等离子体合成射流发生器与喉道处分离流动处于非耦合状态时，可产生瞬态的微推力矢量；当等离子体合成射流发生器与喉道处分离流动处于耦合状态时，可产生连续的强推力矢量。应用对象包括各类导弹和飞机的尾部喷管。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (10)

1.一种高频响应矢量喷管,其特征在于包括：双喉道射流推力矢量喷管(1)、等离子体合成射流发生器(6)、直流高压脉冲电源(11)；其中，
所述双喉道射流推力矢量喷管(1)包括上游喉道(2)、下游喉道(5)以及二者之间形成的喉道间空腔(4)，射流孔(3)设置在上游喉道前；
等离子体合成射流发生器(6)在所述直流高压脉冲电源(11)的激励下，产生高频射流，从所述射流孔(3)注入，使喉道间空腔(4)内流动产生分离，在所述两喉道间空腔(4)内部产生侧向分布不均匀的流场，使所述下游喉道(5)的进气条件不再均匀，从而迫使主喷流发生偏转，获得高频的推力矢量，所述的高频为10Hz-500Hz。
2.根据权利要求1所述的高频响应矢量喷管，其特征在于：所述上游喉道(2)的高度a与所述下游喉道(5)的高度b相等。
3.根据权利要求1所述的高频响应矢量喷管，其特征在于：所述喉道间空腔(4)的长度c与上游喉道(2)的高度a之比为2.4～2.7。
4.根据权利要求1所述的高频响应矢量喷管，其特征在于：所述喉道间空腔(4)的扩张角d为8°～12°、收敛角e为23°～27°。
5.根据权利要求1所述的高频响应矢量喷管，其特征在于：所述射流孔(3)的注入角f为28°～32°。
6.根据权利要求1所述的高频响应矢量喷管，其特征在于：所述等离子体合成射流发生器(6)包括所述腔体(7)、阴极电极(8)、阳极电极(9)和触发电极(10)；
直流高压脉冲电源(11)为安装在腔体(7)上的阴极电极(8)、阳极电极(9)和激励电极(10)供电，其中触发电极位于阴极电极(8)、阳极电极(9)之间，且触发电极与阳极电极之间的距离大于触发电极与阴极电极之间的距离；腔体(7)上方设置与外部连通的气孔，直流高压脉冲电源(11)中的电压范围1.6kV-10kV。
7.根据权利要求6所述的高频响应矢量喷管，其特征在于：所述腔体(7)的内径Φg与腔体(7)的高度h之比为0.8～1.2。
8.根据权利要求6所述的高频响应矢量喷管，其特征在于：所述阴极电极(8)、所述阳极电极(9)和所述激励电极(10)高度一致，且与腔体高度h之比为0.4～0.6。
9.根据权利要求6所述的高频响应矢量喷管，其特征在于：所述的腔体(7)上方设置的与外部连通的气孔为方斜孔，方斜孔的宽度i与腔体内径Φg之比为0.05～0.1；方斜孔的长度与腔体内径Φg之比为0.3～0.5。
10.根据权利要求6所述的高频响应矢量喷管，其特征在于：所述阳极电极(9)到所述触发电极(10)的间距j与所述阴极电极(8)到所述触发电极(10)的间距k之比为1.05～1.2。
CN201811418634.3A 2018-11-26 2018-11-26 一种高频响应矢量喷管 Active CN109630312B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811418634.3A CN109630312B (zh) 2018-11-26 2018-11-26 一种高频响应矢量喷管

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811418634.3A CN109630312B (zh) 2018-11-26 2018-11-26 一种高频响应矢量喷管

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109630312A true CN109630312A (zh) 2019-04-16
CN109630312B CN109630312B (zh) 2021-02-09

Family

ID=66069530

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811418634.3A Active CN109630312B (zh) 2018-11-26 2018-11-26 一种高频响应矢量喷管

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109630312B (zh)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110529284A (zh) * 2019-08-01 2019-12-03 南京理工大学 基于等离子体合成射流激励器的推力矢量控制系统和方法
CN113371178A (zh) * 2021-07-13 2021-09-10 上海交通大学 基于振荡射流的法向流推力矢量喷管控制装置及飞行器
CN113389654A (zh) * 2021-07-20 2021-09-14 中国航空发动机研究院 一种基于自激发脉冲振荡射流的矢量喷管
CN114340126A (zh) * 2021-12-10 2022-04-12 西安电子科技大学 主动等离子体喷射装置及高超声速飞行器主动隐身方法
CN114320670A (zh) * 2021-12-22 2022-04-12 杭州热力科技有限公司 一种利用等离子体的发动机喷管流动控制装置与方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101782026A (zh) * 2010-02-08 2010-07-21 北京航空航天大学 一种扩张段注气式扩张型双喉道喷管
CN103899437A (zh) * 2014-04-04 2014-07-02 东南大学 一种基于非平衡态等离子体推进气体的弱爆震方法及装置
CN104863749A (zh) * 2015-03-27 2015-08-26 南京航空航天大学 具有反推功能的旁路式无源双喉道矢量喷管
CN105298683A (zh) * 2015-10-15 2016-02-03 南京航空航天大学 具有补燃加力功能的喉道偏移式气动矢量喷管及控制方法
CN205423089U (zh) * 2015-12-08 2016-08-03 南京航空航天大学 一种基于等离子体流动控制的射流推力矢量装置
CN108684130A (zh) * 2018-03-23 2018-10-19 厦门大学 一种程控阵列式等离子体射流激励器系统

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101782026A (zh) * 2010-02-08 2010-07-21 北京航空航天大学 一种扩张段注气式扩张型双喉道喷管
CN103899437A (zh) * 2014-04-04 2014-07-02 东南大学 一种基于非平衡态等离子体推进气体的弱爆震方法及装置
CN104863749A (zh) * 2015-03-27 2015-08-26 南京航空航天大学 具有反推功能的旁路式无源双喉道矢量喷管
CN105298683A (zh) * 2015-10-15 2016-02-03 南京航空航天大学 具有补燃加力功能的喉道偏移式气动矢量喷管及控制方法
CN205423089U (zh) * 2015-12-08 2016-08-03 南京航空航天大学 一种基于等离子体流动控制的射流推力矢量装置
CN108684130A (zh) * 2018-03-23 2018-10-19 厦门大学 一种程控阵列式等离子体射流激励器系统

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110529284A (zh) * 2019-08-01 2019-12-03 南京理工大学 基于等离子体合成射流激励器的推力矢量控制系统和方法
CN113371178A (zh) * 2021-07-13 2021-09-10 上海交通大学 基于振荡射流的法向流推力矢量喷管控制装置及飞行器
CN113371178B (zh) * 2021-07-13 2023-04-07 上海交通大学 基于振荡射流的法向流推力矢量喷管控制装置及飞行器
CN113389654A (zh) * 2021-07-20 2021-09-14 中国航空发动机研究院 一种基于自激发脉冲振荡射流的矢量喷管
CN113389654B (zh) * 2021-07-20 2024-06-11 中国航空发动机研究院 一种基于自激发脉冲振荡射流的矢量喷管
CN114340126A (zh) * 2021-12-10 2022-04-12 西安电子科技大学 主动等离子体喷射装置及高超声速飞行器主动隐身方法
CN114340126B (zh) * 2021-12-10 2023-01-24 西安电子科技大学 主动等离子体喷射装置及高超声速飞行器主动隐身方法
CN114320670A (zh) * 2021-12-22 2022-04-12 杭州热力科技有限公司 一种利用等离子体的发动机喷管流动控制装置与方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN109630312B (zh) 2021-02-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109630312A (zh) 一种高频响应矢量喷管
CN108488004B (zh) 一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机
CN115478958B (zh) 一种基于液态煤油燃料的连续爆轰发动机
CN102003303B (zh) 一种二次爆震的脉冲爆震发动机
RU2007115878A (ru) Выпускной коллектор для рабочих газов, образующий колено, в летательном аппарате, способ осуществления работы выпускного коллектора и газотурбинный двигатель, содержащий указанный коллектор
CN110243567A (zh) 等离子体激励控制三维激波/附面层干扰角区分离的装置及方法
CN109322761B (zh) 高马赫数飞行中发动机环形燃烧室及螺旋斜爆震燃烧方法
CN108811289A (zh) 一种动压式等离子体合成射流发生器
CN104033286B (zh) 一种高频脉冲爆震燃烧动力装置
CN111665013A (zh) 一种磁流体加速高温超声速风洞试验装置
CN104033282A (zh) 一种具有反推力功能的二元收敛喷管
CN111829009A (zh) 一种基于楔形体的燃料组合喷注结构
CN111559492A (zh) 一种高超声速飞行器高效激波减阻系统
Kai et al. Experimental study on plasma jet deflection and energy extraction with MHD control
CN103953461B (zh) 一种减小吸气式脉冲爆震发动机进气道反压的机械阀
CN109631085B (zh) 后掠圆弧型气动雾化蒸发式稳定器
CN114183773A (zh) 一种能够产生多个旋转爆轰波的燃烧室
CN112747888B (zh) 一种高焓高热流地面模拟试验装置及试验方法
CN102606343B (zh) 一种脉冲爆震发动机爆震室
CN110439691B (zh) 基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器
CN203962199U (zh) 一种高频脉冲爆震燃烧动力装置
CN103423023A (zh) 一种脉冲爆震发动机二元收敛扩张喷管
CN113153569B (zh) 一种平稳排气的多管脉冲爆震发动机
RU2511921C1 (ru) Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации горения
CN110793060B (zh) 一种大气压环境下可控等离子体点火器

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant