CN109723570B

CN109723570B - 具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管

Info

Publication number: CN109723570B
Application number: CN201811579093.2A
Authority: CN
Inventors: 黄帅; 徐惊雷; 汪阳生; 蒋晶晶; 陈匡世; 汪丰
Original assignee: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Current assignee: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date: 2018-12-24
Filing date: 2018-12-24
Publication date: 2021-11-09
Anticipated expiration: 2038-12-24
Also published as: AU2019411947B8; AU2019411947B2; AU2019411947A1; CN109723570A; WO2020134005A1

Abstract

本发明公开了一种具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管本体，喷管本体的后体型面设置为非对称结构。一般情况下，喷管出口外上下后体型面不对称，通过流出喷管出口的主流与非对称喷管后体相互作用产生的低压区，促进主流进一步贴近喷管后体壁面，实现了喷管矢量角的增加。同时，非对称的喷管后体壁面与喷管主流产生了强度不等、范围不同的相互作用，使得喷管俯仰矢量角不等。通过非对称的喷管后体型面设计，喉道偏移式气动矢量喷管的矢量角实现进一步增大，且俯仰矢量角不等大，并提高了喷管的红外隐身性能，满足了飞行器实际需求。

Description

具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管

技术领域

本发明针对喉道偏移式气动矢量喷管的增大并提供不等矢量角的后体结构，主要是通过改变喷管出口的附近的后体型面，为喉道偏移式气动矢量喷管增大矢量角，同时，为飞行器提供不等的抬头和低头矢量角(即俯仰矢量角)。

背景技术

随着科学技术的发展和实际需求的提高，未来飞行器将越来越多地使用推力矢量航空发动机。推力矢量航空发动机实现推力矢量功能的核心是推力矢量喷管。传统机械式推力矢量喷管结构复杂，可靠性差，维护麻烦。因此开发一种结构简单、重量轻、维护性好的推力矢量喷管迫在眉睫。

当下，流体推力矢量喷管逐渐以其结构简单、重量轻的特点成为各国的研究重点和研究热点，并将在不远的未来进入工程应用。同时，如何在尽可能少改变喷管结构的前提下为流体推力矢量喷管赋予更多的功能成为推力矢量喷管新的领域研究方向之一。

而喉道偏移式气动矢量喷管是近年来兴起的一种新型流体推力矢量喷管，凭借结构简单，重量轻、矢量性能好等的特点，受到越来越多的青睐。常见的喉道偏移式气动矢量喷管为双喉道结构，以二喉道面积略微比一喉道面积大最为常见。一般可以将喉道偏移式气动矢量喷管分为主动有源型和自适应无源型，其中主动有源型产生推力矢量气源的来源多为外置的压缩器、气瓶或者从航空发动机高压部件(多为压气机)中引气，其特点时推力矢量角随喷管工作落压比变化小，但对整台航空发动机来说推力损失较大；而自适应无源型则是设置自适应旁路通道将喷管入口位置的高压气流引至喷管的指定位置注入，自适应产生扰动并最终实现推力矢量，其克服了主动有源型的缺点，对航空发动机整机推力影响较小，矢量角也较为稳定。

常见的喉道偏移式气动矢量喷管多为固定几何喷管，仅仅能产生约20°左右的单一方向矢量角(如俯仰方向)，常见用于飞行器俯仰方向的控制。但从用途需求来说，世界各国目前大力发展的短距起降具有效率更高、结构更为简单、对于飞行器飞行控制系统的要求较低，更加受到世界各国的追捧。

一般来说，现役喷管内型面及外型面(含后体)均为二元上下对称或三元轴对称。但在未来，随着对于飞行器红外隐身要求的提高，型面不对称的二元喷管构型逐渐出现，但具有推力矢量功能的非对称航空发动机喷管少之又少。同时，型面不对称的喷管构型大多数是变形的拉瓦尔喷管(即收敛-扩张喷管)的扩张段非均匀，极少数也有收敛段非均匀，造成发动机喷流的非均匀。而本发明通过改变喷管后体型面，利用非对称的喷管后体型面与发动机喷流的相互作用，实现了对于喷管推力矢量角的放大，同时，抬头矢量角和低头矢量角(即俯仰矢量角)并不相等。

发明内容

本发明针对现有技术的不足，基于喉道偏移式气动矢量喷管现有的设计方案，在喷管内型面不变的情况下，改变喷管后体型面并使其型面不对称，通过发动机喷流和后体作用产生的低压，放大矢量角。同时，后体型面的不对称产生了不同的低压区，进而产生了不相等的矢量角，实现了对于喉道偏移式气动矢量喷管性能的进一步提升。

为实现以上技术目的，本发明将采取以下的技术方案：

一种具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管本体，所述喷管本体的后体型面呈非对称设置。

作为本发明的一个优选实施例，所述喷管本体的后体型面，其中的一侧型面为型面a，另一侧型面则为型面b；型面a、型面b关于喷管本体的轴线呈非对称结构设置，且型面a与水平方向的夹角α不大于90°。

作为本发明的一个优选实施例，型面b与水平方向的夹角β大于90°。

作为本发明的一个优选实施例，型面a与水平方向的夹角α的取值范围为45°≤α≤75°。

作为本发明的一个优选实施例，型面a位于喷管本体的下侧。

作为本发明的一个优选实施例，所述喷管本体的非对称后体型面，以具有对称后体型面的既有矢量喷管本体为基础，通过延长该既有矢量喷管本体一侧的喷管外壁面型线，将该侧后体型面与喷管外壁面型线的连接位点从点A后移至点B，并保持该侧后体型面与喷管内壁面的连接位点C不变而形成。

作为本发明的一个优选实施例，所述的喷管本体在既有矢量喷管本体一侧，所延长的喷管外壁面型线为喷管延长段AB，该侧后体型面为斜面BC；所述斜面BC与水平方向的夹角α可调，所述喷管延长段AB的长度可调。

作为本发明的一个优选实施例，所述喷管本体的斜面BC与水平方向的夹角α选取准则为：γ+8≤α≤γ+12；其中：既有矢量喷管本体的斜面AC与水平方向的夹角α’＝90°，γ为该既有矢量喷管本体的气动矢量角。

作为本发明的一个优选实施例，斜面BC与水平方向的夹角α的取值范围为45°≤α≤75°；此时，所述喷管本体与既有矢量喷管本体处于相同喷管工作落压比时，所述喷管本体的气动矢量角较既有矢量喷管本体的气动矢量角大2°-5°。作为本发明的一个优选实施例，斜面BC与喷管内壁面相邻的型面为平直型面，而斜面BC与喷管外壁面型线相邻的型面为外突曲面，且平直型面与外突曲面之间光滑过渡。

本发明与现有技术相比，具有以下优点：

(1)相比传统的喉道偏移式气动矢量喷管，本发明通过改变后体型面，实现了喷管推力性能特别是机动性的提高，结构简单；

(2)通过对于喉道偏移式气动矢量喷管后体的改变,其原理可以应用在几乎全部喉道偏移式气动矢量喷管的改型以及其他类型具有相似几何形状的矢量喷管中,用途广泛；

(3)通过非对称后体设计，为飞行器赋予了更好的隐身特别是红外隐身性能。

附图说明

图1是既有对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管示意图。

图2是本发明所述具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管示意图。

图3是本发明所述具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管示意图(无附图标记)。

其中：喷管进口1、一喉道前部收敛段2、一喉道3、二喉道前部扩张段4、二喉道前部收敛段5、二喉道(喷管出口)6，后体7。

图4是本发明所述具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管，在抬头状态下推力系数和推力矢量角计算结果；

图5是本发明所述具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管，在低头状态下推力系数和推力矢量角计算结果。

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2、图3所示，本发明所述的具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管，在原有的喉道偏移式气动矢量喷管内型面不变的基础上，将其对称的后体型面改变为非对称的后体型面，其中，一侧型面与水平方向的夹角不大于90°，另外一侧的型面角度结合实际需求来改变。一般来说，斜面尾端与喷管外壁面连线与喷管外壁面型线过渡连续，具体型面由飞行器决定。

具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管，其矢量角放大且不等的核心是后体型面的不对称，通过发动机射流与不对称后体型面之间相互作用形成的大小、强度均不同的低压区，促进发动机射流进一步贴近壁面，从而实现矢量角的放大。一般来说，射流与出口壁面越接近，在壁面附近形成的低压区强度也大，压力也越低，对于发动机出口射流矢量角的放大也就越大。但考虑到矢量喷管固有的矢量角大小，对于固定几何后体喷管的后体角度不能无限制，且考虑到矢量角随控制变量(无源型：自适应旁路的开度，有源型：一喉道附近注入的次流流量)变化而变化的线性程度，最优范围是固定的。为了兼具平飞、抬头矢量和低头矢量三个工作状态的不同要求，所述喷管本体的斜面BC与水平方向的夹角α选取准则为：γ+8≤α≤γ+12；其中：既有矢量喷管本体(具有对称后体的喷管构型)的斜面AC与水平方向的夹角α’＝β＝90°，γ为该既有矢量喷管本体的气动矢量角。对于典型的喉道偏移式气动矢量喷管构型来说，一侧后体型面与水平方向的夹角α的较优取值范围为45°≤α≤75°，此时，非对称后体的喷管矢量性能能处于较优值，所述喷管本体的气动矢量角较对称后体的气动矢量角大2°-5°。

进一步地，喉道偏移式气动矢量喷管的后体可以分为固定几何后体和可变几何后体。对于固定几何后体来说，一般情况下，一侧后体与水平方向夹角为锐角，另外一侧没有特殊要求，β多为钝角，以减少阻力。综合考虑飞行器隐身、机动性等需求，一般来说喷管上侧后体与水平方向夹角(即β)为钝角，下侧后体与水平方向夹角(即α)为锐角。对于可变几何后体来说，通过设置作动筒、铰链等简单的机械结构，使得其后体的几何角度可以随着发动机和喷管的工作状态进行调节，以兼顾推力矢量性能、隐身性能等。

进一步地，为了兼具平飞、抬头矢量和低头矢量三个工作状态的不同要求，以下侧后体型面与水平方向的夹角α的较优取值范围为45°≤α≤75°，上侧后体型面要求光滑即可，优选的角度为α＞90°。

进一步地，上侧后体型面可以使用更详细的设计方法将后体型面设计成光滑曲线，而下侧后体型面与出口(二喉道)附近的初始型面以直线为宜，以避免平飞状态和低头矢量状态下由于气流附壁流动等造成的初始矢量角较大或矢量调节阶跃的问题。之后的型面可以设计成外突曲面。

本发明实现俯仰方向控制的原理、注气位置、注气角度等与常规喉道偏移式气动矢量喷管一致，在此不再赘述。同时，本发明适用范围同时满足主动有源型和自适应无源型的喉道偏移式气动矢量喷管。

对于可变几何后体的构型来说，驱动部件的方式很多，包括但不限于液压做动、导轨驱动、伺服装置驱动等。

以下将结合附图详细地说明本发明的技术方案。

如图2-图3所示，本实施例所述的具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管本体，所述喷管本体的后体型面呈非对称设置。具体地，所述喷管本体的后体型面中，处于上侧的型面为型面a，处于下侧的型面则为型面b；型面a与水平方向的夹角α不大于90°，型面b与水平方向的夹角β大于90°，因此，型面a、型面b关于喷管本体的轴线呈非对称结构设置。

型面a与水平方向的夹角α的取值范围为45°≤α≤75°。

设计时，所述喷管本体的非对称后体型面，以具有对称后体型面的既有矢量喷管本体(如图1所示)为基础，通过延长该既有矢量喷管本体一侧，附图中为下侧的喷管外壁面型线，将该侧后体型面与喷管外壁面型线的连接位点从点A后移至点B，并保持该侧后体型面与喷管内壁面的连接位点C不变而形成，具体如图2所示。所述的喷管本体在既有矢量喷管本体一侧，所延长的喷管外壁面型线为喷管延长段AB，该侧后体型面为斜面BC；所述斜面BC与水平方向的夹角α可调，所述喷管延长段AB的长度可调。为了兼具平飞、抬头矢量和低头矢量三个工作状态的不同要求，所述喷管本体的斜面BC与水平方向的夹角α选取准则为：γ+8≤α≤γ+12；其中：既有矢量喷管本体(具有对称后体的喷管构型)的斜面AC与水平方向的夹角α’＝β＝90°，γ为该既有矢量喷管本体的气动矢量角；综合喷管的不同工作条件，调节要求等限制，一般来说，斜面BC与水平方向的夹角α的取值范围为45°≤α≤75°时，能够取得宽范围内较优的矢量性能，此时，所述喷管本体的气动矢量角较具有对称后体的既有矢量喷管的气动矢量角大2°-5°。斜面BC与喷管内壁面相邻的型面为平直型面，而斜面BC与喷管外壁面型线相邻的型面为外突曲面，且平直型面与外突曲面之间光滑过渡。

针对典型构型的无源型喉道偏移式气动矢量喷管进行计算，其中上侧后体角度为90°，另一侧后体角度变化。其抬头状态下推力系数和推力矢量角计算结果如图4所示：当α≥45°，在NPR≥6时，推力系数基本没有差别；但是在NPR≤4时，推力系数变化趋势不同，总的来说，对于α≥90°的构型推力系数基本没有差别；α＜90°的构型在NPR≤2时推力系数较α＝90°的构型来说更低，随后都出现推力系数随NPR增加而增加的情况，都在NPR＝3处达到推力系数最大，随后逐渐降低。

其低头状态下，推力系数和推力矢量角计算结果如图5所示：当α≤90°的构型都不同程度会出现射流在下侧型面上贴壁膨胀的现象，此时矢量角、推力系数会受到下侧型面角度的影响；特别在NPR＝1.5和4≤NPR≤10时，45°的构型矢量角最大。因此，45°为较好的型面角度。

Claims

1.一种具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管本体，其特征在于，所述喷管本体的后体型面呈非对称设置；

所述喷管本体的非对称后体型面，以具有对称后体型面的既有矢量喷管本体为基础，通过延长该既有矢量喷管本体一侧的喷管外壁面型线，将该侧后体型面与喷管外壁面型线的连接位点从点A后移至点B，并保持该侧后体型面与喷管内壁面的连接位点C不变而形成；其中：点A为既有矢量喷管本体其中一侧的后体型面AC与前述既有矢量喷管本体同侧的喷管外壁面型线的连接位点；点B为所述喷管本体的后体型面BC与所述喷管本体的外壁面型线的连接位点；点C为既有矢量喷管本体其中一侧的后体型面AC与前述既有矢量喷管本体同侧的喷管内壁面的连接位点，同时，点C也为所述喷管本体的后体型面BC与所述喷管本体的同侧的喷管内壁面的连接位点；

通过流出喷管出口的主流与非对称喷管后体壁面相互作用产生的低压区，促进主流进一步贴近喷管后体壁面，实现了喷管矢量角的增加；

非对称的喷管后体壁面与喷管主流产生了强度不等、范围不同的相互作用，使得喷管俯仰矢量角不等；

所述喷管本体的斜面BC与水平方向的夹角α选取准则为：γ+8≤α≤γ+12；其中：既有矢量喷管本体的斜面AC与水平方向的夹角α´＝90°，γ为该既有矢量喷管本体的气动矢量角；

斜面BC与水平方向的夹角α的取值范围为45°≤α≤75°；此时，所述喷管本体与既有矢量喷管本体处于相同喷管工作落压比时，所述喷管本体的气动矢量角较既有矢量喷管本体的气动矢量角大2°-5°。

2.根据权利要求1所述的具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述喷管本体的后体型面，其中的一侧型面为型面a，另一侧型面则为型面b；型面a、型面b关于喷管本体的轴线呈非对称结构设置，且型面a与水平方向的夹角α不大于90°。

3.根据权利要求2所述的具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，型面b与水平方向的夹角β大于90°。

4.根据权利要求3所述的具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，型面a与水平方向的夹角α的取值范围为45°≤α≤75°。

5.根据权利要求3所述的具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，型面a位于喷管本体的下侧。

6.根据权利要求1所述的具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述的喷管本体在既有矢量喷管本体一侧，所延长的喷管外壁面型线为喷管延长段AB，该侧后体型面为斜面BC；所述斜面BC与水平方向的夹角α可调，所述喷管延长段AB的长度可调。

7.根据权利要求1所述的具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，斜面BC与喷管内壁面相邻的型面为平直型面，而斜面BC与喷管外壁面型线相邻的型面为外突曲面，且平直型面与外突曲面之间光滑过渡。