CN109723571B - 一种梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管及装备有该矢量喷管的飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，包括：在喉道偏移式气动矢量喷管内型面不变的基础上，将原有的与上下壁面垂直的侧壁面改为了斜的壁面，使得在内流道中每个流通截面都成为梯形。通过喷管内流场的三维流动效应，使得喷管在原有控制规律不变的情况下，依旧可以产生矢量角(典型的方向为俯仰方向)，但抬头矢量角和低头矢量角不相等。本发明通过改变流通截面形状，通过改变流通截面形状，既提高了喷管红外隐身性能，又为飞行器提供了大小不等的抬头或者低头矢量角，实现了梯形出口喷管与推力矢量辅助高机动飞行的功能结合，扩大了飞行器的飞行包线，更好地满足了飞行器的使用需要。

Description

一种梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管及装备有该矢量喷 管的飞行器

技术领域

本发明涉及一种梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管及装备有该矢量喷管的飞行器，属于推力矢量航空发动机喷管技术领域。

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，其特点是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，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。而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，非轴对称喷管构型(如矩形、椭圆形等)逐渐出现并得到越来越多的使用，但具有推力矢量功能的非轴对称喷管少之又少。

因此，本专利发明了一种流通截面为梯形的喉道偏移式气动矢量喷管，兼顾了满足低可探测的梯形截面和推力矢量喷管的使用需要，便于与飞行器后机身一体化；同时，还可以结合飞行器实际的特点，为飞行器提供大小不同的抬头矢量角和低头矢量角，更好地满足了飞行器的使用需要。

发明内容

发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管及装备有该矢量喷管的飞行器，通过改变流通截面形状，有效提高喷管红外隐身性能，同时能够为飞行器提供大小不等的抬头或者低头矢量角，实现梯形出口喷管与推力矢量辅助高机动飞行的功能结合，扩大飞行器的飞行包线。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管本体，其内流道包括依次连通的喷管进口、等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张段、二喉道前部收敛段、二喉道；所述喷管本体的侧壁面倾斜布置，使得内流道的流通截面呈梯形。

本发明在喉道偏移式气动矢量喷管纵向(沿流通方向)内型面不变的基础上，将原有的平行、与上下壁面垂直的侧壁面改为了斜的壁面，使得在内流道中每个流通截面(垂直流向)都成为梯形。通过喷管内流场的三维流动效应，使得喷管在原有控制规律不变的情况下，依旧可以产生矢量角(典型的方向为俯仰方向)，但抬头矢量角和低头矢量角不相等。

进一步的，所述梯形的流通截面上，侧壁面与梯形的长边夹角为α，与短边夹角为β(显然满足α+β＝180°)。在喷管内流道中，气流通过一喉道后，在凹腔(即二喉道前部扩张-收敛段)中上下大小不等、强弱不同的回流区(旋涡)的作用下，主流会有倾向于梯形截面长边流动的趋势，因此喷管在非矢量情况下，该喷管依旧会产生一个微弱的初始矢量角，大小多为2-4°，偏向于长边一侧。在矢量状态下，喷管中的气流依旧会存在着偏向长边流动的趋势，因此偏向长边一侧的矢量角大于偏向短边一侧的矢量角。

对于等腰梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，α最优取值范围为55°～70°，一喉道宽高比以4～6为宜。对于直角梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，α最优取值范围为45°～65°，一喉道宽高比以1.5～3.5为宜。在优选范围下，喷管的红外辐射峰值可以减少50～70％，推力损失比矩形截面的喉道偏移式气动矢量喷管大不超过2％。

装备有梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管的飞行器，若为单发飞行器，单发飞行器宜采用等腰梯形截面的喷管，以避免飞行器排气系统产生不需要的偏航力及偏航力矩。对于双发飞行器，可以采用双发双喷管布局，此时若两个喷管左右相距一定距离，两个喷管的梯形截面左右对称即可，每个截面的具体梯形形状没有限；若双发飞行器拟采用双发单喷管布局，则双发通过连接Y型流道过渡段后与梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管相连，此时梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管宜为等腰梯形截面。

装备有梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管的飞行器，若飞行器为静不稳定飞行器(即气动中心位于重心之前)，则飞行器宜采用短边在上、长边在下的梯形喷管布局方案，以为飞行器提供足够的静稳定性；反之，若飞行器为静稳定飞行器(即气动中心位于重心之后)，飞行器宜采用短边在下、长边在上的梯形喷管布局方案。

有益效果：本发明提供的一种梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，相对于现有技术，具有以下优点：

(1)相比传统的喉道偏移式气动矢量喷管，本发明通过改变流通截面形状，既提高了喷管红外隐身性能，又为飞行器提供了大小不等的抬头或者低头矢量角；

(2)实现了梯形出口喷管与推力矢量辅助高机动飞行的功能结合，扩大了飞行器的飞行包线；

(3)满足飞行器后机身气动-隐身一体化设计的发展方向，便于后机身设计，能有效降低飞行器后机身飞行阻力；

(4)用梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管取代了原有的圆形截面喷管，简化了飞行器后机身结构设计和加工的难度；

(5)通过对于喉道偏移式气动矢量喷管流通截面形状的改变，用在大多数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。

附图说明

图1为本发明中喉道偏移式气动矢量喷管的平行流向剖视图；

图2为本发明中喉道偏移式气动矢量喷管的轴测图；

图3为本发明中等腰梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管的垂直流向剖视图；

图4为本发明中直角梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管的轴测图；

图5为本发明实施例中α不同大小情况下典型构型等腰梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管的构型矢量角变化图；

图6为本发明实施例中宽高比不同大小情况下典型构型等腰梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管的构型矢量角变化图；

图中包括：1、喷管进口，2、等直段，3、一喉道前部收敛段，4、一喉道，5、二喉道前部扩张段，6、二喉道前部收敛段，7、二喉道。

具体实施方式

下面结合附图及实施例对本发明作更进一步的说明。

如图1-2所示为一种梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管本体，其内流道包括依次连通的喷管进口1、等直段2、一喉道前部收敛段3、一喉道4、二喉道前部扩张段5、二喉道前部收敛段6、二喉道7；所述喷管本体的侧壁面倾斜布置，使得内流道的流通截面呈梯形。

在喉道偏移式气动矢量喷管内型面不变的基础上，将原有的平行、与上下壁面垂直的侧壁面改为了斜的壁面，使得在内流道中每个流通截面都成为梯形。通过喷管内流场的三维流动效应，使得喷管在原有控制规律不变的情况下，依旧可以产生矢量角(典型的方向为俯仰方向)，但抬头矢量角和低头矢量角不相等。

梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，在每个流通的梯形截面上，侧壁面与梯形的长边夹角为α，与短边夹角为β，显然满足α+β＝180°。在喷管内流道中，气流通过一喉道后，在凹腔(即二喉道前部扩张-收敛段)中上下大小不等、强弱不同的回流区(旋涡)的作用下，主流会有倾向于梯形截面长边流动的趋势，因此喷管在非矢量情况下，该喷管依旧会产生一个微弱的初始矢量角，大小多为2-4°，偏向于长边一侧。在矢量状态下，喷管中的气流依旧会存在着偏向长边流动的趋势，因此偏向长边一侧的矢量角大于偏向短边一侧的矢量角。

梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，其α、β的选取受一喉道平均宽高比影响。一喉道平均宽高比定义为，一喉道处流通截面梯形的中位线(即长边与短边总和的一半)与梯形的高的比值。例如，一喉道平均宽高比为2.4，喷管进口高度为一喉道高度的3倍，二喉道高度为喷管出口的1.25倍，等腰梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管α不得小于55°。

梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，其α、β的选取、一喉道平均宽高比会对喷管性能产生影响。相同出口面积的情况下，α角度越小，喷管的红外隐身性越好，但是矢量角均会越小，且喷管的推力损失较大。相同α和β的情况下，随着喷管一喉道平均宽高比增加，喷管的推力损失会逐渐减小，矢量角都会逐渐提高。

所述梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，在每个流通的梯形截面处，梯形包括但不限于等腰梯形和直角梯形，具体喷管梯形截面的选择受飞行器总体设计限制。具体来说，飞行器的总体限制包括但不限于发动机数量及动力系统布局方式、飞行器总体布局、飞行器气动性能特点及飞行器可能性能需求。

装备有梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管的飞行器，若为单发飞行器，单发飞行器宜采用等腰梯形截面的喷管，以避免飞行器排气系统产生不需要的偏航力及偏航力矩。对于双发飞行器，可以采用双发双喷管布局，此时若两个喷管左右相距一定距离，两个喷管的梯形截面左右对称即可，每个截面的具体梯形形状没有限；若双发飞行器拟采用双发单喷管布局，则双发通过连接Y型流道过渡段后与梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管相连，此时梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管宜为等腰梯形截面。

装备有梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管的飞行器，若飞行器为静不稳定飞行器(即气动中心位于重心之前)，则飞行器宜采用短边在上、长边在下的梯形喷管布局方案，以为飞行器提供足够的静稳定性；反之，若飞行器为静稳定飞行器(即气动中心位于重心之后)，飞行器宜采用短边在下、长边在上的梯形喷管布局方案。

装备有梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管的飞行器，若飞行器为飞翼布局且动力系统为背负式，则宜采用短边在上、长边在下的梯形喷管布局方案；若飞行器为近似F-22或者歼20的两侧翼下布局方案，则宜采用短边在下、长边在上的梯形喷管布局方案。

装备有梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管的飞行器，若飞行器已经装备边条翼、扰流片或者鸭翼等提高抬头机动性的装置，则宜采用长边在上、短边在下的梯形喷管布局方案，以提高飞行器在大迎角飞行时的操纵性和安全性，避免失速。

梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，其综合性能的最有范围是一定的。对于等腰梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管(如图3所示)，α最优取值范围为55°～70°，一喉道宽高比以4～6为宜。对于直角梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管(如图4所示)，α最优取值范围为45°～65°，一喉道宽高比以1.5～3.5为宜。在优选范围下，喷管的红外辐射峰值可以减少50～70％，推力损失比矩形截面的喉道偏移式气动矢量喷管大不超过2％。

本设计方案流通截面的梯形的腰可以为曲线，使得截面的形状变为近似梯形。

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。

实施例

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。

图5中展示的是α＝60°和α＝75°的构型矢量角的数据。矢量角为负值代表的是气流方向偏向梯形截面长边一侧。可见，α在60°～75°范围内，平飞时均能产生4°左右、偏向梯形截面长边一侧的矢量角。而α角度越小，矢量状态下矢量角都出现不同程度的减小。

图6为α＝60°，不同一喉道宽高比情况下典型构型的无源型喉道偏移式气动矢量喷管的矢量角数据。可见，在平飞时，宽高比越大，初始矢量角越小。而矢量状态下，一喉道宽高比越大，矢量角都会逐渐越大。

图中：W-H为一喉道宽高比，横轴NPR为喷管工作落压比数值，纵轴δ_t为矢量角角度；Normal表示平飞状态(即非矢量状态，此时没有气体从一喉道附近注入)，long open和short open分别为两种矢量状态，long open表示部分气体从一喉道附近梯形截面长边侧注入，short open表示部分气体从一喉道附近梯形截面短边侧注入。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，包括喷管本体，其内流道包括依次连通的喷管进口(1)、等直段(2)、一喉道前部收敛段(3)、一喉道(4)、二喉道前部扩张段(5)、二喉道前部收敛段(6)、二喉道(7)；所述喷管本体的侧壁面倾斜布置，使得内流道的流通截面呈梯形。

2.根据权利要求1所述的一种梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述梯形的流通截面上，侧壁面与梯形的长边夹角为α，其与梯形的短边夹角为β；对于流通截面为等腰梯形的喷管本体，α的取值范围为55°～70°，一喉道(4)的宽高比为4～6；对于流通截面为直角梯形的喷管本体，α的取值范围为45°～65°，一喉道(4)的宽高比为1.5～3.5。

3.装备有权利要求2所述一种梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管的飞行器，该飞行器为单发飞行器，其特征在于，所述喷管本体的流通截面为等腰梯形。

4.装备有权利要求2所述一种梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管的飞行器，该飞行器为双发飞行器，其特征在于，对于双发双喷管布局，两侧喷管本体的梯形流通截面左右相互对称；对于双发单喷管布局，所述喷管本体的流通截面为等腰梯形。

5.装备有权利要求2所述一种梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管的飞行器，该飞行器为静不稳定飞行器，其特征在于，所述飞行器采用短边在上、长边在下的梯形喷管布局方案。

6.装备有权利要求2所述一种梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管的飞行器，该飞行器为静稳定飞行器，其特征在于，所述飞行器采用短边在下、长边在上的梯形喷管布局方案。

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