CN110529284A - 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 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种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，包括喷管和设置在喷管扩张段内外壁之间的多个两电极等离子体射流激励器，两电极等离子体射流激励器包括两个电极、激励器腔体、电源和喉部喷管，两个电极设置在激励器腔体内，电源与两个电极连接，激励器腔体的出口通过喉部喷管与扩张段内壁面连通。主射流流经喷管扩张段时，给两电极等离子体射流激励器两电极施加高电压，在激励器腔内产生放电击穿空气形成高温高压的等离子体，从而在出口处产生高速气体射流。在喷管扩张段内高速气体射流与主射流的相互作用，使得主射流向预期的方向偏转，从而达到推力矢量控制的目的。本发明结构简单，响应频率快，射流速度快。

Description

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
技术领域
本发明涉及飞行器发动机推力矢量控制领域，具体涉及一种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。
背景技术
推力矢量控制技术是指通过改变发动机喷出气流方向来控制飞行器飞行的一种方法。对于不采用推力矢量控制技术的飞行器来说，发动机的喷出气流都是与喷管的轴线相平行的，因此产生的推力与喷管轴线平行，用来克服飞行阻力，提供飞行器加速的动力。推力矢量技术由发动机推力的分量产生直接控制力，可以直接对飞行器的姿态进行控制，大大的提高了飞行器的机动性能。传统的推力矢量技术主要是机械式的被动流动控制，比如折流板，二元矢量喷管和轴对称矢量喷管等。这些技术还存在一些难以解决的问题，例如结构复杂、响应速度慢、推力损失大等。
随着技术的不断发展，各种新的原理和方法被用于推力矢量控制领域。例如激波矢量喷管、喉道偏斜喷管、合成射流喷管、Coanda效应喷管和引射效应矢量喷管等新概念推力矢量喷管被提出。这些方法均属于流体式推力矢量技术，目仍在进一步研究当中。上述流体式矢量喷管除了合成射流喷管以外，均需要外接的气源输入，这大大增加了装置的复杂程度，对于装置的可靠性提出了考验，同时也不利于维护。
发明内容
本发明的目的在于提供一种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以解决上述问题。
实现本发明的技术解决方案为：一种基于等离子体合成射流激励器的推力矢量控制系统，包括喷管和设置在喷管扩张段内外壁之间的多个两电极等离子体射流激励器，所述两电极等离子体射流激励器包括两个电极、激励器腔体、电源和喉部喷管，所述两个电极设置在激励器腔体内，所述电源与两个电极连接，所述激励器腔体的出口通过喉部喷管与扩张段内壁面连通。
进一步地，所述喷管为拉瓦尔喷管，包括收缩段、喉部过渡段和扩张段。
进一步地，多个两电极等离子体射流激励器对称布置在扩张段内外壁之间。
进一步地，所述两电极等离子体射流激励器数量为8个。
进一步地，所述激励器腔体为圆柱体。
进一步地，所述喉部喷管的轴向方向与喷管轴线平行。
进一步地，所述两电极等离子体射流激励器与喉部过渡段的距离为5-30cm。
进一步地，两电极等离子体射流激励器还包括变压器M、电阻R、电容C、绝缘栅双极型晶体管IGBT，所述电源为直流电源E，所述直流电源E的正极通过绝缘栅双极型晶体管IGBT与变压器M的一端连接，所述直流电源E的负极与变压器M的一端连接，变压器M的另一端通过电阻R与电容C的两端连接，电容C的两端分别连接所述两个电极。
一种根据上述所述的基于等离子体合成射流激励器的推力矢量控制系统的矢量控制方法，根据飞行器所需的动力方向，使得与所述动力方向相反的两电极等离子体射流激励器处于工作状态。
相对于现有技术，本发明的优点在于：
(1)本发明根据不同飞行工况，可以通过调节不同两电极等离子体射流激励器的开关、激励器放电频率和单次放电能量控制激励器合成射流速度和涡量的大小，来控制主射流的偏转方向和偏转程度，为飞行器提供一定的力矩来改变飞行器的飞行姿态，两电极等离子体射流激励器具有结构简单，响应频率快，射流速度快，无需气源供应装置的优点；
(2)两电极等离子体射流激励器通过设置变压器M、电阻R、电容C以控制电容C的充放电，通过电容C为电极提供高压脉冲从而使其达到电离空气所需的击穿电压，工作稳定，可靠性高。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照附图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
图1为本发明基于等离子体合成射流激励器的推力矢量控制系统的结构示意图。
图2为未启动两电极等离子体射流激励器时喷管内部流场示意图。
图3为启动喷管扩张段上部两电极等离子体射流激励器时喷管内部流场示意图。
图4为启动喷管扩张段下部两电极等离子体射流激励器时喷管内部流场示意图。
图5为两电极等离子体射流激励器电路图。
具体实施方式
下面结合说明书附图，对本发明的具体实施方式作进一步的说明。
一种基于等离子体合成射流激励器的推力矢量控制系统，包括喷管1和设置在喷管1扩张段6内外壁之间的多个两电极等离子体射流激励器2，所述两电极等离子体射流激励器2包括两个电极7、激励器腔体8、电源和喉部喷管9，所述两个电极7设置在激励器腔体8内，所述电源与两个电极7连接，所述激励器腔体8的出口通过喉部喷管9与扩张段6内壁面连通。
进一步地，所述喷管1为拉瓦尔喷管，包括收缩段4、喉部过渡段5和扩张段6，多个两电极等离子体射流激励器2对称布置在扩张段6内外壁之间。
进一步地，所述两电极等离子体射流激励器2数量为8个。
进一步地，所述激励器腔体8为圆柱体。
进一步地，所述喉部喷管9的轴向方向与喷管1轴线平行。
进一步地，所述两电极等离子体射流激励器2与喉部过渡段5的距离为5-30cm。
进一步地，两电极等离子体射流激励器2还包括变压器M、电阻R、电容C、绝缘栅双极型晶体管IGBT，所述电源为直流电源E，所述直流电源E的正极通过绝缘栅双极型晶体管IGBT与变压器M的一端连接，所述直流电源E的负极与变压器M的一端连接，变压器M的另一端通过电阻R与电容C的两端连接，电容C的两端分别连接所述两个电极7。
一种根据上述所述的基于等离子体合成射流激励器的推力矢量控制系统的矢量控制方法，根据飞行器所需的动力方向，使得与所述动力方向相反的两电极等离子体射流激励器2处于工作状态。
参照图1，发动机喷气从喷管1入口处进入经由收缩段4，过渡段5和扩张段6，从喷管出口3向外喷出。两电极等离子体射流激励器2对称安装于喷管扩张段内壁四周，当需要使得发动机推力向某个方向偏转时，启动喷管扩张段内壁该方向上的激励器，在激励器外部形成具有大量涡环的射流，降低了扩张段该方向上的气压，导致发动机喷出气流向该方向偏转，起到推力矢量控制的作用。图中具体参数如下：喷管入口半径30cm，喷管过渡段半径5cm，喷管出口半径54.6cm，喷管壁厚4cm，激励器腔体直径4mm，激励器腔体高4mm，激励器出口直径1mm，压电振动薄膜厚0.3mm，激励器工作频率放电频率和振动频率4000赫兹，单次放电能量0.05焦耳，振幅0.35mm。
参照图2-图4，当两电极等离子体射流激励器不启动时，喷管内气流方向如图2所示。发动机产生的推力方向与喷管轴线平行，只能用来克服飞行器的阻力，为飞行器提高轴线方向的动力。当扩张段上部的两电极等离子体射流激励器开启时，在激励器腔体内通过电极电离空气形成高温高压的等离子体气体，高温高压等离子气体排出腔内从而形成排气射流，当射流速度逐渐变为零时，腔体内压强低于外界环境压强，致使气体重新回填，在激励器出口处形成卷吸射流。排气射流和卷吸射流统称为合成射流。合成射流对主流的作用主要有三点：1、激励器工作引起的主流通道压强梯度形成的侧向力使得主流向合成射流一侧发生偏转；2、在激励器出口处，合成射流对主流的卷吸作用和引射作用，致使主流向合成射流一侧发生偏转；3、激励器出口下游，合成射流与主流自由剪切层发生相互耦合作用，致使主流向合成射流一侧发生偏转。激励器工作原理示意图如图3所示。当扩张段下部的两电极等离子体射流激励器开启时，喷管内气流方向向下偏转，如图4所示。发动机产生的推力方向与喷管轴线方向成一定的角度，可以为飞行器提供动力和力矩，从而改变飞行器的飞行姿态。
参照图5，两电极等离子体射流激励器的两个电极由高压直流电源供电，第一阶段绝缘栅双极型晶体管IGBT关闭，在变压器中积攒能量。第二阶段，打开绝缘栅双极型晶体管IGBT，变压器的能量转移到电容器上，从而使激励器两端的电压逐渐增大，直至击穿电压7.2KV。通过控制绝缘栅双极型晶体管IGBT的频率来调节放电频率。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。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 (9)

1.一种基于等离子体合成射流激励器的推力矢量控制系统，其特征在于包括喷管(1)和设置在喷管(1)扩张段(6)内外壁之间的多个两电极等离子体射流激励器(2)，所述两电极等离子体射流激励器(2)包括两个电极(7)、激励器腔体(8)、电源和喉部喷管(9)，所述两个电极(7)设置在激励器腔体(8)内，所述电源与两个电极(7)连接，所述激励器腔体(8)的出口通过喉部喷管(9)与扩张段(6)内壁面连通。
2.根据权利要求1所述的基于等离子体合成射流激励器的推力矢量控制系统，其特征在于，所述喷管(1)为拉瓦尔喷管，包括收缩段(4)、喉部过渡段(5)和扩张段(6)。
3.根据权利要求1所述的基于等离子体合成射流激励器的推力矢量控制系统，其特征在于，多个两电极等离子体射流激励器(2)对称布置在扩张段(6)内外壁之间。
4.根据权利要求3所述的基于等离子体合成射流激励器的推力矢量控制系统，其特征在于，所述两电极等离子体射流激励器(2)数量为8个。
5.根据权利要求1所述的基于等离子体合成射流激励器的推力矢量控制系统，其特征在于，所述激励器腔体(8)为圆柱体。
6.根据权利要求1所述的基于等离子体合成射流激励器的推力矢量控制系统，其特征在于，所述喉部喷管(9)的轴向方向与喷管(1)轴线平行。
7.根据权利要求2所述的基于等离子体合成射流激励器的推力矢量控制系统，其特征在于，所述两电极等离子体射流激励器(2)与喉部过渡段(5)的距离为5-30cm。
8.根据权利要求1-7任一项所述的基于等离子体合成射流激励器的推力矢量控制系统，其特征在于，两电极等离子体射流激励器(2)还包括变压器M、电阻R、电容C、绝缘栅双极型晶体管IGBT，所述电源为直流电源E，所述直流电源E的正极通过绝缘栅双极型晶体管IGBT与变压器M的一端连接，所述直流电源E的负极与变压器M的一端连接，变压器M的另一端通过电阻R与电容C的两端连接，电容C的两端分别连接所述两个电极(7)。
9.一种根据权利要求8所述的基于等离子体合成射流激励器的推力矢量控制系统的矢量控制方法，其特征在于，根据飞行器所需的动力方向，使得与所述动力方向相反的两电极等离子体射流激励器(2)处于工作状态。
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