CN111776199A

CN111776199A - 用于射流飞控技术的涡轮喷气发动机供气系统

Info

Publication number: CN111776199A
Application number: CN202010692677.1A
Authority: CN
Inventors: 王宇航; 徐悦; 瞿丽霞; 杜海; 万曦; 白香君
Original assignee: Chinese Aeronautical Est
Current assignee: Chinese Aeronautical Est
Priority date: 2020-07-17
Filing date: 2020-07-17
Publication date: 2020-10-16

Abstract

本发明公开了用于射流飞控技术的涡轮喷气发动机供气系统，涉及涡轮喷气发动机供气系统技术领域，本发明的航空涡轮发动机工作时产生高速高压气流，通过管路引出，根据射流飞控部件气流流量的需求，控制板闭环调控气体管路系统中的减压阀和分管路中各个球阀开度，实现气流的稳定可控控制，最后经过管路系统将高压气流引至机各类射流飞控部件，在整个飞行包线内利用射流能量产生足够的力和力矩，从而实现对飞行器的精准控制。

Description

用于射流飞控技术的涡轮喷气发动机供气系统

技术领域

本发明涉及涡轮喷气发动机供气系统技术领域，更具体的是涉及用于射流飞控技术的涡轮喷气发动机供气系统技术领域。

背景技术

飞机通过舵面来保证操纵性，实现飞行控制，提高飞行器机动能力和改善起降性能。然而舵面使飞机结构复杂、重量增加，会产生额外阻力，对未来飞行器而言，这些问题影响到整机的高效性、可靠性、可维护性及隐身性。

射流飞控技术是一种创新的飞控技术，在机翼后缘施加吹气射流产生的科恩达效应(Coanda Effect)来改变后缘驻点位置，进而增加机翼的环量，多自由度匹配状态下，产生飞行器飞行控制所需的气动力和气动力矩，实现飞行器的滚转、偏航、俯仰控制，采用射流飞控技术是一种解决上述问题的可行办法。

现有飞行器射流飞控的供气系统主要有两种：一是利用储气罐，二是在飞机内部安装离心压气机。但是储气罐本身重量大，占据空间较多，并且储存气量有限，这些因素严重制约了飞行器的载荷以及有效供气时间；而离心压气机用来提供气源，会存在供气气流压力低、流量小、供气延迟时间较长、供气不稳定等问题。

如何解决上述技术问题成了本领域技术人员的努力方向。

发明内容

本发明的目的在于：为了解决现有飞行器射流飞控的供气系统的上述技术问题，本发明提供用于射流飞控技术的涡轮喷气发动机供气系统。

本发明为了实现上述目的具体采用以下技术方案：

用于射流飞控技术的涡轮喷气发动机供气系统，其特征在于：包括涡轮喷气发动机、气体管路系统、控制系统、设置在飞机左翼后侧的左翼环量控制装置、设置在飞机右翼后侧的右翼环量控制装置及设置在飞机尾部的射流矢量喷管，所述涡轮喷气发动机上开设置三个孔，三个孔上均设置有引气结构，三个引气结构通过气体管路系统分别与左翼环量控制装置、右翼环量控制装置和射流矢量喷管连通，所述气体管路系统上设置有流量计、减压阀和球阀，控制系统包括信号连接的飞控板和控制板，流量计反馈信号给控制板，控制板反馈给飞控板，飞控板通过控制板调整减压阀和球阀开度来实现飞机姿态的调整。

涡轮喷气发动机上开的三个孔的布局方式：发动机压气机部位上开一个孔、轴对称开两个孔或者以120°角度均匀开三个孔，从而设置引气结构，使压气机的压缩与引气功能融合。

气体管路系统包括左侧管路组件、右侧管路组件和中部管路组件，左侧管路组件和右侧管路组件分别与左翼环量控制装置和右翼环量控制装置连通，中部管路组件与射流矢量喷管连通。

紧靠涡轮喷气发动机的管路使用耐高温的铝管，其他管路使用PTFE材质的软管。

左侧管路组件和右侧管路组件结构相同且对称设置，所述左侧管路组件、右侧管路组件和中部管路组件均包括与涡轮喷气发动机上的对应孔连接的硬质管道和与硬质管道连通的软质管道，硬质管道上设置有流量计和减压阀，减压阀处设置有排气管，软质管道上设置有滤芯；左侧管路组件和右侧管路组件滤芯后的软质管道分为两路支管道，两路支管道上均设置有流量计和球阀，左侧管路组件和右侧管路组件各自的两路支管道分别与各自对应的左翼环量控制装置和右翼环量控制装置连通；中部管路组件滤芯后的软质管道上设置有流量计和球阀；气体管路系统中所有的流量计、球阀和减压阀均与控制板电连接。

所述的左翼环量控制装置和右翼环量控制装置结构相同，左翼环量控制装置包括外侧开口的壳体，壳体内部设置有气球状分割件，气球状分割件的小端与内侧壁连接，气球状分割件的小端大端靠近壳体的开口处，气球状分割件把壳体内部分割成上通道和下通道，壳体内侧的侧壁上设置有分别与上通道和下通道连通的上进气口和下进气口，上进气口和下进气口分别与左侧管路组件两个支管路连通。

所述射流矢量喷管连通为进气端小出气端大的锥形管。

工作原理：

航空涡轮发动机工作时产生高速高压气流，通过管路引出。根据射流飞控部件气流流量的需求，控制板闭环调控气体管路系统中的减压阀和分管路中各个球阀开度，实现气流的稳定可控控制，最后经过管路系统将高压气流引至机各类射流飞控部件(左翼环量控制装置、右翼环量控制装置及射流矢量喷管)，在整个飞行包线内利用射流能量产生足够的力和力矩，从而实现对飞行器的精准控制。

本发明的有益效果如下：

1、本发明结构简单，由于直接利用发动机引气，供气系统由飞控板直接控制，所以得到的气体工质流量大、压力高、左右机翼气体同步性能好，延迟时间短；另一方面利用自身发动机引气，减少了独立气源供气装置产生的附加重量，从而减轻了飞行器的整体重量，结构布局紧凑，给飞行器提供了更多的自由空间，可装载更多的燃料，提升飞机航程和载荷能力。

2、管路系统设计中，高速高压气流从压气机引出后，先后经过流量计、减压阀、多余气体排出、减压过后的气体通过空气滤芯，将气体中的杂质过滤干净，避免对飞机后缘喷口造成堵塞；得到的干净气体通过转接装置一分为二，分支管路系统中的气体又单独通过流量计和球阀分别流向导流装置，其中球阀配件要轻微松动，以减少摩擦，从而减小管路系统的伺服负载。

3、由于发动机引出的气体温度高于环境温度，所以紧靠发动机的管路使用耐高温的铝管，其他管路使用PTFE等材质的软管，主要是因为它的柔性性质使得更容易在飞机内部布置管路。

4、供气系统中设置了流量反馈装置，可以更大限度的保证飞机的安全性和稳定性，其高效的供气系统，高负荷运动部件少，不易磨损和产生机械故障，可大幅降低维护工作量，无需繁琐检查维修，提高飞机出勤率。

附图说明

图1是本发明的结构示意图；

图2是图1的实物图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各自不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。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。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明实施方式的描述中，需要说明的是，术语“内”、“外”、“上”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

实施例1

如图1到2所示，本实施例提供用于射流飞控技术的涡轮喷气发动机供气系统，包括涡轮喷气发动机、气体管路系统、控制系统、设置在飞机左翼后侧的左翼环量控制装置、设置在飞机右翼后侧的右翼环量控制装置及设置在飞机尾部的射流矢量喷管，所述涡轮喷气发动机上开设置三个孔，三个孔上均设置有引气结构，三个引气结构通过气体管路系统分别与左翼环量控制装置、右翼环量控制装置和射流矢量喷管连通，所述气体管路系统上设置有流量计、减压阀和球阀，控制系统包括信号连接的飞控板和控制板，流量计反馈信号给控制板，控制板反馈给飞控板，飞控板通过控制板调整减压阀和球阀开度来实现飞机姿态的调整。

所述射流矢量喷管连通为进气端小出气端大的锥形管。

工作过程：

从涡轮喷气发动机直接引出的高速高压气体经过特制的流量计，流量计将气流信息反馈给控制板，然后利用飞控板来调整减压阀开度，多余气体从排气管排出，防止发动机损坏通过减压阀将涡轮喷气发动机压缩产生的高速高压气体压力减小至一个合理范围，引出的气体经过空气滤芯之后，一分为二，分支管路上分别安装有流量计和球阀，此时可根据飞机飞行姿态需要，通过流量计反馈给控制板的信息，然后通过飞控板来分别控制分支管路上的球阀开度，从而得到最佳的气流压力。

实施例2

本实施例是对实施例1的左侧管路组件、右侧管路组件和中部管路组件的细化及不同控制方式飞机不同飞行姿态的说明：

左侧管路组件：硬质管道上设置有流量计1和减压阀1及排气管1，软质管道上设置有滤芯1，滤芯1后的软质管道分为两路支管道，一条支管道与左翼环量控制装置的上通道连通，该管路上设置有流量计4和球阀1，另一条支管路与左翼环量控制装置的下通道连通，该支管路上设置有流量计5和球阀2。

右侧管路组件：硬质管道上设置有流量计2和减压阀2及排气管2，软质管道上设置有滤芯2，滤芯2后的软质管道分为两路支管道，一条支管道与右翼环量控制装置的上通道连通，该管路上设置有流量计6和球阀3，另一条支管路与右翼环量控制装置的下通道连通，该支管路上设置有流量计7和球阀4。

中部管路组件：硬质管道上设置有流量计3和减压阀3及排气管3，软质管道上设置有滤芯3，流量计8和球阀5。

要实现飞机左滚转，可通过飞控板将左管路中的球阀1关闭、球阀2开启，右管路中的球阀3开启、球阀4关闭，实现左机翼喷口气流上偏，右机翼喷口气流下偏，从而形成向左的差动滚转力矩。同理球阀1开启、球阀2关闭、球阀3关闭、球阀4开启可实现右滚转。

关闭球阀3和球阀4，开启球阀1和球阀2，此时飞机左机翼两个喷口同时向后吹气，飞机左侧产生推力，可形成右偏航力矩。同理关闭球阀1和球阀2，开启球阀3和球阀4，可形成左偏航力矩。

关闭球阀1和球阀3，开启球阀2和球阀4，可实现飞机抬头，关闭球阀2和球阀4，开启球阀1和球阀3，可实现飞机低头控制。

球阀5可对飞机流体式推力矢量喷管进行控制。

Claims

1.用于射流飞控技术的涡轮喷气发动机供气系统，其特征在于：包括涡轮喷气发动机、气体管路系统、控制系统、设置在飞机左翼后侧的左翼环量控制装置、设置在飞机右翼后侧的右翼环量控制装置及设置在飞机尾部的射流矢量喷管，所述涡轮喷气发动机上开设置三个孔，三个孔上均设置有引气结构，三个引气结构通过气体管路系统分别与左翼环量控制装置、右翼环量控制装置和射流矢量喷管连通，所述气体管路系统上设置有流量计、减压阀和球阀，控制系统包括信号连接的飞控板和控制板，流量计反馈信号给控制板，控制板反馈给飞控板，飞控板通过控制板调整减压阀和球阀开度来实现飞机姿态的调整。

2.根据权利要求1所述的用于射流飞控技术的涡轮喷气发动机供气系统，其特征在于：涡轮喷气发动机上开的三个孔的布局方式：发动机压气机部位上开一个孔、轴对称开两个孔或者以120°角度均匀开三个孔。

3.根据权利要求1或2所述的用于射流飞控技术的涡轮喷气发动机供气系统，其特征在于：气体管路系统包括左侧管路组件、右侧管路组件和中部管路组件，左侧管路组件和右侧管路组件分别与左翼环量控制装置和右翼环量控制装置连通，中部管路组件与射流矢量喷管连通。

4.根据权利要求3所述的用于射流飞控技术的涡轮喷气发动机供气系统，其特征在于：紧靠涡轮喷气发动机的管路使用耐高温的铝管，其他管路使用PTFE材质的软管。

5.根据权利要求3所述的用于射流飞控技术的涡轮喷气发动机供气系统，其特征在于：左侧管路组件和右侧管路组件结构相同且对称设置，所述左侧管路组件、右侧管路组件和中部管路组件均包括与涡轮喷气发动机上的对应孔连接的硬质管道和与硬质管道连通的软质管道，硬质管道上设置有流量计和减压阀，减压阀处设置有排气管，软质管道上设置有滤芯；左侧管路组件和右侧管路组件滤芯后的软质管道分为两路支管道，两路支管道上均设置有流量计和球阀，左侧管路组件和右侧管路组件各自的两路支管道分别与各自对应的左翼环量控制装置和右翼环量控制装置连通；中部管路组件滤芯后的软质管道上设置有流量计和球阀；气体管路系统中所有的流量计、球阀和减压阀均与控制板电连接。

6.根据权利要求5所述的用于射流飞控技术的涡轮喷气发动机供气系统，其特征在于：所述的左翼环量控制装置和右翼环量控制装置结构相同，左翼环量控制装置包括外侧开口的壳体，壳体内部设置有气球状分割件，气球状分割件的小端与内侧壁连接，气球状分割件的小端大端靠近壳体的开口处，气球状分割件把壳体内部分割成上通道和下通道，壳体内侧的侧壁上设置有分别与上通道和下通道连通的上进气口和下进气口，上进气口和下进气口分别与左侧管路组件两个支管路连通。

7.根据权利要求5所述的用于射流飞控技术的涡轮喷气发动机供气系统，其特征在于：所述射流矢量喷管连通为进气端小出气端大的锥形管。