CN112228242A - 具有短距/垂直起降功能的机械-气动复合式矢量喷管 - Google Patents

具有短距/垂直起降功能的机械-气动复合式矢量喷管 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种具有短距/垂直起降功能的机械‑气动复合式矢量喷管，包括气动转向段及机械转向段；气动转向段包括轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管与过渡段；机械转向段包括筒体A、筒体B、轴承A、轴承B；沿着流体流向，筒体A、轴承A、筒体B、轴承B、过渡段、轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管的进口顺序连接。通过两轴承机构的相对转动和喉道偏移式气动矢量喷管的气动转向作用，实现了机械结构不偏转90°的情况下气流偏转超过90°的功能，且可以通过气动矢量喷管在悬停状态下进行姿态控制，助力整个排气系统升力、推力和矢量角等关键参数的连续变化。具有结构简单、运动机构相对较少等诸多特点。

Description

具有短距/垂直起降功能的机械-气动复合式矢量喷管
技术领域
本发明涉及具有短距/垂直起降功能的机械-气动复合式矢量喷管，属于航空发动机的先进推力矢量喷管技术领域。
背景技术
随着科学技术的发展和实际应用中的迫切需求，短距/垂直起降飞行器再次进入人们视野。传统的短距/垂直起降喷管结构复杂，模态切换过程控制难度大，难以维护。因此，有必要开发一种结构简单、重量轻、性能好、能满足高速飞行需要的短距/垂直起降排气系统。
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。其中，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。其功能实现原理是，在一喉道处施加的扰动使得一喉道处气流的速度截面偏斜，进而扰动在二喉道前部扩张收敛段内放大，产生稳定的推力矢量。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通过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。近年来，机械扰动式也成为该类别喷管矢量产生的扰动源之一，其矢量产生的机理与气动扰动一致，只不过将扰动来源由气流换成了机械扰动片，它可以解决传统使用气流注入产生扰动的喉道偏移式气动矢量喷管存在的随着工作落压比提高、推力矢量角减小的难题，且不管喷管工作落压比如何变化，在机械扰动片旋出角度固定的情况下，矢量角较为固定，极大地简化了该喷管与飞行器控制系统匹配的难题，且同时具备推力矢量控制和流量调节这两个功能，加大地简化了喷管结构，扩宽了喷管的工作包线。
发明内容
发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明所述具有短距/垂直起降功能的机械-气动复合式矢量喷管，通过采用两轴承旋转喷管与喉道偏移式气动矢量喷管相结合的方式，共同实现垂直起降模态气流偏转的效果，既满足了飞行器平飞阶段高机动飞行的需要，又使得飞行器垂直起降功能实现更简单、更轻便，还可以为飞行器模态切换和悬停状态提供姿态控制，满足了飞行器垂直起降和平飞全任务包线的使用需要。具体地，在模态切换过程中和悬停过程中，通过喉道偏移式气动矢量喷管的气流偏转，实现飞行器姿态的控制；平飞模态，还可以通过喉道偏移式气动矢量喷管提高飞行器的机动性。通过上述手段，本喷管同时具备了推力矢量辅助高机动能力和高效、可靠、轻便的垂直起降能力，模态切换过程可靠、可控。
技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
一种具有短距/垂直起降功能的机械-气动复合式矢量喷管，其特征在于，包括气动转向段以及机械转向段；其中：
所述的气动转向段，包括轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管与过渡段；
所述的机械转向段，包括两段筒体和两个轴承，所述的两段筒体分别为筒体A、筒体B；两个轴承分别为轴承A、轴承B；
沿着流体流向，筒体A、轴承A、筒体B、轴承B、过渡段、轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管的进口顺序连接；过渡段实现筒体B出口到轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管进口的连续过渡；
筒体A的进口端与发动机涡轮出口或加力燃烧室出口连接固定，而筒体B则能够相对筒体A绕着轴承A转动；轴承A所在截面与筒体A的轴线相垂直；轴承B所在截面与筒体A的轴线存在着夹角α，α的取值范围为15°≤α≤45°；
气动转向段能够相对筒体B绕着轴承B转动；
在垂直起降模态下，通过气动转向段、机械转向段的协同作用，从轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管的出口排出的气流能够实现气流偏转的效果。
在垂直起降模态下，通过气动转向段、机械转向段的协同作用，从轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管的出口排出的气流能够实现气流偏转角度为95°。
进一步地，筒体A的进口端、出口端的截面形状均为圆形；
筒体B紧靠进口端的筒体截面形状沿流向呈圆形设置，而紧靠出口端的筒体截面形状则为椭圆形，且紧靠出口端的筒体斜切的截面为圆截面，以能够与轴承B相配合。
过渡段紧靠进口端的部分沿流向的截面为椭圆形，且过渡段紧靠进口端的部分斜切的截面为圆截面，以与轴承B相配合；过渡段的出口端与轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管相配合，且所述喉道偏移式气动矢量喷管的内型面为典型轴对称/准轴对称双喉道结构。
进一步地，轴承B所在截面与发动机轴线为夹角α，轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管在一喉道位置处采用机械扰动时能够产生最大矢量角β，夹角α、矢量角β满足：80°≤2α+β≤105°。
进一步地，夹角α、矢量角β满足：90°≤2α+β≤100°，此时：15°≤β≤20°，35°≤α≤42.5°。
进一步地，平飞模态下，机械转向段和气动转向段轴线共线，轴承B所在平面的法线、轴承B所在平面的法线与筒体A的轴线均在水平平面内；从轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管出口喷出的气流产生偏转仅仅依赖于轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管在一喉道位置处所施加的扰动，且气流产生的偏转存在于俯仰和偏航两个方向；
在模态切换过程中和悬停状态下，筒体B相对筒体A旋转、过渡段相对筒体B旋转，且筒体B相对筒体A的转向与过渡段相对筒体B的转向相反；气动转向段通过轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管俯仰方向的控制作用，实现整个排气系统升力、推力和矢量角这些关键参数的连续变化；通过轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管偏航方向的控制作用，实现飞行器的稳定悬停或者姿态纠正；模态切换过程指平飞模态向垂直起降模态切换或者垂直起降模态向平飞模态转换。
进一步地，在模态切换过程中和悬停状态下，筒体B相对筒体A旋转的角速度是过渡段相对筒体B旋转角速度的二分之一，以实现筒体A、筒体B及气动转向段均在竖直平面内运动。
进一步地，筒体B紧靠进口位置处筒体的圆截面面积A2in和紧靠出口位置处的椭圆形截面的面积A2out满足：A2in≤A2out/（cosβ-δ），其中，δ为修正系数，取值为0.02~0.06；β为轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管在一喉道位置处采用机械扰动时能够产生的最大矢量角，当β=40°时，δ取值为0.04~0.05；
筒体B紧靠出口位置处的椭圆形截面的长轴a和短轴b满足：a=b/cosβ，且0.5×a×b=A2out。
进一步地，轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管的进口面积为轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管的一喉道面积的2.5倍以上；筒体B的圆截面面积A2in为90%-110%的轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管的一喉道面积。
有益效果：本发明提供的一种具有短距/垂直起降功能的机械-气动复合式矢量喷管，相对于现有技术，具有以下优点：
（1）相比传统的三轴承垂直起降喷管，本方案在一定程度上减少了零件数量和调节复杂程度，凭借气动矢量喷管的响应速度快的特点，提高了喷管的控制精度和响应速度，对于大侧风等特殊情况下飞行器的使用提供了保障；
（2）本方案对于气动矢量喷管不敏感，即不管喷管气流产生矢量的扰动源是什么，只要能实现相应的旋转角度，即可与本发明中的机械转向段等配件组合，实现相应的垂直起降功能。
（3）相比其他类型的垂直起降喷管，本发明重量更轻，驱动的机械结构更少，可靠性更高。
（4）本发明中喉道偏移式气动矢量喷管的其他改型均可以与本方案结合，以实现在一套机构上兼具多种功能，比如低可探测性、反推等。
附图说明
图1为本发明所述机械-气动复合式矢量喷管平飞模态正等轴测图；
图2为本发明所述机械-气动复合式矢量喷管平飞模态俯视图；
图3为本发明所述机械-气动复合式矢量喷管平飞模态主视图；
图4为本发明所述机械-气动复合式矢量喷管处于垂直起降模态主视图；
图5为本发明中采用的喉道偏移式气动矢量喷管的半剖图。
图6是所述机械-气动复合式矢量喷管，在一喉道附近未施加扰动时喷管的内部流场图；
图7是所述机械-气动复合式矢量喷管，在一喉道附近施加扰动、气流偏转超过90°的内部流场图；
图中包括：1、喉道偏移式气动矢量喷管，2、过渡段，3、轴承B，4、筒体B，5、轴承A，6、筒体A。
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1-3所示为具有短距/垂直起降功能的机械-气动复合式矢量喷管，通过采用两轴承旋转喷管与喉道偏移式气动矢量喷管1相结合的方式，共同实现垂直起降模态气流偏转的效果，既满足了飞行器平飞阶段高机动飞行的需要，又使得飞行器垂直起降功能实现更简单、更轻便，还可以为飞行器模态切换和悬停状态提供姿态控制，满足了飞行器垂直起降和平飞全任务包线的使用需要。
其中，所述喉道偏移式气动矢量喷管的内型面为常见的、经典的双喉道结构，可以参照中国专利201910845848.7，具体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、外二喉道前部收敛段、二喉道（喷管出口）。其矢量产生的方式可以为有源式或无源式，还可以为机械扰动式，具体扰动方式及其控制方式在此不做赘述。本发明所述气动转向段中的喉道偏移式气动矢量喷管，其常见的具体实现形式为轴对称式和准轴对称式。轴对称式喷管沿流向的各个主流截面均为圆形，准轴对称式喷管沿流向的各个截面为椭圆形、超椭圆形。以轴对称式进行具体描述，轴对称喉道偏移式气动矢量喷管可以产生最大相等的俯仰和偏航矢量角，记为β（单位：°）。β的取值范围由喉道偏移式气动矢量喷管的内型面、工作落压比和一喉道处扰动方式密切相关。一般来说，β常见取值范围为5°≤β≤30°，以15°≤β≤20°较优。
具有短距/垂直起降功能的机械-气动复合式矢量喷管，包括由两轴承结构构成的机械转向段和由过渡段2与轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管构成的气动转向段。垂直起降模态下，通过二者的共同作用，整个喷管实现约95°的气流转向；平飞模态下，喷管水平，气流向后排出，此时机械转向段对于气流转向不起作用，气动转向段通过喉道偏移式气动矢量喷管的作用实现气流在俯仰和偏航两个方向上的偏转，为飞行器提高机动性。而在模态切换过程中和悬停状态下，气动转向段通过喉道偏移式气动矢量喷管俯仰方向的控制作用，实现整个排气系统升力、推力和矢量角等关键参数的连续变化；通过喉道偏移式气动矢量喷管偏航方向的控制作用，实现飞行器的稳定悬停或者姿态纠正。
进一步的，所述机械转向段由两段筒体和两个轴承构成。两段筒体分别为筒体A6、筒体B4，两个轴承分别为轴承A5、轴承B3；从流向上来说，筒体A连接发动机涡轮出口或加力燃烧室出口与轴承A，其进口和出口沿流向的截面为圆形，且固定不动。筒体A连接轴承A与轴承B，其进口沿流向的截面为圆形，但出口附近沿流向的截面为椭圆形，但其斜切的截面为圆截面以与轴承B相配合。在其他驱动机构作用下，筒体B可以相对筒体A绕着轴承A转动。轴承A所在截面与发动机轴线相垂直（即法线与发动机轴线平行）。轴承B所在截面与发动机轴线存在着夹角，夹角记为α（单位：°）。α常见取值范围为15°≤α≤45°。α越大，意味着筒体B出口截面附近的椭圆形越扁（即椭圆的长轴和短轴差别越大），这也意味着垂直起降模态下筒体B与过渡段构成的转折处转弯越急，相同喷管进口条件下气流的流动损失越大。即在满足功能实现的情况下α越小越好。
进一步的，气动转向段位于筒体B下游，在外界驱动机构作用下，气动转向段可以相对筒体B绕着轴承B转动。气动转向段由过渡段与轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管构成，二者通过螺栓、焊接等方式固定连接，相对不动。其过渡段连接轴承B与轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管的进口，其进口附近沿流向的截面为椭圆形，但其斜切的截面为圆截面以与轴承B相配合，出口与轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管相配合。
进一步的，为使得本发明在垂直起降模态下具有较好的效果，且考虑到喉道偏移式气动矢量喷管所具有的二喉道前部扩张收敛段对于气流的特殊作用，轴承B所在截面与发动机轴线的夹角α与轴对称机械扰动式喉道偏移式气动矢量喷管可以产生最大矢量角β满足一定关系，即80°≤2α+β≤105°，以90°≤2α+β≤100°为最优范围。因此，α与β存在性能同时较优的组合关系，即15°≤β≤20°，35°≤α≤42.5°。
进一步的，平飞模态下，机械转向段和气动转向段轴线共线。机械转向段不对气流产生偏转作用，仅仅由气动转向段中的喉道偏移式气动矢量喷管产生气流偏转，以提高飞行器俯仰和偏航两个方向的机动性。此时，轴承B所在平面（即筒体B出口截面、过渡段进口截面）的法线与发动机（即筒体A）轴线均在水平平面内。
进一步的，模态切换过程中，筒体B相对筒体A、过渡段相对筒体B转向相反，转动行程不同。具体来说，筒体B相对筒体A旋转90°；而过渡段相对筒体B旋转180°，二者转向相反。就旋转角速度而言，筒体B相对筒体A旋转的角速度是过渡段相对筒体B旋转角速度的二分之一。在上述运动规律的控制下，在模态切换过程中，筒体A、筒体B及气动转向段均在竖直平面内运动。
进一步的，模态切换过程中，由于喉道偏移式气动矢量喷管也在旋转，在模态切换过程中的每个位置，喉道偏移式气动矢量喷管都进行俯仰方向的调节，其具体调节和控制方案、控制方法以由实际需求及喷管一喉道附近扰动来源决定。模态切换结束后，喉道偏移式气动矢量喷管应处于最大低头状态，以实现超过95°的垂直起降模态矢量角。
进一步的，筒体B的沿流向各处的内流道面积变化关系满足一定要求，即要满足在不同工作状态下气流流动损失都较小，且管道内不能因为面具剧烈变化产生激波等情况。因此，筒体B进口圆截面面积A2in和靠近出口椭圆形截面的面积A2out满足一定关系，A2in≤A2out/（cosβ-δ），其中，δ为修正系数，一般选择0.02~0.06。且β越大，δ越大。当β=40°左右时，δ选择0.04~0.05较为合适。
进一步的，靠近出口椭圆形内流道截面的长轴a和短轴b满足几何关系，即a=b/cosβ，以满足椭圆形管道斜切构成圆形的几何要求。并且，0.5×a×b=A2out。
进一步的，由于本喷管垂直起降状态下内通道转角较大，为了避免喷管内流动损失过大，对于喉道偏移式气动矢量喷管的进口面积和一喉道面积的大小关系有所限制，一般要求喉道偏移式气动矢量喷管的进口面积是其一喉道面积的2.5倍以上，以满足喷管进口速度不超过100m/s。在此基础上，筒体B进口圆截面面积A2in应该为90%-110%的喉道偏移式气动矢量喷管的一喉道面积。
进一步的，气动转向段中的过渡段实现由筒体B出口到轴对称喉道偏移式气动矢量喷管进口的连续过渡。在每个流通截面上，面积均连续变化。且过渡段进口面积应该等于靠近出口椭圆形截面的面积A2out，进口面积应该等于喉道偏移式气动矢量喷管的进口面积。中间具体过渡的型线由优化计算获得。
进一步的，气动转向段的轴对称喉道偏移式气动矢量喷管可以更换为准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管，二者控制手段基本一致。但需要考虑由于准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管在俯仰矢量角和偏航矢量角很可能不相等，同时开启俯仰和偏航两个方向控制时矢量角也会有不同于轴对称喉道偏移式气动矢量喷管的规律，因此，针对准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管采用相同矢量角控制方法、但矢量角变化这样的问题，需要结合具体喷管构型、采用与前文相同的方法进行研究和标定。
进一步的，驱动筒体A转动的驱动机构可以是步进电机或伺服电机，也可以是液压作动机构，还可以是其他类型的机械结构。
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。
实施例
针对典型构型的具有垂直起降功能的机械-气动复合式矢量喷管进行计算。
图6、图7展示的是使用机械扰动式喉道偏移式气动矢量喷管的具体实施例。其中，图6展示的是一喉道附近未施加扰动时喷管的内部流场。可见，此时本发明不能实现气流超过95°的转向，因而不能实现垂直起降。但是，当控制低头方向的扰流片伸出，使得矢量喷管产生低头方向的气流偏转，此时本发明显而易见产生了超过95°的偏转，具体如图7所示，实现垂直起降功能。因此，针对本发明，需要在模态切换及垂直起降状态下，通过在一喉道附近施加扰动，产生实时的、低头方向的气流偏转，从而实现无需机械转向段偏转90°以上，就可以实现气流偏转超过90°的设想。

Claims (10)

1.一种具有短距/垂直起降功能的机械-气动复合式矢量喷管，其特征在于，包括气动转向段以及机械转向段；其中：
所述的气动转向段，包括轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管与过渡段；
所述的机械转向段，包括两段筒体和两个轴承，所述的两段筒体分别为筒体A、筒体B；两个轴承分别为轴承A、轴承B；
沿着流体流向，筒体A、轴承A、筒体B、轴承B、过渡段、轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管的进口顺序连接；过渡段实现筒体B出口到轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管进口的连续过渡；
筒体A的进口端与发动机涡轮出口或加力燃烧室出口连接固定，而筒体B则能够相对筒体A绕着轴承A转动；轴承A所在截面与筒体A的轴线相垂直；轴承B所在截面与筒体A的轴线存在着夹角α，α的取值范围为15°≤α≤45°；
气动转向段能够相对筒体B绕着轴承B转动；
在垂直起降模态下，通过气动转向段、机械转向段的协同作用，从轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管的出口排出的气流能够实现气流偏转的效果。
2.根据权利要求1所述的具有短距/垂直起降功能的机械-气动复合式矢量喷管，其特征在于，在垂直起降模态下，通过气动转向段、机械转向段的协同作用，从轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管的出口排出的气流能够实现气流偏转角度为95°。
3.根据权利要求1所述的具有短距/垂直起降功能的机械-气动复合式矢量喷管，其特征在于，筒体A的进口端、出口端的截面形状均为圆形；
筒体B紧靠进口端的筒体截面形状沿流向呈圆形设置，而紧靠出口端的筒体截面形状则为椭圆形，且紧靠出口端的筒体斜切的截面为圆截面，以能够与轴承B相配合。
4.根据权利要求1所述的具有短距/垂直起降功能的机械-气动复合式矢量喷管，其特征在于，过渡段紧靠进口端的部分沿流向的截面为椭圆形，且过渡段紧靠进口端的部分斜切的截面为圆截面，以与轴承B相配合；过渡段的出口端与轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管相配合，且所述喉道偏移式气动矢量喷管的内型面为典型轴对称/准轴对称双喉道结构。
5.根据权利要求1所述的具有短距/垂直起降功能的机械-气动复合式矢量喷管，其特征在于，轴承B所在截面与发动机轴线为夹角α，轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管在一喉道位置处采用机械扰动时能够产生最大矢量角β，夹角α、矢量角β满足：80°≤2α+β≤105°。
6.根据权利要求5所述的具有短距/垂直起降功能的机械-气动复合式矢量喷管，其特征在于，夹角α、矢量角β满足：90°≤2α+β≤100°，此时：15°≤β≤20°，35°≤α≤42.5°。
7.根据权利要求1所述的具有短距/垂直起降功能的机械-气动复合式矢量喷管，其特征在于，平飞模态下，机械转向段和气动转向段轴线共线，轴承B所在平面的法线、轴承B所在平面的法线与筒体A的轴线均在水平平面内；从轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管出口喷出的气流产生偏转仅仅依赖于轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管在一喉道位置处所施加的扰动，且气流产生的偏转存在于俯仰和偏航两个方向；
在模态切换过程中和悬停状态下，筒体B相对筒体A旋转、过渡段相对筒体B旋转，且筒体B相对筒体A的转向与过渡段相对筒体B的转向相反；气动转向段通过轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管俯仰方向的控制作用，实现整个排气系统升力、推力和矢量角这些关键参数的连续变化；通过轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管偏航方向的控制作用，实现飞行器的稳定悬停或者姿态纠正；模态切换过程指平飞模态向垂直起降模态切换或者垂直起降模态向平飞模态转换。
8.根据权利要求7所述的具有短距/垂直起降功能的机械-气动复合式矢量喷管，其特征在于，在模态切换过程中和悬停状态下，筒体B相对筒体A旋转的角速度是过渡段相对筒体B旋转角速度的二分之一，以实现筒体A、筒体B及气动转向段均在竖直平面内运动。
9.根据权利要求7所述的具有短距/垂直起降功能的机械-气动复合式矢量喷管，其特征在于，筒体B紧靠进口位置处筒体的圆截面面积A2in和紧靠出口位置处的椭圆形截面的面积A2out满足：A2in≤A2out/（cosβ-δ），其中，δ为修正系数，取值为0.02~0.06；β为轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管在一喉道位置处采用机械扰动时能够产生的最大矢量角，当β=40°时，δ取值为0.04~0.05；
筒体B紧靠出口位置处的椭圆形截面的长轴a和短轴b满足：a=b/cosβ，且0.5×a×b=A2out。
10.根据权利要求7所述的具有短距/垂直起降功能的机械-气动复合式矢量喷管，其特征在于，轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管的进口面积为轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管的一喉道面积的2.5倍以上；筒体B的圆截面面积A2in为90%-110%的轴对称/准轴对称喉道偏移式气动矢量喷管的一喉道面积。
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