CN112682215A - 小口径扰流片式推力矢量控制机构 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种小口径扰流片式推力矢量控制机构，包括中间设有圆孔的底板，所述圆孔用于与发动机喷管对接；所述底板上安装有三片扰流片，三片扰流片围绕圆孔间隔120°布置；所述三片扰流片由三台舵机单独控制偏转，舵机通过摇臂支杆控制对应的扰流片；所述扰流片通过一支座安装在底板上，扰流片中部与支座转动连接，摇臂支杆一端与扰流片固定连接，另一端与舵机活动连接。本发明提供了一种小口径扰流片式推力矢量控制机构，采用三片组合的方式和远离喷口出口端面的方式，实现对发动机推力方向和大小的调节，结构简单可靠。
Description
技术领域
本发明属于飞行器推力矢量控制技术领域，涉及推力矢量控制机构，更具体的，涉及一种小口径扰流片式推力矢量控制机构。
背景技术
为保持飞行器按照预定轨迹稳定飞行，需要控制力进行姿态调节，空气舵是最常见的姿态调节方式。但在特殊情况下，如低速飞行阶段或在大气层以外时，空气舵效率较低，通常利用发动机的高温燃气产生置偏力进行姿态调节，该类装置又称为推力矢量控制机构，其中扰流片是典型的推力矢量控制方式之一。
传统的扰流片布置在发动机喷口处，通过扰流片插入发动机喷流中，阻塞部分喷管出口面积，导致在喷管扩张段喷流内产生斜激波，并伴随有边界层分离，由于激波后分离区的压力远远大于扰动前的压力，将会在喷管内壁面产生非对称压力分布，从而产生侧向控制力来实现推力矢量控制。同时，斜激波与弓形激波在扰流片迎风面形成高压区，使扰流片受到了与喷管推力方向相反的作用力，造成一定的推力损失。传统的扰流片紧贴发动机喷口布置，为了避免对喷管造成较大的堵塞，影响喷管内部燃气流动导致喷管烧穿，一般要求多片扰流片不可同时伸入喷流，因而仅能实现推力方向的调节，无法实现对推力大小的调节；同时扰流片传动杆距离喷流中心较近，长时间工作时热环境恶劣，容易出现温度过高导致结构变形或卡死的问题。
参考专利：CN103437911B--带隔板流体控制二元矢量喷管及其矢量推力产生和控制方法。
发明内容
针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本发明提供了一种小口径扰流片式推力矢量控制机构，采用三片组合的方式和远离喷口出口端面的方式，实现对发动机推力方向和大小的调节，结构简单可靠。
为实现上述目的，本发明所采取的技术方案是：
一种小口径扰流片式推力矢量控制机构，其特征在于：包括中间设有圆孔的底板7，所述圆孔用于与发动机喷管对接；所述底板7上安装有三片扰流片1，三片扰流片1围绕圆孔间隔120°布置；所述三片扰流片1由三台舵机8单独控制偏转，舵机8通过摇臂支杆3控制对应的扰流片1；所述扰流片1通过一支座5安装在底板7上，扰流片1中部与支座5 转动连接，摇臂支杆3一端与扰流片1固定连接，另一端与舵机8活动连接。
进一步地，所述摇臂支杆3的摆动幅度为10°～20°。
进一步地，所述摇臂支杆3为“7”字形，其夹角处与支座5上端通过转轴4连接。
进一步地，所述支座5为一整体结构，顶部分叉且有轴孔，轴孔用于与摇臂支杆3通过转轴4连接；所述支座5中间为中空结构，用于容纳摇臂支杆3围绕转转轴4摆动。
进一步地，所述摇臂支杆3的夹角为35°～45°。
进一步地，所述摇臂支杆3与舵机8连接的一端设有凹槽，舵机8的摆动摇臂位于凹槽内，传导舵机8的转动力矩。
进一步地，所述摇臂支杆3与扰流片1之间设有隔热垫2。
进一步地，所述扰流片1外缘设有翻边法兰，通过翻边法兰与摇臂支杆3连接，翻边法兰与摇臂支杆3之间设有隔热垫2，以阻隔扰流片1传导过来的热量。
进一步地，所述扰流片1轴向距喷管出口端面2～3倍喷管出口直径。
进一步地，所述舵机8和扰流片1分别位于底板7的内外两侧，所述底板7外侧设有隔热板6。
本发明所取得有益效果为：本发明通过优化设计，提供了一种小口径扰流片式推力矢量控制机构，采用三个扰流片布置在喷口斜后方，距离喷口端面有一定轴向距离，通过支杆与摇臂连接，使用舵机驱动摇臂和扰流片伸入和撤出喷流，从而产生不同的侧向力，实现对发动机推力大小和方向的控制，结构简单可靠，可以保证扰流片在高温燃气中长时间的工作和偏转。
附图说明
图1为小口径扰流片式推力矢量控制机构的结构示意图。
图2为小口径扰流片式推力矢量控制机构的剖面结构示意图。
图中：1-扰流片；2-隔热垫；3-摇臂支杆；4-转轴；5-支座；6-隔热板；7-底板； 8-舵机。
具体实施方式
为了更好地理解本发明，下面结合实施例和附图对本发明的技术方案做进一步的说明。
如图1、2所示，一种小口径扰流片式推力矢量控制机构，包括底板7，所述底板7为环形结构，中间留有圆孔，用于与发动机喷管对接，四周留有安装孔，用于与支架和飞行器舱体进行连接。
所述底板7外表面上安装有三片扰流片1，三片扰流片1围绕圆孔间隔120°布置，扰流片1为钨渗铜难熔金属材料；所述三片扰流片1由三台舵机8单独控制偏转，舵机8通过摇臂支杆3控制对应的扰流片1。所述扰流片1转动过程中端面轴向距离喷管出口端面最近时，该距离为2～3倍喷管出口直径。
所述扰流片1通过一支座5安装在底板7上，扰流片1中部与支座5转动连接，摇臂支杆3一端与扰流片1固定连接，另一端与舵机8活动连接，舵机8和扰流片1分别位于底板7 的内外两侧。
所述支座5和舵机8均固定在底板7上，舵机8和扰流片1分别位于底板7的内外两侧，所述底板7外侧(位于有扰流片1的一面)设有隔热板6，用于减小扰流片1大角度偏转时反射的高温喷流对底板7的灼烧，也用于保护舱内舵机8不受发动机尾焰高温燃气的影响。隔热板6材料为玻璃布酚醛树脂抗烧蚀材料。
所述支座5为一整体结构，顶部分叉且有轴孔，轴孔用于与摇臂支杆3通过转轴4连接；所述支座5中间为中空结构，用于容纳摇臂支杆3围绕转转轴4摆动，保护摇臂支杆3 不受高温喷流的灼烧影响。
所述扰流片1外缘设有翻边法兰，通过翻边法兰与摇臂支杆3连接，翻边法兰与摇臂支杆3之间设有隔热垫2，用于减小热量从扰流片1向摇臂支杆3和转轴4方向传递。所述摇臂支杆3与舵机8连接的一端设有凹槽，舵机8的摆动摇臂位于凹槽内，传导舵机8的转动力矩。
所述摇臂支杆3为“7”字形，摇臂支杆3的夹角为35°～45°，根据发动机出口流场进行适配设计，其夹角处与支座5上端通过转轴4连接。所述摇臂支杆3(扰流片1同)的摆动幅度为10°～20°。
本发明的工作过程及原理：三片扰流片1均可以通过舵机8独立控制偏转，扰流片1可以根据控制指令，单独或者同时深入发动机喷流中；当扰流片1单独伸入喷流时，则产生该方向的侧向力和一定的轴向力调节量，当三片扰流片1以相同角度同时伸入喷流中时，则仅产生轴向推力调节量；当三片扰流片1伸入不同角度的组合时，可以实现所需的侧向力大小和方向以及轴向力调节量。由于尾喷流为超音速自由膨胀流动，当三片扰流片1同时伸入发动机尾喷流中，产生的脱体激波距离喷管出口端面仍有一段距离，即不会对发动机喷管内部流场和热烧蚀产生显著影响。
本领域的技术人员容易理解，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。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。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，上面所描述的本发明各个实施方式中所涉及的技术特征可以彼此相互结合。
Claims (10)
1.一种小口径扰流片式推力矢量控制机构，其特征在于：包括中间设有圆孔的底板(7)，所述圆孔用于与发动机喷管对接；所述底板(7)上安装有三片扰流片(1)，三片扰流片(1)围绕圆孔间隔120°布置；所述三片扰流片(1)由三台舵机(8)单独控制偏转，舵机(8)通过摇臂支杆(3)控制对应的扰流片(1)；所述扰流片(1)通过一支座(5)安装在底板(7)上，扰流片(1)中部与支座(5)转动连接，摇臂支杆(3)一端与扰流片(1)固定连接，另一端与舵机(8)活动连接。
2.根据权利要求1所述的小口径扰流片式推力矢量控制机构，其特征在于：所述摇臂支杆(3)的摆动幅度为10°～20°。
3.根据权利要求1所述的小口径扰流片式推力矢量控制机构，其特征在于：所述摇臂支杆(3)为“7”字形，其夹角处与支座(5)上端通过转轴(4)连接。
4.根据权利要求3所述的小口径扰流片式推力矢量控制机构，其特征在于：所述支座(5)为一整体结构，顶部分叉且有轴孔，轴孔用于与摇臂支杆(3)通过转轴(4)连接；所述支座(5)中间为中空结构，用于容纳摇臂支杆(3)围绕转转轴(4)摆动。
5.根据权利要求3所述的小口径扰流片式推力矢量控制机构，其特征在于：所述摇臂支杆(3)的夹角为35°～45°。
6.根据权利要求3所述的小口径扰流片式推力矢量控制机构，其特征在于：所述摇臂支杆(3)与舵机(8)连接的一端设有凹槽，舵机(8)的摆动摇臂位于凹槽内，传导舵机(8)的转动力矩。
7.根据权利要求3所述的小口径扰流片式推力矢量控制机构，其特征在于：所述摇臂支杆(3)与扰流片(1)之间设有隔热垫(2)。
8.根据权利要求3所述的小口径扰流片式推力矢量控制机构，其特征在于：所述扰流片(1)外缘设有翻边法兰，通过翻边法兰与摇臂支杆(3)连接，翻边法兰与摇臂支杆(3)之间设有隔热垫(2)，以阻隔扰流片(1)传导过来的热量。
9.根据权利要求3所述的小口径扰流片式推力矢量控制机构，其特征在于：所述舵机(8)和扰流片(1)分别位于底板(7)的内外两侧，所述底板(7)外侧设有隔热板(6)。
10.根据权利要求1所述的小口径扰流片式推力矢量控制机构，其特征在于：所述扰流片(1)轴向距喷管出口端面2～3倍喷管出口直径。
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Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2040135A1 (de) * | 1969-08-12 | 1971-02-25 | Imp Metal Ind Kynoch Ltd | Steuersystem fuer Raketenmotoren |
| CN106837600A (zh) * | 2016-12-23 | 2017-06-13 | 南京航空航天大学 | 基于流体振荡器原理的喉道偏移式气动矢量喷管 |
| CN208021717U (zh) * | 2018-02-02 | 2018-10-30 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞行器推力矢量喷口 |
| CN110657043A (zh) * | 2019-09-09 | 2020-01-07 | 南京航空航天大学 | 一种机械扰动式喉道偏移式气动矢量喷管 |
| CN111007872A (zh) * | 2019-12-03 | 2020-04-14 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于扰流片的舵偏分配方法 |
| CN112555049A (zh) * | 2020-12-03 | 2021-03-26 | 北方工业大学 | 一种微型涡轮喷气发动机的外套式矢量喷管结构 |
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Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2040135A1 (de) * | 1969-08-12 | 1971-02-25 | Imp Metal Ind Kynoch Ltd | Steuersystem fuer Raketenmotoren |
| CN106837600A (zh) * | 2016-12-23 | 2017-06-13 | 南京航空航天大学 | 基于流体振荡器原理的喉道偏移式气动矢量喷管 |
| CN208021717U (zh) * | 2018-02-02 | 2018-10-30 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞行器推力矢量喷口 |
| CN110657043A (zh) * | 2019-09-09 | 2020-01-07 | 南京航空航天大学 | 一种机械扰动式喉道偏移式气动矢量喷管 |
| CN111007872A (zh) * | 2019-12-03 | 2020-04-14 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于扰流片的舵偏分配方法 |
| CN112555049A (zh) * | 2020-12-03 | 2021-03-26 | 北方工业大学 | 一种微型涡轮喷气发动机的外套式矢量喷管结构 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 杨晓光、林学书: "R_73弹推力矢量及副翼系统结构分析", 《航空兵器》 * |
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|---|---|
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