CN114087087B - 一种多原理多模态气动矢量喷管及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种多原理多模态气动矢量喷管及控制方法，通过设置第一注气口、第二注气口、第一转轴和第二转轴，保证在不同工作压比下，使用不同的气动方式及气动矢量原理，产生矢量，通过转轴改变喷管形状，在低压比时，喷管为双喉道喷管，此时利用喉道偏移方法，使流体发生偏转，进一步经凹腔放大，产生较大的矢量角；在高压比时，转轴工作，喷管变为收敛扩张型喷管，喉道处注气口关闭，在需要开启矢量时，凹腔注气口打开，利用激波矢量的方法，产生矢量；本发明通过改变喷管出口面积，实现喷管工作压比的匹配，与气动矢量原理的适配，并可调整一二喉道面积，以保证最优推力性能，并提供流量调节能力。

Description

一种多原理多模态气动矢量喷管及控制方法

技术领域

本发明涉及航空发动机推力矢量喷管技术领域，特别是涉及一种多原理多模态气动矢量喷管及控制方法。

背景技术

下一代战斗机要求飞机具有4S的能力，即超隐身、超声速巡航、超机动以及超级信息优势；因此这对飞行器排气系统的要求也大大提高，即采用与后机身高度融合的的推力矢量排气系统成为必然选择。

流体推力矢量喷管以其结构简单、重量轻等优势成为了各国的研究热点。其中，喉道偏移式气动矢量喷管作为新兴的气动推力矢量喷管的一种，具有总体结构简单、矢量性能突出的特点，受到了越来越多的重视。传统的喉道偏移式气动矢量喷管为双喉道形式，具体结构有喷管进口、等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张收敛段(凹腔)、二喉道。喉道偏移式喷通过凹腔放大矢量角，有着优越的矢量性能，且推力系数高。

激波矢量喷管是在喷管扩张段注气，使得超声速气流受到扰动从而产生斜激波，斜激波导致流动分离，从而产生矢量。激波矢量法在矢量状态下推力损失较大，且在喷管轻微过膨胀状态下矢量角最大；而喉道偏移式气动矢量喷管的二喉道的存在限制了流体的管内膨胀加速，使得喉道偏移式喷管工作压比较低。且固定几何，无法调节流量，喉道偏移式气动矢量喷管的矢量角随着喷管落压比的增大而减小。

随着新一代战机对于宽范围工作，以及高效矢量推进的需要，这对排气系统提出了更高推力性能、矢量性能的要求。喷管需要在更大的落压比范围内工作，且保证推力损失较小、矢量角稳定高效。目前的机械矢量喷管存在机械结构复杂，推力损失大的问题；而固定几何的气动矢量喷管存在工作范围小，不能在全工作范围内提供稳定的矢量角。

综上所述，本发明提出了一种多原理多模态气动矢量喷管及其控制方法。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种多原理多模态气动矢量喷管及控制方法，通过将两种气动矢量方法有机结合，使得喷管始终保持最优的气动性能与矢量性能，用以解决背景技术中提及的技术问题。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种多原理多模态气动矢量喷管，该气动矢量喷管包括喷管本体，该喷管本体包括依次贯通的且沿着所述喷管本体中心截面对称的：

喷管进口(1)、等直段(2)、一喉道前部收敛段(4)、一喉道(5)、二喉道前部扩张段(7)、二喉道前部收敛段(10)以及二喉道(11)，其中，所述一喉道(5)、所述二喉道前部扩张段(7)、所述二喉道前部收敛段(10)以及所述二喉道(11)共同构成凹腔，

在所述等直段(2)与所述一喉道前部收敛段(4)的连接处设置有第一转轴(3)，在所述的二喉道前部扩张段(7)与所述二喉道前部收敛段(10)的连接处设置有第二转轴(9)，并且在所述一喉道(5)处还设置有第一注气口(6)，在所述的二喉道前部扩张段(7)设置有第二注气口(8)，其中，所述一喉道前部收敛段(4)和所述二喉道前部扩张段(7)采用搭接方式或者采用滑杆连接的方式进行连接；

通过转动所述第一转轴(3)、第二转轴(9)以及所述一喉道前部收敛段(4)和所述二喉道前部扩张段(7)之间的转轴，来改变所述一喉道(5)和所述二喉道(11)的面积比，所述气动矢量喷管从双喉道模态转换为收敛扩张型喷管，其中，

在低压比时，所述气动矢量喷管为双喉道模态，此时在第一注气口(6)中注气，利用喉道偏移方法，在一喉道处注气，诱发流场非对称性，一喉道处声速截面产生偏移，利用喉道偏移的方法，使得流体发生偏转，进一步经凹腔放大，产生较大的矢量角；在高压比时，通过转动所述第二转轴(9)，使得所述气动矢量喷管从双喉道喷管转化为收敛扩张型喷管，再关闭所述第一注气口(6)，若需要开启矢量，则通过打开所述第二注气口(8)，通过所述第二注气口(8)向所述凹腔中注气，利用激波矢量的方法，通过注气的方式扰动超声速气流，在凹腔扩张段内形成斜激波，产生矢量。

进一步的，当所述气动矢量喷管为双喉道喷管时，保持所述一喉道(5)的面积不变，通过控制所述第二转轴(9)向远离所述喷管本体中心截面的方向转动，用以改变一二喉道面积比A_th2/A_th1，其中，A_th2表示为二喉道(11)的面积，A_th1表示为一喉道(5)的面积，并且使得A_th2/A_th1的范围为1.2—2.9。

进一步的，当所述气动矢量喷管为双喉道喷管时，保持所述二喉道(11)的面积不变，通过控制所述第一转轴(3)以及所述第二转轴(9)向远离所述喷管本体中心截面的方向转动，使得所述一喉道(5)的面积扩大100％。

进一步的，所述第一注气口(6)和所述第二注气口(8)采用有源注气、无源注气或者机械扰动的方式，进行注入气体。

一种多原理多模态气动矢量喷管的控制方法，该方法包括平飞模态以及矢量状态下的控制方法，其中，

当处于平飞模态下，喷管的工作变化分为3个阶段，具体包括：

当NPR≤4时，喷管处于基础的双喉道模态，一二喉道面积比1:1.2；

当4<NPR<15时，喷管的一二喉道面积比逐渐增大，此时喷管构型仍为双喉道构型，其变化规律满足公式：

其中，喷管的一二喉道面积比变化范围为1.2—2.4，A₈表示喷管一喉道面积、p^*表示喷管进口总压，p₉表示喷管出口平均静压，k为矢量状态的面积比，

为非矢量状态下的面积比；

当NPR≥15时，喷管的一二喉道面积比逐渐增大，此时喷管构型为拉瓦尔喷管，其变化规律满足公式：

其中，喷管的一二喉道面积比变化范围为2.4—2.9；

当处于矢量状态下，喷管的工作变化分为3个阶段，具体包括：

当NPR≤4时，喷管处于基础的双喉道模态，一二喉道面积比1:1.2；

当4<NPR<15时，平飞状态下喷管的一二喉道面积比逐渐增大，当飞行器有机动需求时，喷管开启矢量状态，喷管凹腔顶部转轴转动，将喷管一二喉道面积比缩小至1:1.2；

当NPR≥15时，喷管的一二喉道面积比逐渐增大，当矢量状态开启时，喷管一二喉道面积比缩小5％；

令k为矢量状态的面积比，则k为：

本发明的有益效果是：

1、本发明通过不同位置的注气口，在喷管结构为双喉道时，在喉道处注气，使用喉道偏移的原理产生矢量；当喷管结构为收敛-扩张时，在扩张段注气，使用激波矢量的原理产生矢量，结合两者优势，通过改变喷管出口面积，实现喷管工作压比的匹配，与气动矢量原理的适配。保证全工作范围优秀可靠的矢量性能。

2、本发明通过转轴转动，在低压比时采用双喉道的喷管构型，在高压比时采用收敛-扩张的喷管构型，保证全工作范围内的推力性能，和单纯的喉道偏移式气动矢量喷管相比，扩大其工作范围。

3、本发明可调节喉道及出口面积，调节喷管流量，且可有效降低高速飞行时的后体阻力。

4、本发明可用在其他喉道偏移式气动矢量喷管的改型中。

附图说明

图1为实施例1中提供的一种多原理多模态气动矢量喷管的结构示意图；

图2为实施例1中提供的一种多原理多模态气动矢量喷管处于双喉道模态时，第一注气口注气时的结构示意图；

图3为实施例1中提供的一种多原理多模态气动矢量喷管处于双喉道模态时，第二注气口注气时的结构示意图；

图4为实施例1中提供的一种多原理多模态气动矢量喷管二喉道面积打开至极限时的结构示意图；

图5为一喉道前后采用搭接的方式改变一喉道面积的结构示意图；

图6为一喉道前后采用伸缩杆的方式改变一喉道面积结构示意图；

图7为实施例2中提供的一种多原理多模态气动矢量喷管的控制方法；

图8为当NPR＝4且第一注气口注气产生矢量时的喷管马赫数云图；

图9为当NPR＝15，第一注气口关闭且第二注气口注气产生矢量时的喷管马赫数云图；

图10为当NPR＝20，二喉道面积打开至极限时，第一注气口关闭且第二注气口注气产生矢量时的喷管马赫数云图；

附图中：

1-喷管进口、2-等直段、3-第一转轴、4-一喉道前部收敛段、5-一喉道、6-第一注气口、7-二喉道前部扩张段、7-二喉道前部扩张段、8-第二注气口、9-第二转轴、10-二喉道前部收敛段、11-二喉道。

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。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。

参见图1-图6，本实施例提供一种多原理多模态气动矢量喷管，该气动矢量喷管包括喷管本体，该喷管本体包括依次贯通的且沿着喷管本体中心截面对称的：

喷管进口1、等直段2、一喉道前部收敛段4、一喉道5、二喉道前部扩张段7、二喉道前部收敛段10以及二喉道11，其中，一喉道5、二喉道前部扩张段7、二喉道前部收敛段10以及二喉道11共同构成凹腔。

在等直段2与一喉道前部收敛段4的连接处设置有第一转轴3，在二喉道前部扩张段7与二喉道前部收敛段10的连接处设置有第二转轴9，并且在一喉道5处还设置有第一注气口6，在二喉道前部扩张段7设置有第二注气口8。

具体的说，图1表示的一种多原理多模态气动矢量喷管的结构为当气动矢量喷管处于双喉道模态时，气动矢量喷管所呈现的结构，更具体的说，也即是第一转轴3以及第二转轴9没有发生转动处于原始位置时，气动矢量喷管处于的结构形态。

具体的说，在本实施例中，具体如图2所示，当气动矢量喷管处于低压比工作状态时，气动矢量喷管为双喉道喷管，通过打开第一注气口6并且进行注气，使得喉道偏移，矢量角经凹腔放大。

具体的说，在本实施例中，具体如图3所示，当气动矢量喷管处于高压比工作状态时，通过控制第二转轴9向远离喷管本体中心截面的方向转动，使得气动矢量喷管从双喉道喷管转化为收敛扩张型喷管，再关闭第一注气口6，若需要开启矢量，则通过打开第二注气口8，通过第二注气口8往凹腔中注气，在凹腔内形成斜激波，产生矢量。

具体的说，在本实施例中，当气动矢量喷管为双喉道喷管时，保持一喉道5的面积不变，通过控制第二转轴9向远离喷管本体中心截面的方向转动，用以改变一二喉道面积比A_th2/A_th1，其中，A_th2表示为二喉道11的面积，A_th1表示为一喉道5的面积，并且使得A_th2/A_th1的范围为1.2—2.9。

具体的说，在本实施例中，当气动矢量喷管为双喉道喷管时，保持二喉道11的面积不变，通过控制第一转轴3以及第二转轴9向远离喷管本体中心截面的方向转动，使得一喉道5的面积扩大100％，具体如图5、6所示。

具体的说，在本实施例中，一喉道前部收敛段4和二喉道前部扩张段7采用搭接方式或者采用滑杆连接的方式进行连接，其中，图5为一喉道前后采用搭接的方式改变一喉道面积的结构示意图；图6为一喉道前后采用伸缩杆的方式改变一喉道面积结构示意图，其中，虚线为伸缩杆额外伸出部分，实线为伸缩杆原始长度，更具体的说，一喉道前部收敛段、二喉道前部扩张段可采用记忆合金，以配合转轴改变喉道面积。

具体的说，在本实施例中，第一注气口6和第二注气口8采用有源注气、无源注气或者机械扰动的方式，进行注入气体。有源方式是指注气口从航空发动机高压压气机引气或其他外接气源引气，无源方式是指从喷管进口主流引气，机械扰动是指通过相同位置的机械扰动片，插板等方式扰动气流，使气流偏转产生矢量。更具体的说，矢量状态注入的气流可以是外部气源，如高压气瓶、气泵、飞行器外部气流等等，也可以是从发动机内部高于一喉道压力的位置处引气，如从风扇后部、压气机等位置引气，还可以通过特制的通道将涡轮出口的气体引过来注入，实现自适应无源控制。因此，根据是否需要从外部引气将喉道偏移式气动矢量喷管分为有源型和无源型。

实施例2

参见图7-图10，本实施例中提供一种多原理多模态气动矢量喷管的控制方法，气动矢量喷管的控制方法包括平飞模态和矢量状态下的控制方法，其中，

1、平飞模态下的控制方法具体包括：

平飞模态下，喷管的工作变化分为3个阶段

当NPR≤4时，喷管处于基础的双喉道模态，一二喉道面积比A_th2/A_th1为1.2:1；

当4<NPR<15时，喷管的一二喉道面积比逐渐增大，此时喷管构型仍为双喉道构型，其变化规律满足公式：

其中，A₈表示喷管一喉道面积、p^*表示喷管进口总压，p₉表示喷管出口平均静压，喷管的一二喉道面积比变化范围为1.2—2.4；

当NPR≥15时，喷管的一二喉道面积比逐渐增大，此时喷管构型为拉瓦尔喷管，其变化规律满足公式：

喷管的一二喉道面积比变化范围为2.4—2.9；

2、矢量状态下的控制方法具体包括：

矢量状态下，喷管的工作变化分为3个阶段

当NPR≤4时，喷管处于基础的双喉道模态，一二喉道面积比A_th2/A_th1为1.2:1；

当4<NPR<15时，平飞状态下喷管的一二喉道面积比逐渐增大，当飞行器有机动需求时，喷管开启矢量状态，喷管凹腔顶部转轴转动，将喷管一二喉道面积比缩小至1.2:1；已提供最优质的矢量性能。

当NPR≥15时，喷管的一二喉道面积比逐渐增大，当矢量状态开启时，喷管一二喉道面积比缩小5％，以保证喷管处于轻微过膨胀状态，提供最优的矢量性能。

令k为矢量状态的面积比，则k为：

具体的说，本发明正常工作状态分两种：矢量状态与非矢量状态，且工作状态通过一喉道处两处注气口有无气流注入来切换。

以矢量状态为例，第一种状态为在一喉道上部或下部处注入气流，注入的气流对主流的流动作用一个竖直方向的力，主流产生扰动并沿着二喉道前部扩张收敛段一侧壁面流动，通过凹腔的作用将气流折转效果放大喷出，最终产生抬头或低头力矩。第二种状态为在凹腔注气口注入气流，气流扰动主流，在在凹腔内形成斜激波，进而产生流动分离产生矢量

综上，本发明运用两种不同的气动矢量原理产生矢量：

喉道偏移法—-通过在喷管一喉道处施加扰动扰动方式可分为有源和无源两种，使得喉道处的临界截面发生偏移，临界截面后的流体进一步偏转，偏转的气流经过凹腔进一步放大，形成可靠稳定高效的推力矢量。此种方式，推力矢量角大，矢量角稳定，响应速度快，且推力系数高，但是工作压比较低，在高压比时，喷管的推力系数、矢量角均下降。

激波矢量法---通过在喷管气流的超声速段施加扰动，使得气流在喷管的扩张段发生流动分离，气流偏转，激波矢量法工作的压比范围更宽，推力矢量角在喷管轻微过膨胀是达到最大。

结合上述原理，本发明将激波矢量法与喉道偏移法两种气动矢量原理相结合，结合两者优势，通过改变喷管出口面积，实现喷管工作压比的匹配，与气动矢量原理的适配，保证全工作范围优秀可靠的矢量性能，具体可以参见图8、图9和图10。

本发明未详述之处，均为本领域技术人员的公知技术。以上详细描述了本发明的较佳具体实施例。应当理解，本领域的普通技术人员无需创造性劳动就可以根据本发明的构思作出诸多修改和变化。因此，凡本技术领域中技术人员依本发明的构思在现有技术的基础上通过逻辑分析、推理或者有限的实验可以得到的技术方案，皆应在由权利要求书所确定的保护范围内。

Claims (5)

1.一种多原理多模态气动矢量喷管，该气动矢量喷管包括喷管本体，该喷管本体包括依次贯通的且沿着所述喷管本体中心截面对称的：

喷管进口(1)、等直段(2)、一喉道前部收敛段(4)、一喉道(5)、二喉道前部扩张段(7)、二喉道前部收敛段(10)以及二喉道(11)，其中，所述一喉道(5)、所述二喉道前部扩张段(7)、所述二喉道前部收敛段(10)以及所述二喉道(11)共同构成凹腔，其特征在于，

在所述等直段(2)与所述一喉道前部收敛段(4)的连接处设置有第一转轴(3)，在所述的二喉道前部扩张段(7)与所述二喉道前部收敛段(10)的连接处设置有第二转轴(9)，并且在所述一喉道(5)处还设置有第一注气口(6)，在所述的二喉道前部扩张段(7)设置有第二注气口(8)，其中，所述一喉道前部收敛段(4)和所述二喉道前部扩张段(7)采用搭接方式或者采用滑杆连接的方式进行连接；

通过转动所述第一转轴(3)、第二转轴(9)以及所述一喉道前部收敛段(4)和所述二喉道前部扩张段(7)之间的转轴，来改变所述一喉道(5)和所述二喉道(11)的面积比，所述气动矢量喷管从双喉道模态转换为收敛扩张型喷管，其中，

在低压比时，所述气动矢量喷管为双喉道模态，此时在第一注气口(6)中注气，利用喉道偏移方法，在一喉道处注气，诱发流场非对称性，一喉道处声速截面产生偏移，利用喉道偏移的方法，使得流体发生偏转，进一步经凹腔放大，产生较大的矢量角；在高压比时，通过转动所述第二转轴(9)，使得所述气动矢量喷管从双喉道喷管转化为收敛扩张型喷管，再关闭所述第一注气口(6)，若需要开启矢量，则通过打开所述第二注气口(8)，通过所述第二注气口(8)向所述凹腔中注气，利用激波矢量的方法，通过注气的方式扰动超声速气流，在凹腔扩张段内形成斜激波，产生矢量。

2.根据权利要求1所述的一种多原理多模态气动矢量喷管，其特征在于，当所述气动矢量喷管为双喉道喷管时，保持所述一喉道(5)的面积不变，通过控制所述第二转轴(9)向远离所述喷管本体中心截面的方向转动，用以改变一二喉道面积比A_th2/A_th1，其中，A_th2表示为二喉道(11)的面积，A_th1表示为一喉道(5)的面积，并且使得A_th2/A_th1的范围为1.2—2.9。

3.根据权利要求1所述的一种多原理多模态气动矢量喷管，其特征在于，当所述气动矢量喷管为双喉道喷管时，保持所述二喉道(11)的面积不变，通过控制所述第一转轴(3)以及所述第二转轴(9)向远离所述喷管本体中心截面的方向转动，使得所述一喉道(5)的面积扩大100％。

4.根据权利要求1-3中任一一项权利要求所述的一种多原理多模态气动矢量喷管，其特征在于，所述第一注气口(6)和所述第二注气口(8)采用有源注气、无源注气或者机械扰动的方式，进行注入气体。

5.权利要求1所述多原理多模态气动矢量喷管的控制方法，其特征在于，该方法包括平飞模态以及矢量状态下的控制方法，其中，

当处于平飞模态下，喷管的工作变化分为3个阶段，具体包括：

当NPR≤4时，喷管处于基础的双喉道模态，一二喉道面积比1:1.2；

当4<NPR<15时，喷管的一二喉道面积比逐渐增大，此时喷管构型仍为双喉道构型，其变化规律满足公式：

其中，喷管的一二喉道面积比变化范围为1.2—2.4，A₈表示喷管一喉道面积、p^*表示喷管进口总压，p₉表示喷管出口平均静压，k为矢量状态的面积比，

为非矢量状态下的面积比；

当NPR≥15时，喷管的一二喉道面积比逐渐增大，此时喷管构型为拉瓦尔喷管，其变化规律满足公式：

其中，喷管的一二喉道面积比变化范围为2.4—2.9；

当处于矢量状态下，喷管的工作变化分为3个阶段，具体包括：

当NPR≤4时，喷管处于基础的双喉道模态，一二喉道面积比1:1.2；

当4<NPR<15时，平飞状态下喷管的一二喉道面积比逐渐增大，当飞行器有机动需求时，喷管开启矢量状态，喷管凹腔顶部转轴转动，将喷管一二喉道面积比缩小至1:1.2；

当NPR≥15时，喷管的一二喉道面积比逐渐增大，当矢量状态开启时，喷管一二喉道面积比缩小5％；

令k为矢量状态的面积比，则k为：

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