CN114738137B - 一种具有多轴矢量控制功能的球形收敛二元扩张喷管 - Google Patents

一种具有多轴矢量控制功能的球形收敛二元扩张喷管 Download PDF

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Abstract

本发明涉及航空发动机喷管领域，具体提供了一种具有多轴矢量控制功能的球形收敛二元扩张喷管，包括：静球壳；动球壳；喉道调节片，设置在动球壳后，可绕动球壳球心在铅垂面旋转；扩张调节片；扩张密封组件；偏航作动机构，用于驱动动球壳绕其球心在水平面转动，实现偏航作动；俯仰作动机构，用于驱动喉道调节片绕动球壳球心在铅垂面转动，可实现俯仰作动与喉道面积调节；滚转作动机构，用于驱动扩张调节片绕各自铰链转动，产生滚转力矩，也可实现俯仰矢量角调节；多个密封装置；侧壁。本发明不仅能够实现喉道及出口面积调节，也可提供全向矢量推力，同时弥补了常规排气系统无法提供的滚转力矩，在不降低隐身性能的前提下显著提高了机动性。

Description

一种具有多轴矢量控制功能的球形收敛二元扩张喷管
技术领域
本发明涉及航空发动机喷管及排气技术领域，特别涉及一种具有多轴矢量控制功能的球形收敛二元扩张喷管。
背景技术
航空动力是保证飞行器的性能、效率、安全性的基础。随着对未来战斗机战术技术性能要求的提高，要求所采用的动力装置应具有良好的推力和推力矢量性能。为满足这些要求，设计的基本对策是在常规燃气涡轮发动机的基础上，通过主动调整和控制发动机可用能量的分配与走向来实实现，例如，可变内外涵道比、二元矢量喷口和转向喷口等。它们在先进战斗机上的使用已实现了高机动性、短距起落、红外隐身等优良的作战效能，并朝着超常规机动性和改善短距起飞/垂直着陆的方向发展。
目前，矢量喷管从偏转机构上来说大体分为轴对称、二元收扩以及球面收敛调节片矢量喷管等。轴对称矢量喷管利用扩张段的周向360°旋转提供全向矢量能力，但其调节机构复杂；相对于轴对称矢量喷管，传统二元收扩矢量喷管仅具有俯仰方向的矢量功能，不具备侧向的偏航能力，矢量作动不够灵活，但其机构简单，便于安装，且喷流温度场的衰减要剧烈的多，能有效降低红外信号强度；而球面收敛调节片矢量喷管，是将喷管的入口与收敛段设置为一个球关节，利用该关节实现全向矢量能力，同时具备轴对称矢量喷管全向矢量能力以及二元收扩矢量喷管高隐身性能的优点，但无法提供滚转力矩，且结构尺寸大、重量大、制造成本高。
因此目前尚没有一种矢量喷管可以在不损失隐身性能的前提下，采用较少的部件、更简单的结构实现俯仰、偏航、滚转等灵活机动功能。
发明内容
为克服上述现有技术存在的至少一种缺陷，本发明提供了一种具有多轴矢量控制功能的球形收敛二元扩张喷管，包括：
静球壳，呈两端开口的球壳结构，其前端与发动机加力燃烧室末端连接。
动球壳，包括球面段与侧壁支架，球面段为呈两端开口的球壳结构，设置在所述静球壳后端，与所述静球壳保持同心，且可绕其球心在水平面旋转，侧壁支架对称分布于动球壳左右两侧。
两块喉道调节片，包括上喉道调节片与下喉道调节片，分别沿水平方向对称分布在上下两侧，所述上喉道调节片与所述下喉道调节片的球面部分与所述球面段保持同心，且可绕其球心在铅垂面旋转。
四块扩张调节片，包括第一扩张调节片、第二扩张调节片、第三扩张调节片、第四扩张调节片，其中所述第一扩张调节片与所述第二扩张调节片铰接于所述上喉道调节片末端，所述第三扩张调节片与所述第四扩张调节片铰接于所述下喉道调节片末端，所述扩张调节片与所述喉道调节片之间的角度可调节。
两个扩张密封组件，包括上扩张密封组件与下扩张密封组件，其中所述上扩张密封组件位于所述第一扩张调节片与所述第二扩张调节片之间，所述下扩张密封组件位于所述第三扩张调节片与所述第四扩张调节片之间，保证扩张段燃气无泄漏。
偏航作动机构，呈左右对称分布，其一端铰接于所述静球壳上，另一端铰接于所述球面段上，用于驱动所述动球壳绕其球心在水平面旋转；
俯仰作动机构，呈上下对称分布，其一端铰接于所述球面段上，另一端铰接于所述喉道调节片的平直部分上，用于驱动所述喉道调节片绕其球面部分球心在铅垂面旋转；
滚转作动机构，呈上下左右对称分布，其一端铰接于所述喉道调节片的平直部分上，另一端铰接于所述扩张调节片上，用于驱动所述扩张调节片绕各自铰接点转动；
多个密封装置，位于多个运动结构之间，保证结构之间正常的相对运动，并起到密封燃气的作用，包括：
一个密封环，安装于所述动球壳内表面，其内侧表面与所述球面段外壁紧密接触；和
两个球盖密封条，上下对称安装于所述喉道调节片球面部分内表面，其内侧表面与所述球面段外壁紧密接触；和
四个侧壁密封条，对称安装于所述喉道调节片两侧，其外侧表面与所述侧壁支架与所述侧壁紧密接触；和
四个扩张段密封条，安装于所述扩张调节片外侧，其外侧表面与所述侧壁内表面紧密接触。
两块侧壁，对称安装于两块所述侧壁支架末端。
优选的，所述扩张密封组件由多个扩张密封片铰接形成，其具有一定的柔性，所述上扩张密封组件两侧分别与所述第一扩张调节片和所述第二扩张调节片内侧端面铰接，一端与所述上喉道调节片末端铰接；所述下扩张密封组件两侧分别与所述第三扩张调节片和所述第四扩张调节片内侧端面铰接，一端与所述下喉道调节片末端铰接；形成对扩张段燃气的密封作用，防止燃气泄漏造成对所述扩张调节片外表面的烧蚀。
优选的，所述侧壁左右对称安装于所述侧壁支架末端，与所述喉道调节片以及所述扩张调节片两端通过所述球盖密封条、所述侧壁密封条、所述扩张段密封条紧密接触，所述喉道调节片与所述扩张调节片始终位于两个所述侧壁之间，且所述侧壁高度始终高于所述喉道调节片与所述扩张调节片位置，以保证结构正常运行，燃气在喉道及扩张段无泄漏。
优选的，所述偏航作动机构包括：
第一偏航作动筒与第二偏航作动筒，分别位于喷管左右两侧，且各自独立。所述第一偏航作动筒与所述第二偏航作动筒两端分别与所述静球壳和所述球面段铰接；
所述第一偏航作动筒与第二偏航作动筒异步伸缩时，带动所述动球壳紧贴所述静球壳外表面绕其球心在水平面转动，实现偏航功能。
优选的，所述俯仰作动机构包括：
上俯仰作动筒与下俯仰作动筒，分别位于喷管上下两侧，且各自独立。其中所述上俯仰作动筒两端分别与所述球面段和所述上喉道调节片铰接，所述下俯仰作动筒两端分别与所述球面段和所述下喉道调节片铰接；
所述上俯仰作动筒与下俯仰作动筒同步伸缩时，带动所述上喉道调节片与下喉道调节片紧贴所述球面段绕其球心在铅垂面异向转动，实现喉道面积调节功能；所述上俯仰作动筒与下俯仰作动筒异步伸缩时，带动所述上喉道调节片与下喉道调节片紧贴所述球面段绕其球心在铅垂面同向转动，实现俯仰矢量功能。
优选的，所述滚转作动机构包括：
第一滚转作动筒、第二滚转作动筒、第三滚转作动筒、第四滚转作动筒，且各自独立。其中所述第一滚转作动筒两端分别与所述上喉道调节片和所述第一扩张调节片铰接，所述第二滚转作动筒两端分别与所述上喉道调节片和所述第二扩张调节片铰接，所述第三滚转作动筒两端分别与所述下喉道调节片和所述第三扩张调节片铰接，所述第四滚转作动筒两端分别与所述下喉道调节片和所述第四扩张调节片铰接；
所述第一滚转作动筒、所述第二滚转作动筒、所述第三滚转作动筒、所述第四滚转作动筒可分别独立驱动所述第一扩张调节片、所述第二扩张调节片、所述第三扩张调节片、所述第四扩张调节片绕各自铰接点转动，进而调节喷管扩张角、俯仰矢量角，或为扩张段燃气提供滚转力矩，实现滚转功能。
因此，本发明提出的具有多轴矢量控制功能的球形收敛二元扩张喷管，结构简单，能够实现喉道及出口面积调节，也可为飞机提供所需的偏航和俯仰功能，同时弥补了常规排气系统无法提供的滚转力矩，在不降低隐身性能的前提下显著提高了机动性。
附图说明
附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实施例一起用于解释本发明的技术方案，但并不构成对本发明技术方案的限制。
图1为本发明具有多轴矢量控制功能的球形收敛二元扩张喷管的立体图；
图2为本发明具有多轴矢量控制功能的球形收敛二元扩张喷管的俯视图；
图3为本发明具有多轴矢量控制功能的球形收敛二元扩张喷管的剖视图；
图4为本发明具有多轴矢量控制功能的球形收敛二元扩张喷管的后视图；
其中，1-静球壳，2-动球壳，21-球面段，22-侧壁支架，3-喉道调节片，31-上喉道调节片，32-下喉道调节片，4-扩张调节片，41-第一扩张调节片，42-第二扩张调节片，43-第三扩张调节片，44-第四扩张调节片，5-扩张密封组件，51-上扩张密封组件，52-下扩张密封组件，6-偏航作动机构，61-第一偏航作动筒，62-第二偏航作动筒，7-俯仰作动机构，71-上俯仰作动筒，72-下俯仰作动筒，8-滚转作动机构，81-第一滚转作动筒，82-第二滚转作动筒，83-第三滚转作动筒，84-第四滚转作动筒，9-密封装置，91-密封环，92-球盖密封条，93-侧壁密封条，94-扩张段密封条，10-侧壁。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、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更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。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。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。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。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“前”、“后”、“左”、“右”、“铅垂”、“水平”、“内”、“外”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，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保护范围的限制。
如图1-4所示，本发明提供了一种可实现滚转功能的球面收敛调节片矢量喷管，包括：
静球壳1；动球壳2，包括球面段21与侧壁支架22；喉道调节片3，包括上喉道调节片31与下喉道调节片32；扩张调节片4，包括第一扩张调节片41、第二扩张调节片42、第三扩张调节片43、第四扩张调节片44；扩张密封组件5，包括上扩张密封组件51与下扩张密封组件52；偏航作动机构6，包括第一偏航作动筒61与第二偏航作动筒62；俯仰作动机构7，包括上俯仰作动筒71与下俯仰作动筒72；滚转作动机构8，包括第一滚转作动筒81、第二滚转作动筒82、第三滚转作动筒83、第四滚转作动筒84；密封装置9，包括密封环91、球盖密封条92、侧壁密封条93、扩张段密封条94；侧壁10。
静球壳1，呈两端开口的球壳结构，其前端与发动机加力燃烧室末端连接。
动球壳2，包括球面段21与侧壁支架22，球面段21为呈两端开口的球壳结构，设置在静球壳1后端，与静球壳1保持同心，且可绕其球心在水平面旋转，侧壁支架22对称分布于动球壳2左右两侧。
两块喉道调节片3，包括上喉道调节片31与下喉道调节片32，分别沿水平方向对称分布在上下两侧，上喉道调节片31与下喉道调节片32的球面部分与球面段21保持同心，且可绕其球心在铅垂面旋转。
四块扩张调节片4，包括第一扩张调节片41、第二扩张调节片42、第三扩张调节片43、第四扩张调节片44，其中第一扩张调节片41与第二扩张调节片42铰接于上喉道调节片31末端，第三扩张调节片43与第四扩张调节片44铰接于下喉道调节片32末端，扩张调节片4与喉道调节片3之间的角度可调节。
两个扩张密封组件5，包括上扩张密封组件51与下扩张密封组件52，其中上扩张密封组件51位于第一扩张调节片41与第二扩张调节片42之间，下扩张密封组件52位于第三扩张调节片43与第四扩张调节片44之间，保证扩张段燃气无泄漏。
偏航作动机构6，呈左右对称分布，其一端铰接于静球壳1上，另一端铰接于球面段21上，用于驱动动球壳2绕其球心在水平面旋转；
俯仰作动机构7，呈上下对称分布，其一端铰接于球面段21上，另一端铰接于喉道调节片3的平直部分上，用于驱动喉道调节片3绕其球面部分球心在铅垂面旋转；
滚转作动机构8，呈上下左右对称分布，其一端铰接于喉道调节片3的平直部分上，另一端铰接于扩张调节片4上，用于驱动扩张调节片4绕各自铰接点转动；
优选的，密封装置9均采用石墨环作为材料，位于多个运动结构之间，其表面与运动结构表面紧密接触，保证燃气无泄漏。
两块侧壁10，对称安装于两块侧壁支架22末端。
以下结合附图对本发明做进一步说明：
如图1-图2所示，静球壳1前端与发动机加力燃烧室连接，作为整个喷管的支撑构件。
动球壳2套于静球壳1上，与静球壳1同心。
优选的，扩张密封组件5由多个扩张密封片铰接形成，其具有一定的柔性，上扩张密封组件51两侧分别与第一扩张调节片41和第二扩张调节片42内侧端面铰接，一端与上喉道调节片31末端铰接；下扩张密封组件52两侧分别与第三扩张调节片43和第四扩张调节片44内侧端面铰接，一端与下喉道调节片32末端铰接；形成对扩张段燃气的密封作用，防止燃气泄漏造成对扩张调节片4外表面的烧蚀。
优选的，侧壁10与喉道调节片3以及扩张调节片4两端通过球盖密封条92、侧壁密封条93、扩张段密封条94紧密接触，喉道调节片3与扩张调节片4始终位于两个侧壁10之间，且侧壁10高度始终高于喉道调节片3与扩张调节片4位置，以保证结构正常运行，燃气在喉道及扩张段无泄漏。
如图3-图4所示，优选的，偏航作动机构6包括第一偏航作动筒61与第二偏航作动筒62，分别位于喷管左右两侧，且各自独立。第一偏航作动筒61与第二偏航作动筒62两端分别与静球壳和球面段铰接。
进一步的，第一偏航作动筒61伸长，第二偏航作动筒62缩短时，或第一偏航作动筒61缩短，第二偏航作动筒62伸长时，带动动球壳2紧贴静球壳1外表面绕其球心在水平面转动，实现偏航功能。
优选的，俯仰作动机构7包括上俯仰作动筒71与下俯仰作动筒72，分别位于喷管上下两侧，且各自独立。其中上俯仰作动筒71两端分别与球面段21和上喉道调节片31铰接，下俯仰作动筒72两端分别与球面段21和下喉道调节片32铰接。
进一步的，上俯仰作动筒71与下俯仰作动筒72同时伸长或缩短时，分别带动上喉道调节片31与下喉道调节片32紧贴球面段21绕其球心在铅垂面异向转动，实现喉道面积调节功能；上俯仰作动筒71伸长，下俯仰作动筒72缩短时，或上俯仰作动筒71缩短，下俯仰作动筒72伸长时，分别带动上喉道调节片31与下喉道调节片32紧贴球面段21绕其球心在铅垂面同向转动，实现俯仰矢量功能。
优选的，滚转作动机构8包括第一滚转作动筒81、第二滚转作动筒82、第三滚转作动筒83、第四滚转作动筒84，且各自独立。其中第一滚转作动筒81两端分别与上喉道调节片31和第一扩张调节片41铰接，第二滚转作动筒82两端分别与上喉道调节片31和第二扩张调节片42铰接，第三滚转作动筒83两端分别与下喉道调节片32和第三扩张调节片43铰接，第四滚转作动筒84两端分别与下喉道调节片32和第四扩张调节片44铰接。
进一步的，第一滚转作动筒81、第二滚转作动筒82、第三滚转作动筒83、第四滚转作动筒84同时伸长或缩短时，分别带动第一扩张调节片41、第二扩张调节片42、第三扩张调节片43、第四扩张调节片44同时绕各自铰接点朝靠近或远离喷管轴向的方向转动，实现调节喷管扩张角的功能；
进一步的，第一滚转作动筒81、第二滚转作动筒82同时伸长，而第三滚转作动筒83、第四滚转作动筒84同时缩短时，或第一滚转作动筒81、第二滚转作动筒82同时缩短，而第三滚转作动筒83、第四滚转作动筒84同时伸长时，分别带动第一扩张调节片41、第二扩张调节片42同时绕各自铰接点朝靠近喷管轴向的方向转动，第三扩张调节片43、第四扩张调节片44同时绕各自铰接点朝远离喷管轴向的方向转动，或第一扩张调节片41、第二扩张调节片42同时绕各自铰接点朝远离喷管轴向的方向转动，第三扩张调节片43、第四扩张调节片44同时绕各自铰接点朝靠近喷管轴向的方向转动，实现调节喷管俯仰矢量角的功能。
进一步的，第一滚转作动筒81、第四滚转作动筒84同时伸长，而第二滚转作动筒82、第三滚转作动筒83同时缩短时，或第一滚转作动筒81、第四滚转作动筒84同时缩短，而第二滚转作动筒82、第三滚转作动筒83同时伸长时，分别带动第一扩张调节片41、第四扩张调节片44同时绕各自铰接点朝靠近喷管轴向的方向转动，第二扩张调节片42、第三扩张调节片43同时绕各自铰接点朝远离喷管轴向的方向转动，或第一扩张调节片41、第四扩张调节片44同时绕各自铰接点朝远离喷管轴向的方向转动，第二扩张调节片42、第三扩张调节片43同时绕各自铰接点朝靠近喷管轴向的方向转动，为扩张段燃气提供滚转力矩，实现滚转功能；同时上扩张密封组件51与下扩张密封组件52打开，避免了扩张段燃气外泄导致的扩张调节片4外表面烧蚀情况。
因此，本发明提出的具有多轴矢量控制功能的球形收敛二元扩张喷管，结构简单，能够实现喉道及出口面积调节，也能提供全向矢量推力，同时弥补了常规排气系统无法提供的滚转力矩，在不降低隐身性能的前提下显著提高了机动性。为新一代战机大幅度盘旋、横滚等一系列动作提供动力，适用于有需求的无人机、轰炸机及空天发动机喷管领域，具有广泛的应用前景。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (6)

1.一种具有多轴矢量控制功能的球形收敛二元扩张喷管，其特征在于，所述喷管设置于航空发动机的排气系统中，包括：
静球壳(1)，呈两端开口的球壳结构，其前端与发动机加力燃烧室末端连接；
动球壳(2)，包括球面段(21)与侧壁支架(22)，球面段(21)为呈两端开口的球壳结构，设置在所述静球壳(1)后端，与所述静球壳(1)保持同心，且可绕其球心在水平面旋转，侧壁支架(22)对称分布于动球壳(2)左右两侧；
两块喉道调节片(3)，包括上喉道调节片(31)与下喉道调节片(32)，分别沿水平方向对称分布在上下两侧，所述上喉道调节片(31)与所述下喉道调节片(32)的球面部分与所述球面段(21)保持同心，且可绕其球心在铅垂面旋转；
四块扩张调节片(4)，包括第一扩张调节片(41)、第二扩张调节片(42)、第三扩张调节片(43)、第四扩张调节片(44)，其中所述第一扩张调节片(41)与所述第二扩张调节片(42)铰接于所述上喉道调节片(31)末端，所述第三扩张调节片(43)与所述第四扩张调节片(44)铰接于所述下喉道调节片(32)末端，所述扩张调节片(4)与所述喉道调节片(3)之间的角度可调节；
两个扩张密封组件(5)，包括上扩张密封组件(51)与下扩张密封组件(52)，由多个扩张密封片铰接形成，其具有一定的柔性，所述上扩张密封组件(51)两侧分别与所述第一扩张调节片(41)和所述第二扩张调节片(42)内侧端面铰接，一端与所述上喉道调节片(31)末端铰接；所述下扩张密封组件(52)两侧分别与所述第三扩张调节片(43)和所述第四扩张调节片(44)内侧端面铰接，一端与所述下喉道调节片(32)末端铰接；形成对扩张段燃气的密封作用，防止燃气泄漏造成对所述扩张调节片(4)外表面的烧蚀；
偏航作动机构(6)，呈左右对称分布，其一端铰接于所述静球壳(1)上，另一端铰接于所述球面段(21)上，用于驱动所述动球壳(2)绕其球心在水平面旋转；
俯仰作动机构(7)，呈上下对称分布，其一端铰接于所述球面段(21)上，另一端铰接于所述喉道调节片(3)的平直部分上，用于驱动所述喉道调节片(3)绕其球面部分球心在铅垂面旋转；
滚转作动机构(8)，呈上下左右对称分布，其一端铰接于所述喉道调节片(3)的平直部分上，另一端铰接于所述扩张调节片(4)上，用于驱动所述扩张调节片(4)绕各自铰接点转动；
多个密封装置(9)，位于多个运动结构之间，保证结构之间正常的相对运动，并起到密封燃气的作用；
两块侧壁(10)，对称安装于两块所述侧壁支架(22)末端。
2.根据权利要求1所述的具有多轴矢量控制功能的球形收敛二元扩张喷管，其特征在于，
所述偏航作动机构(6)包括第一偏航作动筒(61)与第二偏航作动筒(62)，分别位于喷管左右两侧，且各自独立，所述第一偏航作动筒(61)与所述第二偏航作动筒(62)两端分别与所述静球壳(1)和所述球面段(21)铰接；
所述第一偏航作动筒(61)与第二偏航作动筒(62)异步伸缩时，带动所述动球壳(2)紧贴所述静球壳(1)外表面绕其球心在水平面转动，实现喷管的偏航功能。
3.根据权利要求1所述的具有多轴矢量控制功能的球形收敛二元扩张喷管，其特征在于，
所述俯仰作动机构(7)包括上俯仰作动筒(71)与下俯仰作动筒(72)，分别位于喷管上下两侧，且各自独立；其中所述上俯仰作动筒(71)两端分别与所述球面段(21)和所述上喉道调节片(31)铰接；所述下俯仰作动筒(72)两端分别与所述球面段(21)和所述下喉道调节片(32)铰接；
所述上俯仰作动筒(71)与下俯仰作动筒(72)同步伸缩时，带动所述上喉道调节片(31)与下喉道调节片(32)紧贴所述球面段(21)绕其球心在铅垂面异向转动，实现喉道面积调节功能；所述上俯仰作动筒(71)与下俯仰作动筒(72)异步伸缩时，带动所述上喉道调节片(31)与下喉道调节片(32)紧贴所述球面段(21)绕其球心在铅垂面同向转动，实现喷管的俯仰矢量功能。
4.根据权利要求1所述的具有多轴矢量控制功能的球形收敛二元扩张喷管，其特征在于，
所述滚转作动机构(8)包括第一滚转作动筒(81)、第二滚转作动筒(82)、第三滚转作动筒(83)、第四滚转作动筒(84)，且各自独立，其中所述第一滚转作动筒(81)两端分别与所述上喉道调节片(31)和所述第一扩张调节片(41)铰接，所述第二滚转作动筒(82)两端分别与所述上喉道调节片(31)和所述第二扩张调节片(42)铰接，所述第三滚转作动筒(83)两端分别与所述下喉道调节片(32)和所述第三扩张调节片(43)铰接，所述第四滚转作动筒(84)两端分别与所述下喉道调节片(32)和所述第四扩张调节片(44)铰接；
所述第一滚转作动筒(81)、所述第二滚转作动筒(82)、所述第三滚转作动筒(83)、所述第四滚转作动筒(84)可分别独立驱动所述第一扩张调节片(41)、所述第二扩张调节片(42)、所述第三扩张调节片(43)、所述第四扩张调节片(44)绕各自铰接点转动，进而调节喷管扩张角、俯仰矢量角，或为扩张段燃气提供滚转力矩，实现喷管的滚转功能。
5.根据权利要求1所述的具有多轴矢量控制功能的球形收敛二元扩张喷管，其特征在于，
所述密封装置(9)包括一个密封环(91)、两个球盖密封条(92)、四个侧壁密封条(93)以及四个扩张段密封条(94)，其中
一个所述密封环(91)安装于所述动球壳(2)内表面，其内侧表面与所述球面段(21)外壁紧密接触；以及
两个所述球盖密封条(92)上下对称安装于所述喉道调节片(3)球面部分内表面，其内侧表面与所述球面段(21)外壁紧密接触；以及
四个所述侧壁密封条(93)对称安装于所述喉道调节片(3)两侧，其外侧表面与所述侧壁支架(22)与所述侧壁紧密接触；以及
四个所述扩张段密封条(94)安装于所述扩张调节片(4)外侧，其外侧表面与所述侧壁(10)内表面紧密接触。
6.根据权利要求5所述的具有多轴矢量控制功能的球形收敛二元扩张喷管，其特征在于，
所述侧壁(10)左右对称安装于所述侧壁支架(22)末端，与所述喉道调节片(3)以及所述扩张调节片(4)两端通过所述球盖密封条(92)、所述侧壁密封条(93)、所述扩张段密封条(94)紧密接触，所述喉道调节片(3)与所述扩张调节片(4)始终位于两个所述侧壁(10)之间，且所述侧壁(10)高度始终高于所述喉道调节片(3)与所述扩张调节片(4)位置，以保证结构正常运行，燃气在喉道及扩张段无泄漏。
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Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0984150A2 (en) * 1998-09-04 2000-03-08 General Electric Company Vectoring ring support and actuation mechanism for axisymmetric vectoring nozzle
WO2002047978A2 (en) * 2000-12-13 2002-06-20 Trek Aerospace, Inc. Aircraft and control system
TW200533560A (en) * 2004-03-26 2005-10-16 United Technologies Corp Axial divergent section slot nozzle
WO2013137951A2 (en) * 2012-02-10 2013-09-19 United Technologies Corporation Flexible leaf spring seal for sealing an air gap between moving plates
CN105221293A (zh) * 2015-09-16 2016-01-06 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种可实现俯仰和偏航的二元矢量收扩喷管
CN109184947A (zh) * 2018-10-11 2019-01-11 西北工业大学 一种整体旋转式收敛矢量喷管
CN208718799U (zh) * 2018-08-21 2019-04-09 西北工业大学 一种可调节收敛扩散性尾喷管
CN112009682A (zh) * 2020-08-06 2020-12-01 北京航空航天大学 一种基于双翼差动及舵机重心变化实现高控制力矩产生的仿生扑翼微型飞行器
CN112502852A (zh) * 2020-12-01 2021-03-16 中国航发沈阳发动机研究所 一种可实现滚转功能的二元矢量喷管

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10837402B2 (en) * 2020-01-09 2020-11-17 Guanhao Wu Thrust vector nozzle

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0984150A2 (en) * 1998-09-04 2000-03-08 General Electric Company Vectoring ring support and actuation mechanism for axisymmetric vectoring nozzle
WO2002047978A2 (en) * 2000-12-13 2002-06-20 Trek Aerospace, Inc. Aircraft and control system
TW200533560A (en) * 2004-03-26 2005-10-16 United Technologies Corp Axial divergent section slot nozzle
WO2013137951A2 (en) * 2012-02-10 2013-09-19 United Technologies Corporation Flexible leaf spring seal for sealing an air gap between moving plates
CN105221293A (zh) * 2015-09-16 2016-01-06 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种可实现俯仰和偏航的二元矢量收扩喷管
CN208718799U (zh) * 2018-08-21 2019-04-09 西北工业大学 一种可调节收敛扩散性尾喷管
CN109184947A (zh) * 2018-10-11 2019-01-11 西北工业大学 一种整体旋转式收敛矢量喷管
CN112009682A (zh) * 2020-08-06 2020-12-01 北京航空航天大学 一种基于双翼差动及舵机重心变化实现高控制力矩产生的仿生扑翼微型飞行器
CN112502852A (zh) * 2020-12-01 2021-03-16 中国航发沈阳发动机研究所 一种可实现滚转功能的二元矢量喷管

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