CN115653779A - 一种多轴气动矢量喷管及多轴推力调节方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种多轴气动矢量喷管，所述气动矢量喷管包括进口段、分流转接段和结构相同并对称设置的两个功能段，所述功能段上设有用于调节功能段流量和矢量的三通调节机构。该结构通过两个功能段实现次流流路多工作模式转换，实现了气动矢量喷管在俯仰、滚转、偏航方向的矢量力和力矩，大大扩展了气动矢量喷管提升飞行器操纵效率的能力；并且左右功能段的分叉设计可以对发动机中心锥、涡轮叶片等热端构件形成良好的遮挡，具备良好的隐身性能，同时采用左右分叉的多通道结构，也避免了普通S弯流道中存在的大偏心距问题，实现了扁平化结构布局，更有利于实现与飞机后体的高度一体化设计，进一步提高了飞机气动性能与隐身性能。

Description

一种多轴气动矢量喷管及多轴推力调节方法

技术领域

本发明属于燃气涡轮发动机排气系统技术领域，具体涉及一种多轴气动矢量喷管及多轴推力调节方法。

背景技术

随着军用战斗机对于机动性、隐身性的要求不断提高，发动机喷管部件的矢量偏转能力和隐身性能日益得到重视。目前世界各国在役战斗机上装备的发动机喷管部件都是采用机械结构偏转的形式产生推力矢量，同时对其采用冷却或隐身涂层等隐身措施提高隐身性能。机械偏转的矢量喷管在结构上极为复杂，存在重量大、使用维护成本高、机械可靠性降低等问题，为应对上述问题，世界各国也在气动矢量技术方面开展了大量研究。

气动矢量喷管是一种在喷管流道内注入二次流，利用二次流对主流的扰动作用使主流偏转而产生推力矢量的航空发动机排气装置，气动矢量喷管的工作特点使得其机械结构大大简化，几何流道基本固定，没有复杂的机械偏转结构，具有结构简单、重量轻、几何造型灵活易于实现高隐身设计等特点。气动矢量喷管在结构形式上有激波诱导式、喉道偏移式、双喉道、逆流式等方案。其中喉道偏移式气动矢量喷管在较宽的喷管落压比范围内具备更高的推力效率，在矢量状态和非矢量状态均具备良好的气动性能，满足未来飞行器高性能需要，具备较好的应用前景。

常规的喉道偏移式气动矢量喷管由于需求的二次流流量较大，在需要从前端高压部件引取高达10％左右流量的次流情况下，发动机整机性能的影响难以承受，也影响到气动矢量技术在发动机上的实际工程应用。

针对上述问题，专利202010990083.9公开了一种带S弯流道的自引气气动矢量喷管，该公开通过导流板与S弯段内壁的壁面形成上下次流通道，连接主喷管上下通道，形成自引气结构，解决了气动矢量喷管引气量大的问题，同时采用S弯异形流道，提高了喷管隐身能力。上述公开在一定程度上解决了制约气动矢量喷管工程应用的问题，但是该公开仅能提供俯仰方向的推力矢量，而现代战斗机由于机动性的要求，需要发动机能提供多种操纵力矩，例如：俯仰、偏航、滚转等，已有的发明结构并不能为飞机提供更多方向的操纵力矩，同时由于隐身的需要采用的S弯流道，由于偏心距(进口轴线与出口轴线的高度差)的存在，在高度方向上存在较大的外廓，给飞行器后体的布局带来了较大的困难。

针对已有技术中存在的不足，系统提供一种能满足多轴矢量推力以及改进隐身布局的需要的气动矢量喷管。

发明内容

为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种多轴气动矢量喷管以提供多轴方向的矢量推力，同时通过流道遮挡，提高喷管红外隐身性能。

为了实现上述目的，本发明提供了如下技术方案，提供一种多轴气动矢量喷管，所述气动矢量喷管包括进口段、分流转接段和结构相同并对称设置的两个功能段，所述功能段上设有用于调节功能段流量和矢量的三通调节机构。

本发明所提供的多轴气动矢量喷管，还具有这样的特征，所述两个功能段之间的间距不小于所述进口段的直径。

本发明所提供的多轴气动矢量喷管，还具有这样的特征，所述进口段的一端连接在发动机前端部件上，所述进口段的另一端连接在分流转接段上，所述分流转接段将主流通道的截面由圆形过渡分流为两个矩形，所述两个功能段分别连接在所述分流转接段的两个矩形截面出口处。

本发明所提供的多轴气动矢量喷管，还具有这样的特征，所述功能段包括与分流转接段连接的收扩喷管、设置在收扩喷管上下两侧对称设置的两个次流通道以及分别设置在两个次流通道分流处的两个三通调节机构。

本发明所提供的多轴气动矢量喷管，还具有这样的特征，所述次流通道包括三个连接口，所述三个连接口包括通道进口、连接在所述收扩喷管的喉部处的喉部出口以及连接在所述收扩喷管的扩张段处的扩张段出口。

本发明所提供的多轴气动矢量喷管，还具有这样的特征，所述通道进口连接在所述收扩喷管的收敛段处用于从所述收扩喷管收敛段处引气至次流通道，在所述喉部出口或所述扩张段出口处排出至所述收扩喷管，形成气动矢量喷管的自引气次流回路。

本发明所提供的多轴气动矢量喷管，还具有这样的特征，当发动机前端部件具有可用的高压气源或飞行器背负有高压气源储罐时，所述通道进口在高压气源或所述高压气源储罐引气。

本发明的另一目的在于，提供一种基于前述任一项所述的气动矢量喷管的多轴推力调节方法，所述调节方法包括俯仰调节、滚转调节和偏航调节。

本发明所提供的多轴推力调节方法，还具有这样的特征，所述调节方法包括对功能段的四个工作状态的调节，

上方的通道进口联通上方的喉部出口同时下方的通道进口联通下方的扩张段出口为第一工作状态，所述第一工作状态提供向上的矢量；

上方的通道进口联通上方的扩张段出口同时下方的通道进口联通下方的喉部出口为第二工作状态，所述第二工作状态提供向下的矢量；

上方的通道进口联通上方的扩张段出口同时下方的通道进口联通下方的扩张段出口为第三工作状态，所述第三工作状态用于增强流通能力；

上方的通道进口联通上方的喉部出口同时下方的通道进口联通下方的喉部出口为第四工作状态，所述第四工作状态用于限制流通能力。

本发明所提供的多轴推力调节方法，还具有这样的特征，所述俯仰调节包括将两个功能段同时处于第一工作状态或同时处于第二工作状态，

在两个功能段同时处于第一工作状态时，矢量上偏；

在两个功能段同时处于第二工作状态时，矢量下偏。

本发明所提供的多轴推力调节方法，还具有这样的特征，所述两个功能段包括左功能段和右功能段，

所述左功能段处于第一工作状态，同时所述右功能段处于第二工作状态时，飞行器获得顺航方向逆时针的滚转力矩；

所述左功能段处于第二工作状态，同时所述右功能段处于第一工作状态时，飞行器获得顺航方向顺时针的滚转力矩。

本发明所提供的多轴推力调节方法，还具有这样的特征，所述两个功能段包括左功能段和右功能段，

所述左功能段处于第三工作状态，同时所述右功能段处于第四工作状态时，飞行器获得向右的偏航力；

所述左功能段处于第四工作状态，同时所述右功能段处于第三工作状态时，飞行器获得向左的偏航力。

有益效果

本发明所提供的多轴气动矢量喷管通过左右功能段实现对次流流路的多工作模式转换，实现了气动矢量喷管在俯仰、滚转、偏航方向的矢量力和力矩，大大扩展了气动矢量喷管提升飞行器操纵效率的能力；并且左右功能段的分叉设计可以对发动机中心锥、涡轮叶片等热端构件形成良好的遮挡，具备良好的隐身性能，同时采用左右分叉的多通道结构，也避免了普通S弯流道中存在的大偏心距问题，实现了扁平化结构布局，更有利于实现与飞机后体的高度一体化设计，进一步提高了飞机气动性能与隐身性能。

本发明所提供的多轴气动矢量喷管还具有自引气方案，在无需从发动机前端高压部件引气的情况下，实现气动矢量偏转，解决了气动矢量喷管次流供需矛盾问题。

附图说明

为了更清楚地说明本公开实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1为本发明实施例所提供的多轴气动矢量喷管的正等侧视图；

图2为本发明实施例所提供的多轴气动矢量喷管的俯视图；

图3为本发明实施例所提供的多轴气动矢量喷管的后视图；

图4为本发明实施例所提供的多轴气动矢量喷管的功能段的结构示意图；

图5为本发明实施例所提供的功能段在不同工作状态下的气流示意图；

图6为本发明实施例所提供的俯仰工作状态图；

图7为本发明实施例所提供的滚转工作状态图；

图8为本发明实施例所提供的偏航工作状态图；

图9为常规单喉道偏移式气动矢量喷管结构示意图；

图10为带S弯流道的自引气气动矢量喷管的结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图与实施例对本发明作进一步的详细说明，但应当说明的是，这些实施方式并非对本发明的限制，本领域普通技术人员根据这些实施方式所作的功能、方法、或者结构上的等效变换或替代，均属于本发明的保护范围之内。

在本发明实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“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创造和简化描述，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创造的限制。

此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。

如图9所示，为常规单喉道偏移式气动矢量喷管结构示意图，其主喷管1流道为收敛-扩张喷管形式，主喷管1结构完全固定，在喷管喉部位置和扩张段位置，设置有次流注入口(2a、2b、3a和3b)，气动矢量控制所需的二次流通过次流管路4从发动机前端高压部件(如：压气机中间级、风扇出口等)引气，二次流流经相关管路和阀门后，分别从喷管喉部一侧的次流注入口(2a或2b)和另一侧扩张段的次流注入口(3b或3a)注入喷管主流中，在次流的干扰效应下，主流发生偏转从而产生推力矢量。基于上述结构，常规的喉道偏移式气动矢量喷管需求的二次流流量较大，在需要从前端高压部件引取高达10％左右流量的次流情况下，发动机整机性能的影响难以承受，也影响到气动矢量技术在发动机上的实际工程应用。

如图10所示，为一种带S弯流道的自引气气动矢量喷管，包括依次连接的过渡段5、S弯段6、设置在S弯段6中后部上的导流板和主喷管1，主喷管1上设有调节气流方向和大小的调节阀9，导流板与S弯道6之间设置了若干个弓形架8，该结构通过导流板(7a、7b)与S弯段内壁的壁面形成上下次流通道，连接主喷管1上下通道，形成自引气结构，解决了气动矢量喷管引起量大的问题，同时采用S弯异形流道，提高了喷管隐身能力。但是，该公开仅能提供俯仰方向的推力矢量，而现代战斗机由于机动性的要求，需要发动机能提供多种操纵力矩，例如：俯仰、偏航、滚转等，已有的发明结构并不能为飞机提供更多方向的操纵力矩，同时由于隐身的需要采用的S弯流道，由于偏心距(进口轴线与出口轴线的高度差)的存在，在高度方向上存在较大的外廓，给飞行器后体的布局带来了较大的困难。

如图1-8所示，本发明实施例提供了一种多轴气动矢量喷管，所述气动矢量喷管包括进口段10、分流转接段11和结构相同并对称设置的两个功能段，所述功能段上设有用于调节功能段流量和矢量的三通调节机构14。其中，三通调节机构14为可动部件，其余部件均为静止件。在仅有单个通道的情况下，只能使喷管提供向上或向下的俯仰矢量力，或者提供流通能力的调节，使喷管推力发生变化，而并不能使喷管提供滚转力矩及偏航力矩，而通过对称设置的两个功能段的联合工作，使喷管可以提供俯仰矢量、滚转力矩和偏航力矩。

在部分实施例中，所述两个功能段之间的间距不小于所述进口段10的直径。在上述实施例中，两个功能段之间的间距大于等于进口段10的直径时，可以完全实现对喷管进口端中心锥、涡轮叶片等高温壁面的遮挡，有效降低发动机后向红外辐射特征。

在部分实施例中，所述进口段10的一端连接在发动机前端部件上，所述进口段10的另一端连接在分流转接段11上，所述分流转接段11将主流通道的截面由圆形过渡分流为两个矩形，所述两个功能段分别连接在所述分流转接段11的两个矩形截面出口处。

在部分实施例中，所述功能段包括与分流转接段11连接的收扩喷管15、设置在收扩喷管15上下两侧对称设置的两个次流通道16以及分别设置在两个次流通道分流处的两个三通调节机构14。

在部分实施例中，所述次流通道16包括三个连接口，所述三个连接口包括通道进口16a、连接在所述收扩喷管15的喉部处的喉部出口16b以及连接在所述收扩喷管15的扩张段处的扩张段出口16c。

在部分实施例中，所述通道进口16a连接在所述收扩喷管15的收敛段处用于从所述收扩喷管15收敛段处引气至次流通道16，在所述喉部出口16b或所述扩张段出口16c处排出至所述收扩喷管15，形成气动矢量喷管的自引气次流回路。

在部分实施例中，当发动机前端部件具有可用的高压气源或飞行器背负有高压气源储罐时，所述通道进口16a在高压气源或所述高压气源储罐引气。一般来说，发动机前端部件的高压气源为压气机中间级引气，通常损失较大无法用于气动矢量控制，当压气机工作能力较强或本身存在中间放气需要时，发动机前端部件的高压气源存在可使用于气动矢量控制的可能性。

在部分实施例中，提供一种基于前述任一项所述的气动矢量喷管的多轴推力调节方法，所述调节方法包括俯仰调节、滚转调节和偏航调节。

在部分实施例中，所述调节方法包括对功能段的四个工作状态的调节，

上方的通道进口联通上方的喉部出口同时下方的通道进口16a联通下方的扩张段出口16c为第一工作状态，所述第一工作状态提供向上的矢量；

上方的通道进口16a联通上方的扩张段出口16c同时下方的通道进口16a联通下方的喉部出口16b为第二工作状态，所述第二工作状态提供向下的矢量；

上方的通道进口16a联通上方的扩张段出口16c同时下方的通道进口16a联通下方的扩张段出口16c为第三工作状态，所述第三工作状态用于增强流通能力；

上方的通道进口16a联通上方的喉部出口16b同时下方的通道进口16a联通下方的喉部出口16b为第四工作状态，所述第四工作状态用于限制流通能力。

在部分实施例中，所述俯仰调节包括将两个功能段同时处于第一工作状态或同时处于第二工作状态，

在两个功能段同时处于第一工作状态时，矢量上偏；

在两个功能段同时处于第二工作状态时，矢量下偏。

在部分实施例中，所述两个功能段包括左功能段12和右功能段13，

所述左功能段12处于第一工作状态，同时所述右功能段13处于第二工作状态时，飞行器获得顺航方向逆时针的滚转力矩；

所述左功能段12处于第二工作状态，同时所述右功能段13处于第一工作状态时，飞行器获得顺航方向顺时针的滚转力矩。

在上述实施例中，飞机的滚转方向与矢量喷管所提供的滚转力矩方向相反。

在部分实施例中，所述两个功能段包括左功能段12和右功能段13，

所述左功能段12处于第三工作状态，同时所述右功能段13处于第四工作状态时，飞行器获得向右的偏航力；

所述左功能段12处于第四工作状态，同时所述右功能段13处于第三工作状态时，飞行器获得向左的偏航力。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。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，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。

Claims (12)

1.一种多轴气动矢量喷管，其特征在于，所述气动矢量喷管包括进口段、分流转接段和结构相同并对称设置的两个功能段，所述功能段上设有用于调节功能段流量和矢量的三通调节机构。

2.根据权利要求1所述的多轴气动矢量喷管，其特征在于，所述两个功能段之间的间距不小于所述进口段的直径。

3.根据权利要求1所述的多轴气动矢量喷管，其特征在于，所述进口段的一端连接在发动机前端部件上，所述进口段的另一端连接在分流转接段上，所述分流转接段将主流通道的截面由圆形过渡分流为两个矩形，所述两个功能段分别连接在所述分流转接段的两个矩形截面出口处。

4.根据权利要求1所述的多轴气动矢量喷管，其特征在于，所述功能段包括与分流转接段连接的收扩喷管、设置在收扩喷管上下两侧对称设置的两个次流通道以及分别设置在两个次流通道分流处的两个三通调节机构。

5.根据权利要求4所述的多轴气动矢量喷管，其特征在于，所述次流通道包括三个连接口，所述三个连接口包括通道进口、连接在所述收扩喷管的喉部处的喉部出口以及连接在所述收扩喷管的扩张段处的扩张段出口。

6.根据权利要求5所述的多轴气动矢量喷管，其特征在于，所述通道进口连接在所述收扩喷管的收敛段处用于从所述收扩喷管收敛段处引气至次流通道，在所述喉部出口或所述扩张段出口处排出至所述收扩喷管，形成气动矢量喷管的自引气次流回路。

7.根据权利要求5所述的多轴气动矢量喷管，其特征在于，当发动机前端部件具有可用的高压气源或飞行器背负有高压气源储罐时，所述通道进口在高压气源或所述高压气源储罐引气。

8.一种基于权利要求5-7任一项所述的气动矢量喷管的多轴推力调节方法，其特征在于，所述调节方法包括俯仰调节、滚转调节和偏航调节。

9.根据权利要求8所述的多轴推力调节方法，其特征在于，所述调节方法包括对功能段的四个工作状态的调节，

上方的通道进口联通上方的喉部出口同时下方的通道进口联通下方的扩张段出口为第一工作状态，所述第一工作状态提供向上的矢量；

上方的通道进口联通上方的扩张段出口同时下方的通道进口联通下方的喉部出口为第二工作状态，所述第二工作状态提供向下的矢量；

上方的通道进口联通上方的扩张段出口同时下方的通道进口联通下方的扩张段出口为第三工作状态，所述第三工作状态用于增强流通能力；

上方的通道进口联通上方的喉部出口同时下方的通道进口联通下方的喉部出口为第四工作状态，所述第四工作状态用于限制流通能力。

10.根据权利要求9所述的多轴推力调节方法，其特征在于，所述俯仰调节包括将两个功能段同时处于第一工作状态或同时处于第二工作状态，

在两个功能段同时处于第一工作状态时，矢量上偏；

在两个功能段同时处于第二工作状态时，矢量下偏。

11.根据权利要求9所述的多轴推力调节方法，其特征在于，所述两个功能段包括左功能段和右功能段，

所述左功能段处于第一工作状态，同时所述右功能段处于第二工作状态时，飞行器获得顺航方向逆时针的滚转力矩；

所述左功能段处于第二工作状态，同时所述右功能段处于第一工作状态时，飞行器获得顺航方向顺时针的滚转力矩。

12.根据权利要求9所述的多轴推力调节方法，其特征在于，所述两个功能段包括左功能段和右功能段，

所述左功能段处于第三工作状态，同时所述右功能段处于第四工作状态时，飞行器获得向右的偏航力；

所述左功能段处于第四工作状态，同时所述右功能段处于第三工作状态时，飞行器获得向左的偏航力。

Images