CN116398320A - 一种射流控制一体化推力矢量喷管 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种射流控制一体化推力矢量喷管，包括拉瓦尔喷管、若干燃气导流管，所述拉瓦尔喷管主要由依次连接的喷管收缩段、喷管喉部、喷管扩张段组成，所述燃气导流管连通喷管收缩段和喷管扩张段，若干燃气导流管沿拉瓦尔喷管周向均匀排列，燃气导流管连通喷管入口的一端设置有涡流阀，涡流阀受涡流阀控制器控制。本发明结构简单，不需要额外加装燃气喷射装置；反应迅速，能根据实际情况快速做出反应；制造成本低。
Description
技术领域
本发明涉及推力矢量控制技术，具体涉及一种射流控制一体化推力矢量喷管。
背景技术
飞行器推力矢量喷管是未来飞行器的关键装备之一，推力矢量控制技术是指除了提供飞行推力外还能单独或同时在俯仰、偏航、滚转等方向提供飞行器所需的力或力矩，以实现飞行器优异的操纵品质和控制性能。并且，推力矢量控制技术还可以补充或取代由常规气动舵面产生的力或力矩，满足飞行器超常规机动性、短距垂直起降、超声速巡航和高隐身等性能需求。
目前，推力矢量控制技术一般分为机械式和流体二次喷射[1]。机械式推力矢量控制技术主要有燃气舵[2]、扰流片[3]、喉栓(或针栓)和摆动喷管等。
然而，上述所提到的推力矢量技术还存在着不足之处。例如：在机械式推力矢量控制技术中，燃气舵存在响应慢，易受两相燃气冲刷和烧蚀等缺点；喉栓方式的主要缺点是烧蚀非常严重，传动伺服机构尺寸和质量较大。同时，机械式推力矢量控制技术均存在不同程度的轴向推力损失0。流体二次喷射推力矢量控制技术需要在喷管喉部附近加装额外的燃气喷射装置，自重过大且结构过于复杂。
[1]Sung H G,Heo J Y.Fluidic thrust vector control of supersonic jetusing coflow injection[J].Journal of propulsion and power,2012,28(4):858-861.
[2]Hollstein H J.Jet tab thrust vector control[J].Journal ofSpacecraft and Rockets,1965,2(6):927-930.
[3]崔业兵,陈雄,周长省,等.扰流片推力矢量控制系统动态特性研究[J].推进技术,2013,34(8):1030-1034.
王永寿.导弹的推力矢量控制技术[J].飞航导弹,2005(1):54-60.
发明内容
针对现有技术的不足，本专利提出一种射流-控制一体化推力矢量喷管。
射流-控制一体化推力矢量喷管是基于二次射流实现推力矢量控制，能够避免响应慢、易受燃气冲刷和烧蚀、传动伺服机构尺寸和质量大、轴向推力损失严重等问题。
常规的流体二次喷射推力矢量控制方法需要在喷管喉部附近加装燃气喷射装置，并携带额外的燃料及氧化剂，通过燃烧反应生成高速射流，实现推力矢量变化的目的。本发明提供的射流-控制一体化推力矢量喷管在喷管入口附近引入燃气，通过导流管进入喷管扩张段，实现发动机推力矢量变化，结构简单，且不需要额外携带燃料及氧化剂，大幅减轻发动机重量。
本发明通过如下技术方案实现。
一种射流控制一体化推力矢量喷管，包括拉瓦尔喷管、若干燃气导流管，所述拉瓦尔喷管主要由依次连接的喷管收缩段、喷管喉部、喷管扩张段组成，喷管收缩段的入口端为喷管入口、喷管扩张段的出口端为喷管出口，所述燃气导流管连通喷管收缩段和喷管扩张段，若干燃气导流管沿拉瓦尔喷管周向均匀排列，燃气导流管连通喷管入口的一端设置有涡流阀，涡流阀受涡流阀控制器控制。可通过涡流阀调节导流管开闭程度，实现发动机推力矢量控制。四根导流管阀门开度越大，二次射流对主射流影响越大，发动机推力越小；四根导流管阀门开度不一致，则能实现发动机推力偏转。
进一步，所述燃气导流管为四根，四根燃气导流管沿拉瓦尔喷管周向均匀排列。
进一步，燃气导流管包括依次连接的燃气导流管平直段、燃气导流管弯曲段、燃气导流管斜直段，燃气导流管平直段的一端连通喷管入口，燃气导流管斜直段的一端连通喷管出口。
与现有技术相比，本发明的优点是：
1、结构简单，不需要额外加装燃气喷射装置。
2、反应迅速，能根据实际情况快速做出反应。
3、制造成本低。
附图说明
图1是本发明射流-控制一体化推力矢量喷管的剖面图。
图2是本发明射流-控制一体化推力矢量喷管的主视图。
图3是本发明燃气导流管的剖面图。
图4是本发明射流-控制一体化推力矢量喷管的左视图。
图5是本发明射流-控制一体化推力矢量喷管的右视图。
图6是本发明射流-控制一体化推力矢量喷管的标准等角视图。
图7是常规无阀门laval喷管的数值模拟马赫数云图。
图8是本发明打开单阀门的射流-控制一体化推力矢量喷管的数值模拟马赫数云图。
图中：1、涡流阀控制器；2、涡流阀；3、喷管收缩段；4、喷管扩张段；5、燃气导流管；6、喷管喉部；7、喷管入口；8、喷管出口；9、燃气导流管平直段；10、燃气导流管弯曲段；11、燃气导流管斜直段。12、涡流阀阀门打开；13、涡流阀阀门关闭。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明，但不作为本发明的限定。
如图1至图6所示，一种射流控制一体化推力矢量喷管，包括拉瓦尔喷管、若干燃气导流管5，所述拉瓦尔喷管主要由依次连接的喷管收缩段3、喷管喉部6、喷管扩张段4组成，喷管收缩段3的入口端为喷管入口7、喷管扩张段4的出口端为喷管出口8，所述燃气导流管5连通喷管收缩段3和喷管扩张段4，若干燃气导流管5沿拉瓦尔喷管周向均匀排列，燃气导流管5连通喷管入口7的一端设置有涡流阀2，涡流阀2受涡流阀控制器1控制。可通过涡流阀调节导流管开闭程度，实现发动机推力矢量控制。四根导流管阀门开度越大，二次射流对主射流影响越大，发动机推力越小；四根导流管阀门开度不一致，则能实现发动机推力偏转。
所述燃气导流管5为四根，四根燃气导流管5沿拉瓦尔喷管周向均匀排列。
射流控制一体化推力矢量喷管的长度由具体发动机确定，本实施例具体为115.74mm，喷管入口7直径R1为78.52mm，喷管喉部6直径R2为28mm，喷管出口8直径R3为48.73mm。
燃气导流管5包括依次连接的燃气导流管平直段9、燃气导流管弯曲段10、燃气导流管斜直段11，燃气导流管平直段9的一端连通喷管入口7，燃气导流管斜直段11的一端连通喷管出口8；燃气导流管5的直径R4为2mm，燃气导流管平直段9长度L1为73.95mm；燃气导流管弯曲段10外侧的弧度和弧长L3分别为54.2°和32.44mm；燃气导流管斜直段11长度L2为10.12mm，其内侧面与喷管扩张段4壁面的夹角α为65.8°。
本实施例的整个流场总温为300K，总压为101325Pa。喷管入口总温为800K，总压为0.6MPa。从图7和图8的马赫数云图对比可以看出，常规无阀门laval喷管沿轴向水平喷出燃气，而本实施例打开单阀门的射流-控制一体化推力矢量喷管喷出的燃气在径向上发生了偏转，偏转角为14.03°，达到控制飞行器快速做出俯仰、偏航和滚转的目的。
以上所述仅为本发明较佳的实施例，并非因此限制本发明的实施方式及保护范围，对于本领域技术人员而言，应当能够意识到凡运用本发明说明书及图示内容所作出的等同替换和显而易见的变化所得到的方案，均应当包含在本发明的保护范围内。
Claims (1)
1.一种射流控制一体化推力矢量喷管，其特征在于，包括拉瓦尔喷管、若干燃气导流管(5)，所述拉瓦尔喷管主要由依次连接的喷管收缩段(3)、喷管喉部(6)、喷管扩张段(4)组成，喷管收缩段(3)的入口端为喷管入口(7)、喷管扩张段(4)的出口端为喷管出口(8)，所述燃气导流管(5)连通喷管收缩段(3)和喷管扩张段(4)，若干燃气导流管(5)沿拉瓦尔喷管周向均匀排列，燃气导流管(5)连通喷管入口(7)的一端设置有涡流阀(2)，涡流阀(2)受涡流阀控制器(1)控制；
所述燃气导流管(5)为四根，四根燃气导流管(5)沿拉瓦尔喷管周向均匀排列；
燃气导流管(5)包括依次连接的燃气导流管平直段(9)、燃气导流管弯曲段(10)、燃气导流管斜直段(11)，燃气导流管平直段(9)的一端连通喷管入口(7)，燃气导流管斜直段(11)的一端连通喷管出口(8)；
燃气导流管(5)的直径为2mm，燃气导流管平直段(9)长度为73.95mm；燃气导流管弯曲段(10)外侧的弧度和弧长分别为54.2°和32.44mm；燃气导流管斜直段(11)长度为10.12mm，其内侧面与喷管扩张段(4)壁面的夹角α为65.8°；
射流控制一体化推力矢量喷管的长度由具体发动机确定，喷管入口(7)直径为78.52mm，喷管喉部(6)直径为28mm，喷管出口(8)直径为48.73mm。
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