CN116771540A - 一种多段式大偏转角度二元矢量喷管、方法及应用 - Google Patents

Abstract

本发明一种多段式大偏转角度二元矢量喷管、方法及应用，属于航空发动机领域；包括圆转方筒段，圆转方筒段的前端圆形接口与发动机出口连接，后端方形出口沿轴向延伸方向设置有角度偏转机构；所述角度偏转机构包括沿周向设置的侧板和随动组件，两个侧板对称设置于后端方形出口的横向两侧，两组随动组件分别耦合于后端方形出口的上下侧、并位于两侧板之间；由两个侧板和上下随动组件围成喷流出口；所述随动组件由多个角度调节板顺序铰接而成，相邻角度调节板之间能够相对转动，通过调节各角度调节板的转动角度实现喷流出口的偏转角度调节，使得喷流出口最大偏转角达到90°。本发明解决了现有技术中，常规二元矢量喷管无法实现大角度矢量偏转的问题。

Description

一种多段式大偏转角度二元矢量喷管、方法及应用

技术领域

本发明属于航空发动机领域，具体涉及一种多段式大偏转角度二元矢量喷管、方法及应用。

背景技术

随着现代航空军事技术的不断提高，战机的生存环境日益恶化。为了能在各类空战中取得优势、提高生存率，对飞机性能提出了更高的要求。推力矢量技术赋予了战机前所未有的机动性和敏捷性，大大提高了其作战效能和生存能力。矢量喷管是推力矢量技术的核心部件，其使飞行器具有高机动性、短距离起飞甚至垂直起降的优点。矢量喷管主要分为二元矢量喷管和轴对称推力矢量喷管。其中，二元矢量喷管有两个特点：一是机动性较强。上下可调的矢量喷管提供了控制俯仰的能力，可以在俯仰维度提高飞机的机动性。二是降低红外线特征，矩形喷口能使高温尾喷流与冷空气充分混合，从而降低了飞机的红外线特征。

目前的二元矢量喷管上下均为单板结构，由于流通面积的限制，其偏转能力有限，只能实现20°左右偏转，不能实现真正意义上的短距离垂直起降。

发明内容

要解决的技术问题：

为了避免现有技术的不足之处，本发明提供一种多段式大偏转角度二元矢量喷管及调节推力的方法，通过安装于圆转方出口上下边缘的随动组件，增大二元矢量喷管的大偏转角度调节(最大可实现90°的偏转角调节)，进而完成飞行器短距离垂直起降过程的优化。本发明解决了现有技术中，常规二元矢量喷管无法实现大角度矢量偏转的问题。

本发明的技术方案是：一种多段式大偏转角度二元矢量喷管，包括圆转方筒段，所述圆转方筒段的前端圆形接口与发动机出口连接，后端方形出口沿轴向延伸方向设置有角度偏转机构；所述角度偏转机构包括沿周向设置的侧板和随动组件，两个侧板对称设置于后端方形出口的横向两侧，两组随动组件分别耦合于后端方形出口的上下侧、并位于两侧板之间；由两个侧板和上下随动组件围成喷流出口；

所述随动组件由多个角度调节板顺序铰接而成，相邻角度调节板之间能够相对转动，通过调节各角度调节板的转动角度实现喷流出口的偏转角度调节，使得喷流出口最大偏转角达到90°。

本发明的进一步技术方案是：所述相邻角度调节板之间、与圆转方筒段后端方形出口铰接的第一调节片均能够相对偏转15～20°。

本发明的进一步技术方案是：所述角度调节板为矩形平板，其长边为铰接边，短边边长为其宽度；所述侧板的宽度大于等于随动组件的各角度调节板的宽度和，高度为角度调节板宽度的4～5倍；使得侧板能够覆盖到上下随动组件的任一偏转位置。

本发明的进一步技术方案是：所述两个侧板之间的距离等于角度调节板的长度，用以保证喷流出口的气密性。

本发明的进一步技术方案是：所述随动组件至少包括三个顺序铰接的角度调节板，且铰接处做密封处理。

本发明的进一步技术方案是：所述上下随动组件各包括三个角度调节板，分别为上第一角度调节片、上第二角度调节片、上第三角度调节片、下第一角度调节片、下第二角度调节片、下第三角度调节片；两块第一角度调节片分别密封铰接于圆转方筒段出口上下边，两块第二角度调节片分别密封铰接于第一角度调节片，两块第三角度调节片分别密封铰接于第二角度调节片；所述侧板的宽度等于3倍角度调节板宽度。

本发明的进一步技术方案是：所述两个侧板分别通过焊接固定于圆转方筒段出口的两侧，且侧板长边中心与圆转方两侧边中心对齐焊接；所述圆转方筒段与侧板厚度相同。

本发明的进一步技术方案是：所述随动组件中的各角度调整板的转动角度与喷口偏转角度相对应，由喷口偏转角度确定各角度调整板的转角，并施加随动控制。

一种多段式大偏转角度二元矢量喷管调节推力的方法为：

当喷管处于常规状态时，所述上下随动组件的各角度调节片均处于水平位置，此时喷管水平无矢量；

当喷管处于下矢量状态时，所述上下随动组件的各角度调节片分别顺序向下转动，转动角度由设定的喷口偏转角度控制；此时，喷流方向向下，喷管此时获得向上的推力；

当喷管处于上矢量状态时，所述上下随动组件的各角度调节片分别顺序向上转动，转动角度由设定的喷口偏转角度控制；此时，喷流方向向上，喷管此时获得向下的推力。

一种多段式大偏转角度二元矢量喷管的应用，所述二元矢量喷管应用于飞机的推力矢量控制，在俯仰方向上产生垂直于飞机轴线附加力矩。

有益效果

本发明的有益效果在于：应用本发明技术方案的二元矢量喷管，通过矩形喷口能使高温尾喷流与冷空气充分混合，从而降低了飞行器的红外线特征；对飞机施加了推力矢量控制，在俯仰方向上产生垂直于飞机轴线附加力矩，使发动机具备更高的矢量性能，从而提升飞行器的机动性能和生存性能，优化了飞行器短距离垂直起降过程。

本发明通过沿轴向延伸方向设置的随动组件，扩大了喷口的偏转角范围，最大可实现90°偏转；所述随动组件由多个角度调节板顺序铰接而成，各角度调节板的转动角度能够独立调节，能够快速完成整个喷口的偏转角度调整；将喷口偏转角度与矢量推力相对应，能够通过调节角度调节板的转角精准控制飞机所需矢量推力。

本发明上下随动组件内各角度调节片之间相互采用密封铰接连接，因此具有优异的密封性，可以提高发动机的矢量推力性能，从而大大增强飞行器的机动性，提高飞行器的作战能力和生存能力，解决了现有二元矢量喷管偏转角度过小的问题；本发明的难点在于，利用相互铰接的调节片和侧板构成密封的喷管流道，大大减少了喷管的漏气损失，同时提高了喷管的矢量推力性能。

优选的，将相邻角度调节板之间、与圆转方筒段后端方形出口铰接的第一调节片均相对偏转角度设定为15～20°，每组随动组件内角度调节板的数量限定为至少3个，才能使得喷流出口最大偏转角达到90°。

优选的，将侧板的宽度设定为大于等于随动组件的各角度调节板的宽度和，高度为角度调节板宽度的4～5倍，使得侧板能够覆盖到上下随动组件的任一偏转位置；同时限定两个侧板之间的距离等于角度调节板的长度，保证了整个喷口流道的完整性和气密性，不会导致漏气损失。

附图说明

图1是喷管整体轴视图；

图2是喷管整体俯视图；

图3是喷管整体仰视图；

图4是圆转方筒段轴视图；

图5是圆转方筒段左视图；

图6是喷管向下偏转；

图7是喷管向上偏转；

图8是喷管向下偏转数值模拟温度分布图(单位K)；

图9是喷管向下偏转数值模拟密度分布图(单位kg/m³)；

附图标记说明：1、圆转方筒段，2、侧板，3、侧板，4、上第一角度调节片，5、上第二角度调节片，6、上第三角度调节片，7、下第一角度调节片，8、下第二角度调节片，9、下第三角度调节片。

具体实施方式

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。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”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的限制。

参照图1～图3所示，本发明的实施例一种多段式大偏转角度二元矢量喷管，包括圆转方筒段1、侧板2、侧板3、上第一角度调节片4、上第二角度调节片5、上第三角度调节片6、下第一角度调节片7、下第二角度调节片8、下第三角度调节片9。圆转方筒段1圆形进口通过耐高温螺栓连接于发动机出口，圆转方筒段1方形出口两侧分别于侧板2、侧板3长边焊接，圆转方筒段1矩形出口上侧于上第一角度调节片4长边铰接，上第二角度调节片5与上第一角度调节片4另一长边铰接，上第三角度调节片6与上第二角度调节片5另一长边铰接；圆转方筒段1矩形出口下侧于下第一角度调节片7长边铰接，下第二角度调节片8与下第一角度调节片7另一长边铰接，下第三角度调节片9与下第二角度调节片8另一长边铰接。圆转方筒段1与六块调节片以及两个侧板的内壁面构成密封的气流通道，经过圆转方1进口的发动机高温气体通过此密封通道喷出。

优选的，所述两个侧板均为矩形板，其中一长边焊接于圆转方出口两侧，两块侧板间距为圆转方段方形出口边长。

优选的，所述两个侧板水平边为短边，竖直边为长边，其中短边长度等于3倍调节片宽度，长边长度为4～5倍调节片宽度。

优选的，所述6个调节片均为相同尺寸矩形调节片，其中铰接边均为长边，相邻调节片之间、第一调节片与圆转方出口均可相对偏转15～20°。

由侧板2、侧板3、上第一角度调节片4、上第二角度调节片5、上第三角度调节片6、下第一角度调节片7、下第二角度调节片8、下第三角度调节片9构成角度偏转机构；上第一角度调节片4、上第二角度调节片5、上第三角度调节片6构成上随动组件，下第一角度调节片7、下第二角度调节片8、下第三角度调节片9构成下随动组件。所述角度偏转机构还包括驱动部件，驱动部件通过连接件控制角度调节板的转角，以保证可以在水平或偏转状态下保持稳定。

应用本发明技术方案的二元矢量喷管，通过矩形喷口能使高温尾喷流与冷空气充分混合，从而降低了飞行器的红外线特征，提高了飞行器的红外和雷达隐身性能。通过调节上下三块调节片进行偏转运动，可以使喷管获得大角度偏转推力，提高飞行器的机动能力和生存能力，解决了现有技术中二元矢量喷管偏转角度过小的问题。

具体地，如图4和图5所示，圆转方筒段1通过三个螺栓接口可与发动机固连。圆转方筒段1型面从圆形入口收缩逐渐过渡至方形出口，其中圆形入口直径与发动机尺寸匹配。圆转方筒段1出口截面为方形，截面宽高比为1：1。

如图2和图3所示，6块调节片均为矩形，两块第一角度调节片分别密封铰接于圆转方出口上下边，两块第二角度调节片分别密封铰接于第一角度调节片，两块第三角度调节片分别密封铰接于第二角度调节片。

本实施例一种多段式大偏转角度二元矢量喷管调节推力的方法，具体如下：

所述上侧3个调节片与下侧3个调节片在喷管处于常规状态时，均处于水平位置，此时喷管水平无矢量。

如图6所示，喷管处于下矢量状态时，上侧第一角度调节片4相对圆转方筒段1出口向下偏转，第二角度调节片5与第三角度调节片6依次向下偏转；同时下侧第一角度调节片7相对圆转方筒段1出口向下偏转，第二角度调节片8与第三角度调节片9依次向下偏转，喷流方向向下，喷管此时获得向上的推力。

如图7所示，喷管处于上矢量状态时，上侧第一角度调节片4相对圆转方筒段1出口向上偏转，第二角度调节片5与第三角度调节片6依次向上偏转；同时下侧第一角度调节片7相对圆转方筒段1出口向上偏转，第二角度调节片8与第三角度调节片9依次向上偏转，喷流方向向上，喷管此时获得向下的推力。

当喷管向下偏转时，对其进行数值模拟，设定喷管入口总温为800K，落压比3，环境压力101325Pa，其温度分布如图8，密度分布如图9。数值模拟推力结果如下表：

由上表可以看出，推力矢量角已经达到60度，远远超过常规二元矢量喷管，因此该构型二元矢量喷管可以实现大角度范围偏转。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (10)

1.一种多段式大偏转角度二元矢量喷管，其特征在于：包括圆转方筒段，所述圆转方筒段的前端圆形接口与发动机出口连接，后端方形出口沿轴向延伸方向设置有角度偏转机构；所述角度偏转机构包括沿周向设置的侧板和随动组件，两个侧板对称设置于后端方形出口的横向两侧，两组随动组件分别耦合于后端方形出口的上下侧、并位于两侧板之间；由两个侧板和上下随动组件围成喷流出口；

所述随动组件由多个角度调节板顺序铰接而成，相邻角度调节板之间能够相对转动，通过调节各角度调节板的转动角度实现喷流出口的偏转角度调节，使得喷流出口最大偏转角达到90°。

2.根据权利要求1所述一种多段式大偏转角度二元矢量喷管，其特征在于：所述相邻角度调节板之间、与圆转方筒段后端方形出口铰接的第一调节片均能够相对偏转15～20°。

3.根据权利要求2所述一种多段式大偏转角度二元矢量喷管，其特征在于：所述角度调节板为矩形平板，其长边为铰接边，短边边长为其宽度；所述侧板的宽度大于等于随动组件的各角度调节板的宽度和，高度为角度调节板宽度的4～5倍；使得侧板能够覆盖到上下随动组件的任一偏转位置。

4.根据权利要求3所述一种多段式大偏转角度二元矢量喷管，其特征在于：所述两个侧板之间的距离等于角度调节板的长度，用以保证喷流出口的气密性。

5.根据权利要求4所述一种多段式大偏转角度二元矢量喷管，其特征在于：所述随动组件至少包括三个顺序铰接的角度调节板，且铰接处做密封处理。

6.根据权利要求5所述一种多段式大偏转角度二元矢量喷管，其特征在于：所述上下随动组件各包括三个角度调节板，分别为上第一角度调节片、上第二角度调节片、上第三角度调节片、下第一角度调节片、下第二角度调节片、下第三角度调节片；两块第一角度调节片分别密封铰接于圆转方筒段出口上下边，两块第二角度调节片分别密封铰接于第一角度调节片，两块第三角度调节片分别密封铰接于第二角度调节片；所述侧板的宽度等于3倍角度调节板宽度。

7.根据权利要求1所述一种多段式大偏转角度二元矢量喷管，其特征在于：所述两个侧板分别通过焊接固定于圆转方筒段出口的两侧，且侧板长边中心与圆转方两侧边中心对齐焊接；所述圆转方筒段与侧板厚度相同。

8.根据权利要求1所述一种多段式大偏转角度二元矢量喷管，其特征在于：所述随动组件中的各角度调整板的转动角度与喷口偏转角度相对应，由喷口偏转角度确定各角度调整板的转角，并施加随动控制。

9.一种权利要求1-8任一项所述多段式大偏转角度二元矢量喷管调节推力的方法，其特征在于：

当喷管处于常规状态时，所述上下随动组件的各角度调节片均处于水平位置，此时喷管水平无矢量；

当喷管处于下矢量状态时，所述上下随动组件的各角度调节片分别顺序向下转动，转动角度由设定的喷口偏转角度控制；此时，喷流方向向下，喷管此时获得向上的推力；

当喷管处于上矢量状态时，所述上下随动组件的各角度调节片分别顺序向上转动，转动角度由设定的喷口偏转角度控制；此时，喷流方向向上，喷管此时获得向下的推力。

10.一种权利要求1-8任一项所述多段式大偏转角度二元矢量喷管的应用，其特征在于：所述二元矢量喷管应用于飞机的推力矢量控制，在俯仰方向上产生垂直于飞机轴线附加力矩。