CN117022656B - 一种适用于高速隐身无人机的尾喷管装置及气流调节方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种适用于高速隐身无人机的尾喷管装置及气流调节方法，包括无人机机身，无人机机身尾端设有无人机机尾(1)，无人机机身内侧的尾部下方设有尾喷管(2)，所述尾喷管(2)出口与无人机机尾(1)之间的连接处设有气流吸附减弱机构(3)，尾喷管(2)的出口处设有推力线调节机构(4)；所述尾喷管(2)的下方设有红外特征减弱机构(5)。气流调节方法为利用气流吸附减弱机构来减弱机尾对气流的吸附作用，调节推力线；通过推力线调节机构来灵活调整气流推力线。本发明一方面方便推力线的调节且结构简单，另一方面还方便尾喷管排气温度的冷却。
Description
技术领域
本发明涉及无人机领域，特别是一种适用于高速隐身无人机的尾喷管装置及气流调节方法。
背景技术
由于一些无人机机型设计原因，导致该部分机型的尾喷管出口距离机尾尚有一定距离，且尾喷管出口紧贴机尾下壁面。故机尾下壁面会对尾喷口出口气流产生吸附作用(其大小可通过机尾所产生的合力大小进行衡量)，进而改变尾喷口出口气流的方向，改变推力线，影响无人机的飞行安全；目前调节推力线的尾喷管多采用矢量尾喷管的形式，其结构复杂，加工难度高，难以在中小型无人机上进行广泛应用。与此同时，尾喷管附近温度较高，为减弱尾喷流出口的温度，降低红外特征，提高无人机的隐身性能，目前有采用水冷、风冷等方式，但已有的水冷、风冷等技术方式结构复杂，往往需要额外的动力装置，对于中小型无人机来说往往难以进行广泛应用。
因此，亟需一款推力线调节方便且结构简单以及方便冷却的无人机尾喷管装置。
发明内容
本发明的目的在于，提供一种适用于高速隐身无人机的尾喷管装置及气流调节方法。本发明一方面方便推力线的调节且结构简单，另一方面还方便尾喷管排气温度的冷却。
本发明的技术方案：一种适用于高速隐身无人机的尾喷管装置，包括无人机机身，无人机机身尾端设有无人机机尾，无人机机身内侧的尾部下方设有尾喷管，所述尾喷管出口与无人机机尾之间的连接处设有气流吸附减弱机构，尾喷管的出口处设有推力线调节机构；所述尾喷管的下方设有红外特征减弱机构。
前述的一种适用于高速隐身无人机的尾喷管装置中，所述气流吸附减弱机构包括位于尾喷管出口两侧且与无人机机尾相连的弧形侧板；所述尾喷管出口的上壁面与无人机机尾的下壁面之间设有垂直壁面。
前述的一种适用于高速隐身无人机的尾喷管装置中，所述红外特征减弱机构包括位于无人机机身尾部下壁面的圆弧凸起，尾喷管下表面与圆弧凸起之间设有空气流动通道；所述圆弧凸起上设有气流入口，尾喷管出口处的下部还设有与无人机机身尾端转动连接的圆弧空心底板，且圆弧空心底板内的空腔与空气流动通道相对应；所述圆弧空心底板上设有气流出口。
前述的一种适用于高速隐身无人机的尾喷管装置中，所述气流出口位于圆弧空心底板的上表面。
前述的一种适用于高速隐身无人机的尾喷管装置中，所述推力线调节机构固定于尾喷管出口上侧的挡板，挡板内端与尾喷管之间设有内侧连接转轴，挡板上方设有上下调节组件，上下调节组件与挡板外端之间为转动连接；挡板与圆弧空心底板之间的左右两端设有连接杆，连接杆与挡板和圆弧空心底板之间设有转动组件。
前述的一种适用于高速隐身无人机的尾喷管装置中，所述上下调节组件包括固定于无人机机身尾部的舵机，舵机下方转动连接有上部连接杆，上部连接杆下端设有连接环；挡板外端设有与连接环相配合的外侧连接轴。
前述的一种适用于高速隐身无人机的尾喷管装置中，所述转动组件包括固定座，固定座中部设有轴承；所述连接杆包括杆体，杆体上下两端设有弯折杆，弯折杆与轴承相配合。
一种适用于高速隐身无人机的尾喷管装置的气流调节方法，利用气流吸附减弱机构来减弱机尾对气流的吸附作用，调节推力线；通过推力线调节机构来灵活调整气流推力线；与此同时，通过红外特征减弱机构来充分利用无人机空中高速飞行时的冷空气，以降低尾喷管出后附近温度，降低红外特征。
与现有技术相比，本发明针对尾喷管与机尾存在一定距离的无人机机型，通过在无人机尾喷管与无人机机尾连接处设置气流吸附减弱机构(通过将尾喷管出口两侧的三角侧板换成弧形侧板以及设置垂直壁面)，从而能有效减小机尾下壁面对尾喷口出口气流的吸附作用；还通过在尾喷管的出口设置推力线调节机构和红外特征减弱机构，两者相互配合，一方面可以实现灵活调整推力线方向的目的，另一方面还可以利用无人机飞行时的高速低温气流，实现尾喷管出口附近温度的降低，减弱红外特征。综上所述，本发明一方面方便推力线的调节且结构简单，另一方面还方便尾喷管排气温度的冷却。
附图说明
图1是本发明的结构示意图；
图2是本发明的立体视图；
图3是图2的局部放大图；
图4是本发明的后侧视图；
图5是红外特征减弱机构的结构视图；
图6是红外特征减弱机构的冷空气流动视图；
图7是推力线调节机构的局部放大视图；
图8是气流吸附减弱机构的结构视图；
图9是改动前后的速度分布图；
图10是改动前后的尾喷管静压分布图；
图11是改动前后的机尾静压分布图；
图12是改动前后的尾喷管出口处下部三角板的静压分布图。
附图中的标记为：1-无人机机尾，2-尾喷管，3-气流吸附减弱机构，4-推力线调节机构，5-红外特征减弱机构，301-弧形侧板，302-垂直壁面，501-圆弧凸起，502-空气流动通道，503-气流入口，504-圆弧空心底板，505-气流出口，401-挡板，402-内侧连接转轴，403-上下调节组件，404-连接杆，405-转动组件，431-舵机，432-上部连接杆，433-连接环，434-外侧连接轴，451-固定座，452-轴承，441-杆体，442-弯折杆
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步的说明，但并不作为对本发明限制的依据。
实施例。一种适用于高速隐身无人机的尾喷管装置，构成如图1-8所示，包括无人机机身，无人机机身尾端设有无人机机尾1，无人机机身内侧的尾部下方设有尾喷管2，其特征在于：所述尾喷管2出口与无人机机尾1之间的连接处设有气流吸附减弱机构3，尾喷管2的出口处设有推力线调节机构4；所述尾喷管2的下方设有红外特征减弱机构5。
所述气流吸附减弱机构3包括位于尾喷管2出口两侧且与无人机机尾1相连的弧形侧板301；所述尾喷管2出口的上壁面与无人机机尾1的下壁面之间设有垂直壁面302。
所述红外特征减弱机构5包括位于无人机机身尾部下壁面的圆弧凸起501，尾喷管2下表面与圆弧凸起501之间设有空气流动通道502；所述圆弧凸起501上设有气流入口503，尾喷管2出口处的下部还设有与无人机机身尾端转动连接的圆弧空心底板504，且圆弧空心底板504内的空腔与空气流动通道502相对应；所述圆弧空心底板504上设有气流出口505。
所述气流出口505位于圆弧空心底板504的上表面。
所述推力线调节机构4固定于尾喷管2出口上侧的挡板401，挡板401内端与尾喷管2之间设有内侧连接转轴402，挡板401上方设有上下调节组件403，上下调节组件403与挡板401外端之间为转动连接；挡板401与圆弧空心底板504之间的左右两端设有连接杆404，连接杆404与挡板401和圆弧空心底板504之间设有转动组件405。
所述上下调节组件403包括固定于无人机机身尾部的舵机431，舵机431下方转动连接有上部连接杆432，上部连接杆432下端设有连接环433；挡板401外端设有与连接环433相配合的外侧连接轴434。
所述转动组件405包括固定座451，固定座451中部设有轴承452；所述连接杆404包括杆体441，杆体441上下两端设有弯折杆442，弯折杆442与轴承452相配合。
一种适用于高速隐身无人机的尾喷管装置的气流调节方法，利用气流吸附减弱机构来减弱机尾对气流的吸附作用，调节推力线；通过推力线调节机构来灵活调整气流推力线；与此同时，通过红外特征减弱机构来充分利用无人机空中高速飞行时的冷空气，以降低尾喷管出后附近温度，降低红外特征。
所述圆弧空心底板的长度为小于等于尾喷管出口宽度L、长度小于等于尾喷管出口宽度L的1/3、高度为尾喷管出口与机身底面之间的距离H。
所述气流入口以及气流出口的面积小于等于S，
当无人机高速运动时，冷空气通过气流入口进入，沿着空气流动通道预尾喷管尾部接触，冷却尾喷管尾部的温度，经气流出口流出。在冷空气在流出后，还可以作用于尾喷管排出的尾气，降低尾气温度。
图6中，①为尾喷管内部的高温气流流向，②为飞机底部的低温冷空气流向，③为流经尾喷管尾部附近的冷却气流流向，④为冷却后的气流出口流向。
圆弧空心底板、气流入口、气流出口的设计过程:
1)圆弧空心底板最大情况：圆弧底板最大长度为尾喷口出口宽度L、宽度一般不超过长度的1/3(即1/3L),高度为尾喷口出口与机身底部的距离H。气流入口及气流出口的面积最大不超过
2)尾喷管壁面向冷却空气中的散热量可以表示为Q＝F×af(tm-ta)，式中的F为尾喷管壁面与冷却空气所接触的表面积，af为尾喷管壁面的放热系数，tm为尾喷管壁面的平均温度，ta为冷却空气温度。由公示可知单位时间内，冷却空气与尾喷管壁面所接触的面积F越大，则散热量越大，尾喷管附近温度越低，换言之，即单位时间内流经尾喷管附近的流量越大，散热效果越好。
3)气流入口及气流出口的面积S×机身外部空速V,即为尾喷管附近冷却空气的流量Qa。
4)在一定的空速V下(巡航速度)，进行数值模拟计算，得到不同气流入口及气流出口的面积S所对应的尾喷口附近温度T,并进行函数拟合，得到S和T的函数关系。
5)根据所需要的散热量，并结合气流进出口面积限制，及无人机设计需要。综合确定尾喷口出口附近圆弧底板及气流进出口设计。
本申请通过在机身下壁面设置圆弧凸起，在圆弧凸起上开设气流入口，在尾喷管的尾端设置圆弧空心底板，并在圆弧空心底板上开设气流出口，使得气流入口与气流出口之间的区域形成空气流通冷却腔，利用无人机飞行时的高速低温气流，实现尾喷管出口附近温度的降低，减弱红外特征。本申请无需额外新增动力操控装置，就可实现尾喷管的冷却，结构简单，操作方便，且使用成本和制作成本都极为的低廉。本申请的结构简单、成本低廉且无需额外增加动力操控装置。
另外，本发明还严格限定弧形空心底板的长、宽和高，气流入口和气流出口的面积，从而可以有效提高散热效果。将气流出口设置在圆弧底板的上表面，可以进一步与尾气接触来降低尾喷管出口附近温度，减弱红外特征。
所述气流吸附减弱机构中垂直壁面的高度为20mm。
两块弧形侧板位于垂直壁面的两侧。
弧形侧板包括直角型板体，直角型板体上设有弧形面。
当尾喷管出口与机尾下壁面存在一定高度的垂直壁面时，能够有效减小机尾下壁面对尾喷口出口气流的吸附作用。根据fluent仿真计算，在某型无人机中，相同条件时，当垂直壁面高度达到20mm时，机尾下壁面对尾喷口出口气流的吸附作用可以减小60％。
传统尾喷口出口两侧的多采用三角侧板，根据fluent仿真结果计算，三角侧板会对尾喷口出口气流产生向上的挤压约束作用，增强机尾下壁面对尾喷口出口气流的吸附作用。我们将尾喷口出口两侧的三角侧板换成弧形侧板，能有效减小机尾下壁面对尾喷口出口气流的吸附作用，根据数值仿真模拟结果，弧形侧板的侧板投影面积越小、其所减小的机尾下壁面对尾喷口出口气流的吸附作用越大。
圆弧侧板及垂直壁面的具体设计过程：
1：明确工作状态，即尾喷管的进口压力，环境压力，飞行速度等。
2：基于所明确的工作状态，通过fluent数值仿真计算当垂直壁面高度为0、三角侧板的侧板投影面积为S时，机尾所受到的合力F。
3：基于所明确的工作状态，通过fluent数值分别计算垂直壁面高度H0、弧形侧板的侧板投影面积S0；垂直壁面高度H1、弧形侧板的侧板投影面积S1；垂直壁面高度H2、弧形侧板的侧板投影面积S2；垂直壁面高度H3、弧形侧板的侧板投影面积S3时，机尾所受到的合力F0、F1、F2、F3。
4:F0、F1、F2、F3分别减去F。得到f0、f1、f2、f3(即机尾所变化的合力大小)。根据(H0、S0、f0)、(H1、S1、f1)、(H2、S2、f2)、(H3、S3、f3)绘制纵坐标为垂直壁面高度H、横坐标为弧形侧板的侧板投影面积S下的f散点图，并进行函数拟合。
5：根据样条函数，结合无人机的具体设计需求，确定机尾所需减小的合力f，以及垂直壁面高度H,弧形侧板的侧板投影面积S。
本申请对弧形侧板和三角侧板进行了测试，测试结果如表1(弧形侧板)和表2(三角侧板)所示。
表1.侧板为弧形侧板的测试结果
表2.侧板为传统三角侧板的测试结果
结果对比：(1)原始三角侧板会导致机尾增加约100牛米的抬头力矩；
(2)新的弧形侧板会导致机尾增加约30牛米的抬头力矩；
(3)新的弧形侧板和原始侧板相比，能有效减小机尾的抬头力矩，减小的量约70牛米。
综上，本申请将尾喷管出口两侧的三角侧板换成弧形侧板，能有效减小机尾下壁面对尾喷口出口气流的吸附作用，根据数值仿真模拟结果，弧形侧板的侧板投影面积越小、其所减小的机尾下壁面对尾喷口出口气流的吸附作用越大。
另一方面，本发明在尾喷管出口与机尾下壁面之间设置一定高度的垂直壁面，能够有效减小机尾下壁面对尾喷口出口气流的吸附作用。根据fluent仿真计算，在某型无人机中，相同条件时，当垂直壁面高度达到20mm时，机尾下壁面对尾喷口出口气流的吸附作用可以减小60％。
本申请通过上述结构之间的相互配合，不仅能够有效减小机尾下壁面对尾喷管出口气流吸附作用，而且结构极为简单。
所述推力线调节机构的调节过程：尾喷管出口有上下分布的圆弧空心底板和挡板，圆弧空心底板和挡板通过转动组件以及连接杆进行连接，舵机与挡板之间通过上部连接杆、连接环和外侧连接轴、连接环进行相连。当需要向下调节推力线时，舵机推动上部连接杆向下运动进而带动圆弧空心底板和挡板向下运动，调节尾喷管出口方向向下调节；当需要向上调节推力线时，舵机拉动上部连接杆向上运动进而带动圆弧空心底板和挡板向上运动，调节尾喷管出口方向向上调节。本申请可通过简单的机械结构，实现尾喷管的推力线调整。
上下调节组件的具体调节过程：舵机工作，带动上部连接杆上下移动，进而带动上侧的挡板绕着内侧连接转轴向上或向下旋转，上侧的挡板在上下旋转的过程中，会经连接杆和转动组件同步带动下侧的圆弧空心底板跟随着上侧的挡板绕着内侧连接转轴上下旋转。
本申请通过在尾喷管出口的上下两侧设置与尾喷管出口端转动连接的圆弧空心底板和挡板，两块圆弧空心底板和挡板通过转动组件以及连接杆进行连接，通过上侧的上下调节组件来实现圆弧空心底板和挡板的上下同步调节，进而改变尾喷管出口推力线，不仅结构简单，还便于加工和操作。本申请通过上述结构之间的相互配合，以此来实现通过简单的机械结构，实现尾喷管的推力线调整。
Claims (4)
1.一种适用于高速隐身无人机的尾喷管装置，包括无人机机身，无人机机身尾端设有无人机机尾(1)，无人机机身内侧的尾部下方设有尾喷管(2)，其特征在于：所述尾喷管(2)出口与无人机机尾(1)之间的连接处设有气流吸附减弱机构(3)，尾喷管(2)的出口处设有推力线调节机构(4)；所述尾喷管(2)的下方设有红外特征减弱机构(5)；
所述气流吸附减弱机构(3)包括位于尾喷管(2)出口两侧且与无人机机尾(1)相连的弧形侧板(301)；所述尾喷管(2)出口的上壁面与无人机机尾(1)的下壁面之间设有垂直壁面(302)；
所述红外特征减弱机构(5)包括位于无人机机身尾部下壁面的圆弧凸起(501)，尾喷管(2)下表面与圆弧凸起(501)之间设有空气流动通道(502)；所述圆弧凸起(501)上设有气流入口(503)，尾喷管(2)出口处的下部还设有与无人机机身尾端转动连接的圆弧空心底板(504)，且圆弧空心底板(504)内的空腔与空气流动通道(502)相对应；所述圆弧空心底板(504)上设有气流出口(505)；
所述气流出口(505)位于圆弧空心底板(504)的上表面；
所述推力线调节机构(4)固定于尾喷管(2)出口上侧的挡板(401)，挡板(401)内端与尾喷管(2)之间设有内侧连接转轴(402)，挡板(401)上方设有上下调节组件(403)，上下调节组件(403)与挡板(401)外端之间为转动连接；挡板(401)与圆弧空心底板(504)之间的左右两端设有连接杆(404)，连接杆(404)与挡板(401)和圆弧空心底板(504)之间设有转动组件(405)。
2.根据权利要求1所述的一种适用于高速隐身无人机的尾喷管装置，其特征在于：所述上下调节组件(403)包括固定于无人机机身尾部的舵机(431)，舵机(431)下方转动连接有上部连接杆(432)，上部连接杆(432)下端设有连接环(433)；挡板(401)外端设有与连接环(433)相配合的外侧连接轴(434)。
3.根据权利要求2所述的一种适用于高速隐身无人机的尾喷管装置，其特征在于：所述转动组件(405)包括固定座(451)，固定座(451)中部设有轴承(452)；所述连接杆(404)包括杆体(441)，杆体(441)上下两端设有弯折杆(442)，弯折杆(442)与轴承(452)相配合。
4.应用权利要求1-3中任一项所述的一种适用于高速隐身无人机的尾喷管装置的气流调节方法，其特征在于：利用气流吸附减弱机构来减弱机尾对气流的吸附作用，调节推力线；通过推力线调节机构来灵活调整气流推力线；与此同时，通过红外特征减弱机构来充分利用无人机空中高速飞行时的冷空气，以降低尾喷管出后附近温度，降低红外特征。
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2023
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