CN205423089U - 一种基于等离子体流动控制的射流推力矢量装置 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种基于等离子体流动控制的射流推力矢量装置，包括推力矢量喷管和等离子体激励器，所述的推力矢量喷管包含进气道、气流过渡段和扩张段，及该推力矢量喷管产生主射流，提供推力；所述的等离子体激励器对主射流进行控制。本实用新型无需外接气源和复杂的气流管道，等离子体激励器的响应速度更快。
Description
技术领域
本实用新型属于飞行器发动机推力矢量控制领域，具体涉及一种基于等离子体流动控制的射流推力矢量装置。
背景技术
传统的飞机动力装置的设计中，认为发动机只能提供向前的推力，而飞机进行转弯、爬升、俯冲和横滚等姿态控制时，只能依靠气动舵面的偏转产生非对称气动力矩来实现。推力矢量技术的出现，改变了这种现象，推力矢量装置具有操纵飞机的偏航、俯仰、横滚等能力。敏捷性和过失速机动飞行是未来战斗机的发展方向，推力矢量装置能够提高飞机的机动性和敏捷性，甚至具有过失速状态下的机动能力。在低速大迎角下，飞机的气动舵面的效能是很低或者根本就是失效的，推力矢量装置几乎不受这种影响，可以用来代替部分气动操纵舵面的作用。目前，推力矢量装置通常采用机械式，包括调节挡板、偏转调节片和喷管整体偏转。在实际应用中，机械式的推力矢量装置由于零部件较多，通常具有成百上千个零件，使飞机结构更加复杂，增加了飞机的重量和成本，同时对维护也十分不利。
针对机械式推力矢量装置面临的一系列问题，提出了流体式推力矢量装置的设计思路。流体式推力矢量装置是借助于引入的二股喷射流去影响主流状态，使其改变方向，进而实现推力矢量控制。流体式推力矢量装置控制方案大致分为几种基本类型：激波矢量控制法、喉道偏斜法、反向流推力矢量控制和同向流推力矢量控制，这些方案仍在研究当中。流体式推力矢量装置无需复杂的作动部件，相对于机械式的重量更轻，可靠性也将得到很大的提高。同时，流体式推力矢量装置也有一些缺点：需要外接气源和布置复杂的气流管道。
发明内容
针对于上述现有技术的不足，本实用新型的目的在于提供一种基于等离子体流动控制的射流推力矢量装置，以解决现有技术中机械式的推力矢量装置零部件较多，增加了飞机的重量和成本，同时对维护也十分不利的问题；及流体式推力矢量装置需要外接气源和布置复杂的气流管道等问题。
为达到上述目的，本实用新型的一种基于等离子体流动控制的射流推力矢量装置，包括推力矢量喷管和等离子体激励器，所述的推力矢量喷管包含进气道、气流过渡段和扩张段，三者依序设置，及该推力矢量喷管产生主射流，提供推力；所述的等离子体激励器对主射流进行控制。
优选地，所述推力矢量喷管的扩张段的入口内壁上、下表面分别布置等离子体激励器。
优选地，所述的等离子体激励器为介质阻挡放电等离子体激励器。
优选地，所述的介质阻挡放电等离子体激励器包括连接在高压交流电源两端的两个电极，两个电极分别粘贴在推力矢量喷管的扩张段的入口内壁上、下表面，电极保持对称，两个电极均被绝缘材料覆盖，上下两侧绝缘材料之间充满空气，介质阻挡放电等离子体激励器会在推力矢量喷管的扩张段的入口处形成空间等离子体放电，在整个扩张段入口截面生成高速等离子体射流。
优选地，所述的等离子体激励器的电极均为铜电极，上下表面的两个电极尺寸一致。
本实用新型将等离子体激励器布置在推力矢量喷管的扩张段的入口处，利用等离子体激励器在推力矢量喷管的扩张段的入口处形成空间等离子体放电，在整个扩张段的入口截面生成高速等离子体射流，高速射流对推力矢量喷管中的主流起到一定的冲击致偏作用，等离子体射流的补充作用使得扩张段的入口一侧表面产生高压区，这样也会使推力矢量喷管中的主流两侧产生压力差，最终使得主流发生偏转。
本实用新型的有益效果：
本实用新型作用迅速、激励频带宽、没有活动部件、结构简单、不需要外接气源和布置复杂的气流管道，解决了其他流体式推力矢量装置需要外接气源等问题，由于等离子体的放电频率高达MHz，因此响应频率也大大高于常规的控制方式；同时，可以利用较简单的操作方式，改变喷管出口气流的方向，实现发动机推力的矢量化。
附图说明
图1为本实用新型装置的侧面立体示意图；
图2为本实用新型的整体结构俯视示意图；
图3为图2的A-A剖面示意图；
图4为本实用新型采用的介质阻挡放电等离子体激励器的结构示意图；
图5为本实用新型未开启等离子体激励器时示意图；
图6为本实用新型上表面电极接交流电源高压端下表面电极接交流电源低压端，开启等离子体激励器时示意图；
图7为本实用新型上表面电极接交流电源低压端下表面电极接交流电源高压端，开启等离子体激励器时示意图；
附图说明：1.进气道，2.气流过渡段，3.扩张段，4.等离子体激励器，5.铜电极，6.绝缘材料，7.高压交流电源。
具体实施方式
为了便于本领域技术人员的理解，下面结合实施例与附图对本实用新型作进一步的说明，实施方式提及的内容并非对本实用新型的限定。
参照图1、图2和图3所示，本实用新型的一种基于等离子体流动控制的射流推力矢量装置，包括推力矢量喷管和等离子体激励器4，所述的推力矢量喷管包含进气道1、气流过渡段2和扩张段3，三者依序设置；其中，在所述推力矢量喷管的扩张段3的入口内壁上、下表面分别布置等离子体激励器4。
参照图3、图4所示，所述等离子体激励器4为介质阻挡放电等离子体激励器，包括连接在高压交流电源7两端的两个电极，两个电极分别粘贴在推力矢量喷管的扩张段3的入口内壁上、下表面，电极均为铜电极5，并且保持对称，两个电极均被绝缘材料6覆盖，上、下两侧绝缘材料之间充满空气。
当飞机进行俯仰运动时，开启等离子体激励器4，如图6和图7所示，等离子体激励器4的上表面和下表面的两个电极是与高压交流电源7相连接的，会在推力矢量喷管的扩张段3的入口处形成空间等离子体放电，在整个扩张段3的入口截面生成高速等离子体射流，在等离子体射流的冲击下，推力矢量喷管内部主流的方向会发生一定偏转，从而推力矢量喷管出口处的气流发生偏转，使得发动机的推力矢量化；飞机产生俯仰力矩，这样就对飞机的俯仰姿态进行了控制。当关闭等离子体激励器4时，流场状态如图5所示。
由上述情况可以看出本实用新型采用等离子体流动控制的方式控制主流发生偏转，无需任何外接气源和布置复杂的气流管道，只需在推力矢量喷管的扩张段3的入口处布置等离子体激励器即可。将等离子体激励器4布置在推力矢量喷管的扩张段3的入口处，利用等离子体激励器4在推力矢量喷管的扩张段3的入口处形成空间等离子体放电，在整个扩张段3的入口截面生成高速等离子体射流，高速射流对推力矢量喷管中的主流起到一定的冲击致偏作用，等离子体射流的补充作用使得扩张段的入口一侧表面产生高压区，这样也会使推力矢量喷管中的主流两侧产生压力差，最终使得主流发生偏转。
本实用新型具体应用途径很多，以上所述仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型原理的前提下，还可以作出若干改进，这些改进也应视为本实用新型的保护范围。
Claims (5)
1.一种基于等离子体流动控制的射流推力矢量装置，其特征在于，包括推力矢量喷管和等离子体激励器，所述的推力矢量喷管包含进气道、气流过渡段和扩张段，三者依序设置，及该推力矢量喷管产生主射流，提供推力；所述的等离子体激励器对主射流进行控制。
2.根据权利要求1所述的基于等离子体流动控制的射流推力矢量装置，其特征在于，所述推力矢量喷管的扩张段的入口内壁上、下表面分别布置等离子体激励器。
3.根据权利要求1所述的基于等离子体流动控制的射流推力矢量装置，其特征在于，所述的等离子体激励器为介质阻挡放电等离子体激励器。
4.根据权利要求3所述的基于等离子体流动控制的射流推力矢量装置，其特征在于，所述的介质阻挡放电等离子体激励器包括连接在高压交流电源两端的两个电极，两个电极分别粘贴在推力矢量喷管的扩张段的入口内壁上、下表面，电极保持对称，两个电极均被绝缘材料覆盖，上下两侧绝缘材料之间充满空气，介质阻挡放电等离子体激励器会在推力矢量喷管的扩张段的入口处形成空间等离子体放电，在整个扩张段入口截面生成高速等离子体射流。
5.根据权利要求3或4所述的基于等离子体流动控制的射流推力矢量装置，其特征在于，所述的等离子体激励器的电极均为铜电极，上下表面的两个电极尺寸一致。
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