[發明專利]一種多軸固定幾何氣動矢量噴管結構

在審

• 申請號: 201410123385.0
• 申請日: 2014-03-31
• 公開（公告）號: CN103899434A
• 公開（公告）日: 2014-07-02
• 發明（設計）人: 史經緯;王占學;孫嘯林;劉增文;周莉;章葉川
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: F02K1/78
• 分類號: F02K1/78
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

技術領域：

本發明涉及航空發動機技術領域，尤其是一種應用于航空發動機新型排氣系統結構，具體地說是一種多軸固定幾何氣動矢量噴管結構。

背景技術：

推力矢量(Thrust?Vectoring)技術是指飛機或導彈等飛行器的動力裝置不僅為飛行提供向前飛行的推力，而且通過對噴管主流的控制，使得推力方向發生偏轉，產生附加的翻滾、俯仰、偏航與反推力矩，用于補充或取代氣動舵面的控制。按照推力矢量的實現方法，又可分為機械式推力矢量技術與固定幾何氣動推力矢量技術。

考慮到機械式推力矢量噴管本身固有的缺點：噴管重量大、在高溫環境下運動件的數目多、冷卻要求高、隱身性能力差、可靠性低、成本高等，使得國內外越來越多的研究人員開始探索新型推力矢量噴管以代替機械調節式——氣動式推力矢量噴管，即通過二次流控制，實現主流方向的改變。氣動控制矢量噴管的研究始于上世紀50年代末，只不過應用對象是火箭發動機，到了1962年，Olson、Comparin、Warren等人為了檢驗小型邏輯控制裝置的可行性，曾經嘗試采用二次流噴射的方法實現小流量主流流動方向的變化，直到20世紀90年代初才針對航空推進系統展開流體推力矢量技術研究。1991年，Gilbert研究發現，通過在噴管壁面采用高壓二次流噴射，可以實現噴管出口氣流流動方向的偏轉，產生非軸向的推力矢量。之后，國外的研究機構開展了多種氣動推力矢量控制方式的研究，在十幾年的時間里，國外的研究機構開展了各種流體推力矢量控制方式的研究，但綜合起來，主要集中在以下及種控制方法，即激波矢量控制(SVC)技術、噴管喉部偏移(TS)技術、逆流控制(CF)技術，同向流(Co-F)控制技術，雙喉道控制(DTC)技術，脈沖噴射控制(PIC)技術以及合成射流控制(SJC)技術。盡管每一種方法實現推力矢量的方式不同，但是其控制原理都是利用二次流對主流的干擾形成推力矢量。然而可以看出。近些年來所研究的各種類型的固定幾何氣動矢量噴管的主要特征均為其只能實現單方向的推力矢量控制，即只能進行俯仰推力矢量控制或者偏航推力矢量控制，無法滿足現代戰機對航空發動機排氣系統推力矢量多功能的需求。

發明內容：

為了克服背景技術中的不足，實現航空發動機排氣系統多軸推力矢量的功能，本發明提供了一種多軸固定幾何氣動矢量噴管結構；該結構針對以往固定幾何氣動矢量噴管功能單方向性進行改進，既能完成單方向推力矢量操縱(含俯仰、偏航)，又能有效的結合二者進行多維度的控制，從而大幅度的提升固定幾何氣動矢量噴管的功用。

本發明一種多軸固定幾何氣動矢量噴管結構，其特征在于，其結構包括：上下高壓二次流噴射管道，矩形收斂-擴張噴管，左右二次流抽吸管道，左右科恩達曲面以及噴管與飛機機體連接的蒙皮組成，上部高壓二次流噴射管道和下部高壓二次流噴射管道設置在矩形收斂-擴張噴管的上下兩側，為圓轉方管道構成，上部高壓二次流噴射管道和下部高壓二次流噴射管道的圓管段與航空發動機高壓部件如風扇、壓氣機的放氣系統相連，并且在連接管道上設置節流裝置用以控制高壓二次流流量；二次流抽吸管道在矩形收斂-擴張噴管的左右兩側，命名為左側二次流抽吸管道和右側二次流抽吸管道；其幾何特征也具有圓轉方特性，與左右側二次流抽吸管道共同完成偏航推力矢量控制的構件是右側科恩達曲面和左側科恩達曲面，對于上部噴管與飛機連接的蒙皮、下部噴管與飛機連接的蒙皮、左側噴管與飛機連接的蒙皮和右側噴管與飛機連接的蒙皮其應該在包容高壓二次流噴射管道與抽吸二次流管道的前提下盡量減小尺寸，該處蒙皮的收縮角度不大于7度，從而大大的減小飛機后體阻力。

作為優選，所述上部高壓二次流噴射管道和下部高壓二次流噴射管道的矩形噴射口處寬度與矩形收斂-擴張噴管的寬度相同，上部高壓二次流噴射管道和下部高壓二次流噴射管道的矩形噴射口在矩形收斂擴張噴管擴張段的靠后部分，原則上其軸向位置相對于噴管擴張段的長度大于0.7，以保證俯仰推力矢量效率大于1；矩形收斂-擴張噴管是擴張角度不大于15度，收斂角度30-40度，噴管出口比喉部面積大于1.69(保證其出口Ma數大于2)，并且出口寬高比在1.2-2.0之間的二元噴管。

作為優選，所述左右側二次流抽吸管道的矩形口的寬度與矩形收斂-擴張噴管的高度大小相同，且該矩形口的位置與矩形收斂-擴張噴管的出口在同一平面內；左右側二次流抽吸管道的圓管段與真空抽吸裝置連接，通過對真空裝置的真空度的控制實現偏航推力矢量角度大小的控制。