一种飞行器推力矢量喷口制造技术

本实用新型专利技术涉及一种飞行器推力矢量喷口，属于飞行器控制技术领域，所述矢量喷口包括：喷管；连杆，所述连杆中部连接于所述喷管一端边缘，用于支撑喷管运动；第一偏转控制机构及第二偏转控制机构，第一偏转控制机构设置于所述连杆两端，所述第一偏转控制机构控制所述喷管以连杆中部的连接点做偏转运动，第二偏转控制机构安装连接于第一偏转控制机构，第二偏转控制机构控制第一偏转控制机构、喷管以所述连杆做俯仰运动，所述第二偏转控制机构通过支臂及安装座固定至发动机结构上。本实用新型专利技术的飞行器推力矢量喷口结构简单，能够完成飞行器的发射与飞行控制要求，相比传统推力矢量喷口，成本更加低廉，通过更少的付出得到提高飞机的控制能力。

A thrust vectoring nozzle for aircraft

The utility model relates to an aircraft thrust vector nozzle, which belongs to the field of aircraft control technology. The vector nozzle comprises a nozzle; a connecting rod, the middle part of which is connected to one end edge of the nozzle for supporting nozzle movement; a first deflection control mechanism and a second deflection control mechanism; and a first deflection control mechanism. The first deflection control mechanism controls the nozzle to deflect with the connecting point in the middle of the connecting rod, the second deflection control mechanism is mounted on the first deflection control mechanism, and the second deflection control mechanism controls the first deflection control mechanism, the nozzle to pitch with the connecting rod, and the second deflection control mechanism is mounted on the first deflection control mechanism. The deflection control mechanism is fixed to the engine structure through the supporting arm and the mounting base. The thrust vector nozzle of the aircraft of the utility model has simple structure, and can fulfill the requirements of the launch and flight control of the aircraft. Compared with the traditional thrust vector nozzle, the cost is lower, and the control ability of the aircraft is improved through less effort.

【技术实现步骤摘要】
一种飞行器推力矢量喷口
本技术属于飞行器结构设计
，尤其涉及一种飞行器推力矢量喷口。
技术介绍
推力矢量喷口是一种可以改变喷射方向的喷口，通过改变喷口方向来产生不同方向的加速度，其主要作用是：一是保证助推器在发射和飞行过程中姿态可控；二是提高飞行器的机动性。矢量喷口对于减少飞行器的可探测面积、减少空气阻力、降低结构重量具有十分显著的效果。然而现有技术中推力矢量喷口在重量、推力损失、成本等方面都具有较高要求，因此不适合在靶机(指作为射击训练目标的一种军用飞行器)中使用。
技术实现思路
本技术的目的就是为了解决现有技术中推力矢量喷口在成本、重量等方面的问题，提供一种能够能满足较小探测面积的无人飞行器发射与飞行的控制要求，能够通过更少的付出得到提高飞机的控制能力。为达到上述目的，本技术采用的技术方案是：一种飞行器推力矢量喷口，其特征在于，所述矢量喷口包括喷管；连杆，所述连杆中部连接于所述喷管一端边缘，用于支撑喷管运动；第一偏转控制机构及第二偏转控制机构，第一偏转控制机构设置于所述连杆两端，所述第一偏转控制机构控制所述喷管以连杆中部的连接点做偏转运动，第二偏转控制机构安装连接于第一偏转控制机构，第二偏转控制机构控制第一偏转控制机构、喷管以所述连杆做俯仰运动，所述第二偏转控制机构通过支臂及安装座固定至发动机结构上。在本技术优选方案中，所述喷管为圆台型，连杆设置于圆台型中直径较大的一端。在本技术优选方案中，所述第一偏转控制机构及第二偏转控制机构均采用舵机。在本技术优选方案中，所述第一偏转控制机构及第二偏转控制机构均采用舵机。本技术的飞行器推力矢量喷口结构简单，能够完成飞行器的发射与飞行控制要求，相比传统推力矢量喷口，成本更加低廉，通过更少的付出得到提高飞机的控制能力。附图说明此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本技术的实施例，并与说明书一起用于解释本技术的原理。图1为本技术的飞行器推力矢量喷口图。具体实施方式为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。如图1所示为本技术的飞行器推力矢量喷口，本技术的矢量喷口具体包括喷管1、连杆2、第一偏转控制机构3、第二偏转控制机构4及支臂5和安装座6。喷管1为筒型薄壁结构，在优选方案中，喷管1为圆台型，其两端的敞口直径大小不同，发动机气流从直径较大的一端流向直径较小的一端，并从较小直径段流出以提高更高的气动力。连杆2可以为一种杆状结构，其中部连接在喷管1的较大直径端的边缘，可以对喷管1起到支撑运动作用。第一偏转控制机构3及第二偏转控制机构4为驱动机动，采用舵机进行驱动，舵机是一种位置(角度)伺服的驱动器。第一偏转控制机构3设置在连杆2的两端，第一偏转控制机构3可以控制喷管1以连杆2中部的连接点为转轴做偏转(左右摆动)运动，第二偏转控制机构4安装连接在第一偏转控制机构3上，第二偏转控制机构4可以输出控制第一偏转控制机构3、喷管1以连杆2为轴线做俯仰(上下摆动)运动，第二偏转控制机构4通过支臂5及安装座6固定至发动机结构上。本技术中飞行器推力矢量喷口既可以保证助推器在发射和飞行过程中姿态可控，又可以提高无人飞行器的机动性。通过支臂5与安装座6完成推力矢量喷口与机体安装后，通过支臂5及安装座6来传递载荷；通过上下偏转的第二偏转控制机构4舵机)可以控制喷管1的上下偏转；通过左右偏转的第一偏转控制机构3(舵机)可以控制喷管1的左右偏转；并且，在控制过程中可能同时对第一偏转控制机构3及第二偏转控制机构4进行控制以实现喷管1的上下左右同时偏转，喷管1偏转后对推力的角度起到了偏转，实现矢量控制，起到了控制飞行器姿态的目的。在本技术优选方案中，所述第一偏转控制机构及第二偏转控制机构均采用舵机。本技术的飞行器推力矢量喷口结构简单，能够完成飞行器的发射与飞行控制要求，相比传统推力矢量喷口，成本更加低廉，通过更少的付出得到提高飞机的控制能力。以上所述，仅为本技术的最优具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本
的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞行器推力矢量喷口，其特征在于，所述矢量喷口包括喷管(1)；连杆(2)，所述连杆(2)中部连接于所述喷管(1)一端边缘，用于支撑喷管运动；第一偏转控制机构(3)及第二偏转控制机构(4)，第一偏转控制机构(3)设置于所述连杆(2)两端，所述第一偏转控制机构(3)控制所述喷管(1)以连杆(2)中部的连接点做偏转运动，第二偏转控制机构(4)安装连接于第一偏转控制机构(3)，第二偏转控制机构(4)控制第一偏转控制机构(3)、喷管(1)以所述连杆(2)做俯仰运动，所述第二偏转控制机构(4)通过支臂(5)及安装座(6)固定至发动机结构上。

【技术特征摘要】
1.一种飞行器推力矢量喷口，其特征在于，所述矢量喷口包括喷管(1)；连杆(2)，所述连杆(2)中部连接于所述喷管(1)一端边缘，用于支撑喷管运动；第一偏转控制机构(3)及第二偏转控制机构(4)，第一偏转控制机构(3)设置于所述连杆(2)两端，所述第一偏转控制机构(3)控制所述喷管(1)以连杆(2)中部的连接点做偏转运动，第二偏转控制机构(4)安装连接于第一偏转控制机构(3)，第二偏转控...

【专利技术属性】
技术研发人员：孟令赛，孙智孝，周斌，许灯顺，贺军，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：新型
国别省市：辽宁,21