具有流量调节功能的旁路式无源双喉道气动矢量喷管及控制方法技术

本发明专利技术公开了一种具有流量调节功能的旁路式无源双喉道气动矢量喷管。该喷管内的主流通道依次包括第一喉道前部收敛段、第一喉道、第二喉道前部扩张收敛段、第二喉道。实现其流量调节功能的本体是在旁路通道折角到第二喉道前部扩张收敛段之间设置一个流量调节通道，通过控制上下对称且可无级调节的流量调节开关实现了同时满足喷管不同工作状态下流量调节和推力矢量调节的功能。这对于装备旁路式无源双喉道气动矢量喷管的飞行器在不同工作状态下高效工作和与推力矢量的调节有迫切且重要的意义。

【技术实现步骤摘要】
具有流量调节功能的旁路式无源双喉道气动矢量喷管及控制方法
本专利技术涉及飞行器推进系统设计领域，特别是一种旁路式无源双喉道气动矢量喷管。
技术介绍
随着科学技术的发展，装备推力矢量航空发动机的飞行器越来越多。而对于战斗机及导弹等而言，常规飞行时发动机和喷管的工作范围较窄；但是当进行规避、截击、追赶、机动飞行时，不可避免地需要进行补燃加力，从而提高了喷管的工作落压比，以提高发动机推力并提高飞行速度，从而使喷管工作范围变宽，在这个过程中有时还会使用推力矢量技术进行机动飞行。因此，具备在较宽工作范围下高效工作能力的推力矢量喷管装置对于未来飞行器具有重大价值。当下，单独对于推力矢量喷管装置进行的设计有很多，而这些喷管进行流量调节多是依靠液压作动机械结构改变喉道通流面积来实现。二者相互匹配的设计难度很大，单纯就推力矢量喷管来说，多数设计就因为机械结构复杂、笨重，可靠性差，成本高等问题停留在纸上，很少实现工程应用。无源式喉道偏移式气动矢量喷管，是近年来兴起的一种新型推力矢量技术，凭借结构简单、重量轻、可动部件少等特点，越来越受到青睐。其中对于典型的旁路式无源双喉道气动矢量喷管来说，气体依次流过第一喉道前部收敛段、第一喉道、第二喉道前部扩张收敛段，最终从第二喉道流出。而旁路通道的进口多为喷管的进口(即航空发动机涡轮的出口)，出口多为双喉道气动矢量喷管的一喉道尖点附近，通常情况下，通过旁路通道，将少量发动机涡轮出口的气流引向双喉道气动矢量喷管的一喉道附近，用这些气体对流过一喉道的主流产生少量扰动，使其气动喉道截面产生偏转，从而产生推力矢量。
技术实现思路
专利技术目的：为了克服现有技术中存在的不足，本专利技术提供一种具有流量调节功能的旁路式无源双喉道气动矢量喷管，用于解决传统的具有流量调节功能的推力矢量喷管设计复杂、结构笨重，不适用于工程的技术问题。为实现以上技术目的，本专利技术将采取以下的技术方案：具有流量调节功能的旁路式无源双喉道气动矢量喷管，在喷管内的旁路通道与二喉道前部扩张收敛段之间设置连接上述二者的流量调节通道，所述流量调节通道与旁路通道共同形成三通结构，并在三通结构的三个通道内分别设置流量调节开关。为了流量调节方便，上述流量调节开关均设置成可无级调节的开关，并且可通过对每个流量调节开关设置各自的导轨，利用沿各自导轨运动从而实现开度的调节。进一步的，在本专利技术中，所述喷管内的每个旁路通道均设置有相应的流量调节通道并形成三通结构，并且每个三通结构的形状、大小相同。进一步的，在本专利技术中，所述流量调节通道内设置有燃油喷嘴，使得燃油随着流过流量调节通道的气体一同喷出，并在二喉道前部扩张收敛段内设置点火器或在流量调节通道内设置点火器引燃油气混合物，进一步提高主流气体的总温总压，实现补燃加力功能；而当一侧旁路通道内注油燃烧时而另一侧不注油时，则能产生辅助的推力矢量效果。进一步的，在本专利技术中，上述三通结构可通过将所述流量调节通道设置成与相应的旁路通道的折角处连通的方式实现，结构简单。进一步的，在本专利技术中，为了平稳可控，将两两三通结构中相应通道内的流量调节开关设置在所属通道内相同的位置处。进一步的，将一般的具有上下两个旁路通道的旁路式无源双喉道气动矢量喷管改造后使之符合上文中所述的结构，并做如下定义：以喷管的中轴线所在水平面将喷管内的旁路通道划分为上侧旁路通道和下侧旁路通道，上侧旁路通道位于喷管的中轴线所在水平面之上，下侧旁路通道位于喷管的中轴线所在水平面之下；将三通结构中的三个通道的交汇点与旁路通道进口之间、与旁路通道出口之间、与流量调节通道之间的三个通道上的开关分别定义为为流量调节开关a、流量调节开关b和流量调节开关c；上述每个流量调节开关默认为关闭状态；可通过控制上述流量调节开关的开度实现流量调节，进而改变喷管出口处的流量的大小和方向，针对不同的要求控制方法如下：在非矢量状态下，随着喷管工作落压比的提高，逐步同步开启所有流量调节开关a和流量调节开关c，实现流量的提高；在矢量状态下，当需要产生向某一侧的推力矢量时，开启该侧的旁路通道和与之连通的流量调节通道中的流量调节开关a和流量调节开关b，并随着喷管工作落压比的提高，逐渐开启另一侧的旁路通道和与之连通的流量调节通道中的流量调节开关a和流量调节开关c。进一步的，在本专利技术中，流量调节通道可以按照设计成为收敛-扩张形的通道，这可以对于提高喷管推力有所贡献。有益效果：本专利技术针对现有技术的不足，基于旁路式无源双喉道气动矢量喷管，利用其内部型面的特点及内流场的流场结构，将旁路通道折角与二喉道前部扩张收敛段之间连通起来，设置为流量调节通道。在旁路通道和流量调节通道内上下对称设置6个可无级调节的流量调节开关，通过对于开关的作用实现了流量调节，并保证了喷管的推力矢量性能不变。本专利技术与现有技术相比，具有以下优点：(1)在基本不改变旁路式无源双喉道气动矢量喷管内部型面的前提下，设置流量调节通道，使本喷管同时具备了高喷管落压比工作状态下流量调节和推力矢量的功能，满足了旁路式无源双喉道气动矢量喷管在高喷管落压比下工作的要求，提高了装备旁路式无源双喉道气动矢量喷管的飞行器在高空高速、加力飞行和机动飞行时的性能，扩大了其工作范围；(2)能方便地与飞机后机体一体化设计，不管是否使用加力补燃装置，二元喷口都可以方便地与飞行器后机身进行一体化设计，减小后体阻力，降低机体红外辐射；(3)可在流量调节通道内设置燃油喷嘴，使得燃油随着流过流量调节通道的气体一同喷出，并在二喉道前部扩张收敛段内设置点火器或在流量调节通道内设置点火器引燃油气混合物，进一步提高主流气体的总温总压，实现补燃加力功能；而当一侧旁路通道内注油燃烧、而另一侧不注油时，则能产生辅助的推力矢量效果；(4)本喷管关键技术可以配合包括反推型、垂直起降型、全向矢量型在内的其他喉道偏移式气动矢量喷管的改型使用，使用范围广泛。附图说明图1为本专利技术应用于二元双喉道喷管内型面结构侧视图；图2为本专利技术应用于三元双喉道喷管内型面的示意图。具体实施方式下面结合附图对本专利技术作更进一步的说明。如图1所示的本专利技术应用于二元双喉道喷管内型结构侧视图，该结构具有如下组成部分：喷管壁面1、一喉道前部收敛段2、一喉道3、旁路通道4、流量调节开关a5、流量调节开关a的开关导轨6、流量调节开关b7、流量调节开关b的开关导轨8、流量调节通道9、流量调节开关c10、流量调节开关c的开关导轨11、二喉道前部扩张收敛段12、二喉道13。如图2所示为本专利技术应用于三元双喉道喷管内型面的示意图，三元双喉道喷管内型面整体为圆形且轴对称形式的；与图1中二元双喉道喷管类似，图2中的旁路通道的仅形成方式与图1中不同，是通过在喷管本体内流道靠近一喉道的位置设置旁路凸块，旁路凸块的内部沿轴线开设流道，而旁路凸块的外缘周向均布凸肋，凸肋均与喷管本体内流道壁面焊接。上述结构可参考专利201110384288.3。两两相邻的凸肋之间形成独立的旁路通道，因此不局限于图1中所示的上下两个旁路通道。以图1中的结构为例，本专利技术是具有流量调节功能的旁路式无源双喉道气动矢量喷管，是在旁路式无源双喉道气动矢量喷管的基础上，利用其内部型面的特点及内流场的流场结构，将旁路通道折角与二喉道前部扩张收敛段之间连通起来，设置为流量调节通道。在旁本文档来自技高网...

【技术保护点】
具有流量调节功能的旁路式无源双喉道气动矢量喷管，其特征在于：在喷管内的旁路通道与二喉道前部扩张收敛段之间设置连接上述二者的流量调节通道，所述流量调节通道与旁路通道共同形成三通结构，并在三通结构的三个通道内分别设置流量调节开关。

【技术特征摘要】
1.具有流量调节功能的旁路式无源双喉道气动矢量喷管，其特征在于：在喷管内的旁路通道与二喉道前部扩张收敛段之间设置连接上述二者的流量调节通道，所述流量调节通道与旁路通道共同形成三通结构，并在三通结构的三个通道内分别设置流量调节开关。2.根据权利要求1所述的具有流量调节功能的旁路式无源双喉道气动矢量喷管，其特征在于：所述喷管内的每个旁路通道均设置有相应的流量调节通道并形成三通结构，并且每个三通结构的形状、大小相同。3.根据权利要求2所述的具有流量调节功能的旁路式无源双喉道气动矢量喷管，其特征在于：所述流量调节通道内设置有燃油喷嘴。4.根据权利要求2或3所述的具有流量调节功能的旁路式无源双喉道气动矢量喷管，其特征在于：所述流量调节通道与相应的旁路通道的折角处连通。5.根据权利要求4所述的具有流量调节功能的旁路式无源双喉道气动矢量喷管，其特征在于：两两三通结构中相应通道内的流量调节开关设置在所属通道内相同的位置处。6.权利要求5...

【专利技术属性】
技术研发人员：黄帅，徐惊雷，汪阳生，于洋，陈宇，郭帅，牛彦沣，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32