基于振荡射流的法向流推力矢量喷管控制装置及飞行器制造方法及图纸

本发明专利技术涉及一种基于振荡射流的法向流推力矢量喷管控制结构及飞行器，其中控制结构包括控制器，依次连接的气流干管、开关阀、第一气流支管、第二气流支管和多个扫掠型振荡射流激励器，扫掠型振荡射流激励器的数量为偶数，均分为第一激励器组和第二激励器组，第一激励器组和第二激励器组分别布置在喷管出口的两侧，喷管出口侧沿主流方向渐扩，扫掠型振荡射流激励器的轴线与所在处喷管侧壁的法向夹角小于45度。与现有技术相比，本发明专利技术采用了流动控制的策略，结构简单，可靠性高，适应性强，无需利用复杂的机械结构改变喷管外形，降低了飞行器的重量；不会因为喷管外形的改变增加飞行器的阻力；同时可以显著提高飞行器的隐身性能。同时可以显著提高飞行器的隐身性能。同时可以显著提高飞行器的隐身性能。

【技术实现步骤摘要】
基于振荡射流的法向流推力矢量喷管控制装置及飞行器


[0001]本专利技术涉及矢量喷管控制技术，尤其是涉及一种基于振荡射流的法向流推力矢量喷管控制装置及飞行器。

技术介绍

[0002]在航空航天领域，流体的流动分离、转捩和动态失速等问题削弱了飞行器的可用性。常常通过流动控制的方法来实现延迟流体的流动分离和流动阻力的减小。良好的流动控制技术能够改善飞行器件的流动特性，并提供多角度的操纵力矩，以保证飞行器的机动性和可操纵性。因此，流动控制技术具有十分重要的工程意义和研究价值。依据是否需要外界能量的输入和反馈是否动态，流动控制可分为主动流动控制和被动流动控制。
[0003]主动流动控制利用外部能源来驱动特定的激励器，如稳定吹吸激励器、涡流发生器激励器、合成射流激励器、等离子体激励器等，为低能量边界层注入能量，增大射流与分离流的掺混程度，以实现对流场的控制。主动流动控制的优势在于能够实现动态反馈，比被动流动控制更佳灵活、有效，可操纵性更强，所以成为了当今流动控制领域的研究热点。
[0004]推力矢量控制(TVC)是一种依靠喷管变化直接变换飞行器推力方向，以提供更强的控制力及力矩的技术，有利于增强战斗机的作战效能、敏捷性和机动性，并且能够使战斗机的短距起飞能力大大增强。同时，在推力矢量控制领域的进一步研究还可以减小甚至取消飞机气动舵，从而降低飞机气动阻力，减轻飞机质量。因此，推力矢量技术是一种先进的飞行器控制技术。
[0005]矢量喷管主要分为轴对称型与二元型。轴对称型矢量喷管的截面为圆形，主射流可以与轴线呈一定夹角沿周向360
°
偏转，该方法使用灵活但是机构复杂；二元矢量喷管的截面为方形，只可产生两个方向的偏转力，其结构和使用更加简单。
[0006]传统的机械推力矢量技术是通过使用复杂的机械结构来实现喷管的偏转，以改变射流的方向。该方法所用的机械结构通常异常复杂，增加了飞行器的负荷和维修的难度，降低了飞行器在隐形方面的应用潜力，同时也会增加响应性能的控制难度。不同于机械推力矢量技术，流体推力矢量技术不使用运动部件，不易发生磨损和机械故障，且占据空间小，增加了设备的灵活性和可行性。
[0007]常用的流体推力矢量技术包括逆向流控制和同向流控制等，但是，现有技术中，流体推力矢量技术通常会产生不单调、突变的控制响应，以及可能的滞后效应。此外，流体推力矢量控制技术需要消耗大量的二次流气源影响整体推进效率。

技术实现思路

[0008]本专利技术的目的就是为了提供一种基于振荡射流的法向流推力矢量喷管控制装置及飞行器，采用了流动控制的策略，结构简单，可靠性高，适应性强，无需利用复杂的机械结构改变喷管外形，降低了飞行器的重量；不会因为喷管外形的改变增加飞行器的阻力；同时可以显著提高飞行器的隐身性能。
[0009]本专利技术的目的可以通过以下技术方案来实现：
[0010]一种基于振荡射流的法向流推力矢量喷管控制装置，包括控制器，气流干管、开关阀、第一气流支管、第二气流支管和多个扫掠型振荡射流激励器，所述扫掠型振荡射流激励器的数量为偶数，均分为第一激励器组和第二激励器组，所述气流干管的输入端连接至喷管侧壁，输出端连接至开关阀的输入端，所述开关阀的第一输出端通过第一气流支管连接至第一激励器组中的各扫掠型振荡射流激励器的输入端，第二输出端通过第二气流支管连接至第二激励器组中的各扫掠型振荡射流激励器的输入端，所述开关阀的控制信号输入端连接至所述控制器，所述第一激励器组和第二激励器组分别布置在喷管出口的两侧，所述喷管出口侧沿主流方向渐扩，所述扫掠型振荡射流激励器的轴线与所在处喷管侧壁的法向所呈角度小于45度。
[0011]所述扫掠型振荡射流激励器的轴线与所在处喷管侧面的法向垂直。
[0012]所述气流干管上设有调压阀。
[0013]所述调压阀连接至所述控制器。
[0014]所述气流干管的输入端和喷管的连接点近喷管入口侧设置。
[0015]所述开关阀为三通截止阀。
[0016]所述扫掠型振荡射流激励器为无反馈通道振荡器。
[0017]所述扫掠型振荡射流激励器为双反馈通道振荡器。
[0018]一种基于振荡射流的法向流推力矢量喷管控制装置，包括控制器，气源、气流干管、开关阀、第一气流支管、第二气流支管和多个扫掠型振荡射流激励器，所述扫掠型振荡射流激励器的数量为偶数，均分为第一激励器组和第二激励器组，所述气流干管的输入端连接至气源，输出端连接至开关阀的输入端，所述开关阀的第一输出端通过第一气流支管连接至第一激励器组中的各扫掠型振荡射流激励器的输入端，第二输出端通过第二气流支管连接至第二激励器组中的各扫掠型振荡射流激励器的输入端，所述开关阀的控制信号输入端连接至所述控制器，所述第一激励器组和第二激励器组分别布置在喷管出口的两侧，所述喷管出口侧沿主流方向渐扩，所述扫掠型振荡射流激励器的轴线与所在处喷管侧壁的法向所呈角度小于45度。
[0019]一种飞行器，含有如上述的控制结构。
[0020]与现有技术相比，本专利技术具有以下有益效果：
[0021]1、采用了流动控制的策略，结构简单，可靠性高，适应性强，无需利用复杂的机械结构改变喷管外形，降低了飞行器的重量；不会因为喷管外形的改变增加飞行器的阻力；同时可以显著提高飞行器的隐身性能。
[0022]2、采用非稳态的流动控制策略，可以有效提高控制效率，降低二次流流量的消耗。
[0023]3、使用法向流控制，提高了气动矢量控制技术在主射流为高速的情况下(Ma>0.8)的控制效率，可以增大主射流的角度偏转范围，最大程度上实现推力矢量化，同时可以实现无迟滞、良性的控制响应。
[0024]4、采用新型的扫掠型振荡射流激励器，产生数十至上万赫兹的振荡射流，同时相同的出口面积影响的范围更大，从而降低气源消耗，可以独立地实现单侧激励器阵列的打开或关闭，并调节进口流量，实现主射流偏转角度的灵活控制。
附图说明
[0025]图1是法向流推力矢量控制方法；
[0026]图2是双反馈通道振荡器示意图，其中，(a)为扫掠型流体振荡器示意图；(b)为用水流显影扫掠流形状；
[0027]图3是无反馈通道振荡器及其单周期工作过程；
[0028]图4是本专利技术实施例的结构示意图；
[0029]其中：1、气源，2、气流干管，3、调压阀，4、开关阀，5、扫掠型振荡射流激励器。
具体实施方式
[0030]下面结合附图和具体实施例对本专利技术进行详细说明。本实施例以本专利技术技术方案为前提进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本专利技术的保护范围不限于下述的实施例。
[0031]一种基于振荡射流的法向流推力矢量喷管控制装置，如图1和图4所示，包括控制器，主射流管2、开关阀4、第一次流管、第二次流管和多个扫掠型振荡射流激励器5，扫掠型振荡射流激励器5的数量为偶数，均分为第一激励器组和第二激励器组，主射流管2的输入端连接至喷管侧壁，本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于振荡射流的法向流推力矢量喷管控制装置，其特征在于，包括控制器，气流干管(2)、开关阀(4)、第一气流支管、第二气流支管和多个扫掠型振荡射流激励器(5)，所述扫掠型振荡射流激励器(5)的数量为偶数，均分为第一激励器组和第二激励器组，所述气流干管(2)的输入端连接至喷管侧壁，输出端连接至开关阀(4)的输入端，所述开关阀(4)的第一输出端通过第一气流支管连接至第一激励器组中的各扫掠型振荡射流激励器(5)的输入端，第二输出端通过第二气流支管连接至第二激励器组中的各扫掠型振荡射流激励器(5)的输入端，所述开关阀(4)的控制信号输入端连接至所述控制器，所述第一激励器组和第二激励器组分别布置在喷管出口的两侧，所述喷管出口侧沿主流方向渐扩，所述扫掠型振荡射流激励器(5)的轴线与所在处喷管侧壁的法向所呈角度小于45度。2.根据权利要求1所述的一种基于振荡射流的法向流推力矢量喷管控制装置，其特征在于，所述扫掠型振荡射流激励器(5)的轴线与所在处喷管侧面的法向垂直。3.根据权利要求1所述的一种基于振荡射流的法向流推力矢量喷管控制装置，其特征在于，所述气流干管(2)上设有调压阀(3)。4.根据权利要求3所述的一种基于振荡射流的法向流推力矢量喷管控制装置，其特征在于，所述调压阀(3)连接至所述控制器。5.根据权利要求1所述的一种基于振荡射流的法向流推力矢量喷管控制装置，其特征在于，所述气流干管(2)的输入端和喷管的连接点近喷管入...

【专利技术属性】
技术研发人员：温新，王士奇，周楷文，刘沛聪，刘应征，
申请(专利权)人：中国航空发动机研究院，
类型：发明
国别省市：