一种喉道辅助引气控制的二元激波矢量喷管制造技术

本发明专利技术涉及飞行器流体推力矢量喷管设计领域，公开了一种喉道辅助引气控制的二元激波矢量喷管，二元激波矢量喷管的横截面呈矩形，且各横截面的宽度尺寸相同，二元激波矢量喷管沿主流流动方向依次设置有等截面段、收缩段、喉道和扩张段，二元激波矢量喷管的上侧沿主流流动方向依次设置有辅助引气通道和二次流入口，辅助引气通道的入口位于喉道，辅助引气通道的出口位于扩张段，辅助引气通道设置有用于控制通道内流体流量的阀门。本发明专利技术所提及的二元激波矢量喷管，能够提升现有激波矢量喷管的矢量角和矢量效率，减少二次流需求，缓解对发动机的压力。动机的压力。动机的压力。

【技术实现步骤摘要】
一种喉道辅助引气控制的二元激波矢量喷管


[0001]本专利技术涉及飞行器流体推力矢量喷管设计领域，尤其涉及一种喉道辅助引气控制的二元激波矢量喷管。

技术介绍

[0002]推力矢量控制技术是指推进系统既能为飞行器提供前飞推力，还能使发动机推力转向，同时或单独产生俯仰、偏航、滚转的控制力及力矩，可以直接对飞行器姿态进行控制或者取代部分舵面的控制功能，实现原有飞行器无法做到的机动或大攻角飞行。推力矢量技术在高性能飞机上有很大的应用潜力，可以提高飞机的机动性、飞行性能、生存能力以及隐身性能等多项能力。与传统的机械式推力矢量控制方式相比，流体推力矢量通过流体间的相互作用，实现发动机的离轴推力，具有效率高、响应快、成本低、质量轻和隐身性能好等优点，是一种革命性的推力矢量控制技术。
[0003]针对战斗机经常在大落压比状态工作的喷管，激波矢量喷管是一种可行的流体推力矢量控制方法。激波矢量法在收缩
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扩展喷管的扩张段注入高压二次流，对喷管主流产生阻滞，产生激波。主流经过激波产生偏转，从而产生推力矢量，激波越强，偏转角度越大。激波矢量法本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种喉道辅助引气控制的二元激波矢量喷管，其特征在于：所述二元激波矢量喷管的横截面呈矩形，且各横截面的宽度尺寸相同，所述二元激波矢量喷管沿主流流动方向依次设置有等截面段(5)、收缩段(6)、喉道(7)和扩张段(8)，所述二元激波矢量喷管的上侧沿主流流动方向依次设置有辅助引气通道(9)和二次流入口(3)，所述辅助引气通道的入口(1)位于喉道(7)，所述辅助引气通道的出口(2)位于扩张段(8)，所述辅助引气通道(9)设置有用于控制通道内流体流量的阀门。2.根据权利要求1所述的一种喉道辅助引气控制的二元激波矢量喷管，其特征在于：所述辅助引气通道(9)和所述二次流入口(3)的横截面均呈矩形。3.根据权利要求2所述的一种喉道(7)...

【专利技术属性】
技术研发人员：舒博文，黄江涛，何成军，高正红，马创，陈宪，陈诚，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所，
类型：发明
国别省市：