CN102991669A - 一种飞行器射流推力矢量控制*** - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行器射流推力矢量控制***。使用本发明能够实现飞行器360°飞行姿态控制，缩短控制***响应时间，同时提高***控制精度，实现全方位控制，简化控制***结构，减轻飞行器重量。本发明的飞行器射流推力矢量控制***包括燃气涡轮发动机、主气流通道、二次流喷管、二次流通道组件和康达效应面。从发动机压缩腔中引出小部分气体作为矢量推力控制***的同向二次流气源，注入到二次流通道中，利用康达效应，即与主气流同向的二次流流经康达效应面后产生附壁作用，进而引导主气流沿附壁方向产生康达效应，从而获得偏转力矩。通过控制二次流的流出方位其流量，从而实现对飞行器俯仰、偏航、滚转的精确控制。

Description

一种飞行器射流推力矢量控制***

技术领域

本发明涉及一种飞行器射流推力矢量控制***，属于航空航天技术领域。

背景技术

在传统的飞行器控制***设计中，人们通过舵面偏转产生不对称的气动力矩作为操纵力矩对飞行器的转弯、爬升、俯冲、横滚等飞行姿态实施操控。这种控制模式必须辅以许多复杂笨重的液压或电液驱动舵机和其他配套的相关设备才能进行，而且舵面的安装破坏了连续光滑的机翼，存在很多缝隙，从而产生很大的泄漏阻力，同时舵面偏转还将增加飞行器的雷达散射截面（RCS）值，不利于隐身。之后，人们在飞行器尾部发动机之后安装燃气舵面，通过改变发动机燃气流的方向来产生飞行姿态控制侧向力，但是燃气残渣易堵塞气路，必须精心设计过滤装置，并且燃气舵面所产生的力矩较小。推力矢量控制技术正逐步应用于***战机及先进的弹道导弹上，目前的推力矢量控制技术一般采用机械方法，如发动机喷管摆动、发动机喷管外加装可调节挡板或者偏转扩张段的调节片。机械推力矢量喷管在带来大量优点的同时,也使推进***付出了较大代价,增加了***机械复杂性、喷管的成本、质量等。用于推力矢量控制的部件如铰链、密封片、液压作动***、偏转片多达成百套部件和上千个零件，同时对飞机的维护、隐身和机身配平十分不利。

随着未来作战飞机超紧凑、高生存力和可承受性进排气***的设计要求，传统的机械式推力矢量控制***已经不能满足这些要求。这些因素导致寻求无外部活动部件的矢量推力产生方法，出现了基于射流原理的保形矢量推力技术。保形推力矢量技术是指在保持或不大改变飞机整体流线型（保形）的气动布局的前提下，发动机推力通过喷管或尾喷流的偏转产生的推力分量来替代原飞机的操纵面或增强飞机的操纵功能，对飞机的飞行进行实时控制的技术。射流推力矢量控制喷管不同于机械调节式矢量喷管,它通过气流间的相互作用,使用康达（Coanda）效应来控制细小的旁路气流变化，而旁路气流的改变可以引起比其大得多的流动发生矢量偏转。Coanda效应指的是流体（水流或气流）有离开本来的流动方向，改为随着凸出的物体表面流动的倾向，当流体与它流过的物体表面之间存在表面摩擦时，流体的流速会减慢，只要物体表面的曲率不是太大，依据流体力学中的伯努利原理，流速的减缓会导致流体被吸附在物体表面上流动。Coanda效应最早应用于动力增升襟翼和机翼后缘环量控制技术，用于提高升力，它是射流推力矢量控制***的核心技术。目前Coanda效应应用于射流推力矢量实现飞行器360°姿态控制的***仍未见到相关应用。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种飞行器射流推力矢量控制***，能够实现飞行器360°飞行姿态控制，缩短控制***响应时间，同时提高***控制精度，实现全方位控制，简化控制***结构，减轻飞行器重量。

飞行器射流推力矢量控制***包括燃气涡轮发动机、主气流通道、二次流喷管、二次流通道组件和康达效应面。

其中，主气流通道设置在燃气涡轮发动机收缩喷管尾部，与发动机同轴。

二次流通道组件与主气流通道同轴，通过法兰固定在主气流通道的尾部，二次流通道组件包括内壁和外壁，内、外壁的截面均为矩形；内、外壁之间为二次流通道。其中，内壁作为主气流通道的延伸，将主气流通道和二次流通道隔开。在内壁的四个角上设置二次流通道挡板，将二次流通道分为上、下、左、右个部分，其中，上、下面的二次流通道比左、右面的二次流通道宽。每个方向的二次流通道分别用二次流子通道挡板分隔成2个大小相同的二次流子通道。

在燃气涡轮发动机压缩腔上设置引气口，引出小部分气体作为矢量推力控制***的同向二次流气源，所述二次流气源不超过发动机压缩腔中全部气体的5%。在每个二次流子通道外壁设置注气口；在主气流通道外侧安装8根二次流喷管，8根二次流喷管分别与8个注气口连接；在主气流通道外侧设置分气管道，分气管道连接注气口和8根二次流喷管。

在二次流通道组件的外壁尾部4面分别安装康达效应面。

在每个二次流喷管上安装控制阀。

为减轻射流推力矢量控制***的重量，可以在燃气涡轮发动机收缩喷管和轴向主气流通道之间留有20~30cm的间隙。

为加工方便，可以将主气流通道设计为长方体，在主气流通道外侧的上、下、左、右4面沿着轴向分别安装2根二次流喷管。

为达到较好的康达效应，本发明中康达效应面与二次流通道组件的外壁之间的剪切角范围为5°~10°。

本发明中的控制阀可以是比例控制阀，从而可以精确调节二次流气流流量，提高飞行控制的定位精度。

有益效果：

（1）本发明利用康达效应，通过改变二次流的方向带动主气流方向的改变，从而对飞行器进行实时控制，本发明无需操纵机械部件，不改变飞行器的整体的气动布局，安装简单，成本低，控制过程响应时间小。

（2）本发明在发送机收缩喷管和轴向主气流通道之间留有20~30cm的间隙，有效减轻射流推力矢量控制***的重量。

（3）本发明从发动机压缩腔中引出的二次流气源不超过发动机压缩腔中全部气体的5%，不影响发动机的轴向推力。

（4）本发明在二次流喷管上安装比例控制阀，可以精确调节二次流气流流量，提高飞行控制的定位精度。

附图说明

图1为飞行器射流推力矢量控制***装置立体图。

图2为飞行器射流推力矢量控制***装置立体侧视图。

图3为飞行器射流推力矢量控制***装置后视图。

图4为飞行器射流推力矢量控制***装置右视图。

图5为飞行器射流推力矢量控制***装置俯视图。

其中，1-发动机，2-引气口，3-分气管道，4-二次流喷管，5-控制阀，6-法兰，7-注气口，8-二次流子通道挡板，9-二次流通道，10-康达效应面，11-主气流通道，12-二次流通道挡板，13-1号二次流子通道，14-2号二次流子通道，15-3号二次流子通道，16-4号二次流子通道，17-5号二次流子通道，18-6号二次流子通道，19-7号二次流子通道，20-8号二次流子通道，21-二次流通道组件的内壁，22-二次流通道组件的外壁。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本发明提供了一种飞行器射流推力矢量控制***，包括燃气涡轮发动机1、主气流通道11、二次流喷管4、二次流通道组件和康达效应面10，如图1所示。

其中，主气流通道11设置在发动机1收缩喷管尾部，与发动机1同轴，为加工方便，可将主气流通道11设置为长方体。发动机1的收缩喷管排出高压燃气作为控制***的轴向主气流，主气流沿着轴向主气流通道11流向射流推力矢量控制***尾部，产生轴向推进力，推动飞行器前进。利用涡轮增压发动机高压喷射气流的定向性，即该喷射气流在一定距离内沿着喷射方向运动，不会散射，在发送机1收缩喷管和轴向主气流通道11之间设计20~30cm的间隙，从而减轻射流推力矢量控制***的重量。

二次流通道组件与主气流通道11同轴，通过法兰6固定在主气流通道11的尾部，二次流通道组件包括内壁21和外壁22，内、外壁的截面均为矩形；内、外壁之间为二次流通道9，其中，内壁21作为主气流通道11的延伸，将主气流通道11和二次流通道9隔开，在内壁的四个角上设置二次流通道挡板12，将二次流通道9分为上、下、左、右4个部分，如图2、图3所示。为保证飞行器俯仰力大于偏航力，上、下面的二次流通道比左、右面的二次流通道宽。每个方向的二次流通道分别用二次流子通道挡板8分隔成2个大小相同的二次流子通道，如图3所示。

在发动机1压缩腔上设置引气口2，引出小部分气体作为矢量推力控制***的同向二次流气源，在主气流通道11外侧的上、下、左、右4面沿着轴向分别安装2根二次流喷管4，在每个二次子流通道的外壁上设置注气口7，二次流气源通过分气管道3流入这8个二次流喷管4，并通过对应的注气口7将二次流注入到各二次流子通道中，二次流通过二次流子通道与主气流同向流出。

在二次流通道组件的外壁22尾部4面分别安装康达效应面10，康达效应面10可以为带弧形的向外翻的喇叭形，如图1、图2所示，康达效应面可以为带弧形的向外翻的梯形面。康达效应面10与二次流通道组件的外壁22之间剪切角范围为5°~10°，如图4所示。康达效应面10与主气流之间无遮挡，与主气流同向的二次流流经康达效应面10后产生附壁作用，即康达效应，二次流与轴向主气流之间形成剪切层，引导主气流沿附壁方向产生康达效应，从而获得偏转力矩。4个康达效应面可以保证获得向上、向下的俯仰力矩以及向左、向右的偏航力矩。

为保证发动机有足够的轴向推力，从发动机1压缩腔中引出的二次流气源不超过发动机压缩腔中全部气体的5%。

在二次流喷管上安装控制阀5，通过控制控制阀5的开关控制二次流的流出方位，从而实现对飞行器的俯仰、偏航、滚转控制。所述控制阀5可以是比例控制阀，可以精确调节二次流气流流量，提高飞行控制的定位精度。

当飞行器直行不需要其他姿态控制时，8根二次流喷管4的比例控制阀5都处于关闭状态；当需要实现俯仰控制时，上方或下方的两个二次流子通道的比例控制阀按同样比例控制值打开，二次流通过康达效应面产生康达效应，二次流与主气流之间形成剪切层，进而引导主气流产生康达效应，导致轴向主气流向效应面偏转，产生向上或向下的力矩；当需要实现偏航控制时，左方或右方的两个二次流子通道的比例控制阀按同样比例控制值打开，二次流通过康达效应面产生康达效应，进而引导主气流产生康达效应，导致轴向主气流向效应面偏转，产生向左或向右的力矩；当飞行器要实现滚转控制时，上方二次流子通道对应的二次流喷管只打开一个，同时打开与其呈斜对称方向的下方二次子通道的二次流喷管，从而产生不对称力矩，实现滚转。4个康达效应面及8个二次流子通道的组合控制可实现飞行器360°全方位姿态控制。

本发明的射流推力矢量控制***无需操纵机械部件，缩短了控制过程响应时间。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种飞行器射流推力矢量控制***，其特征在于包括燃气涡轮发动机（1）、主气流通道（11）、二次流喷管（4）、二次流通道组件和康达效应面（10）；

其中，主气流通道（11）设置在燃气涡轮发动机（1）收缩喷管尾部，与发动机（1）同轴；

二次流通道组件与主气流通道（11）同轴，通过法兰（6）固定在主气流通道（11）的尾部，二次流通道组件包括内壁（21）和外壁（22），内、外壁的截面均为矩形；内、外壁之间为二次流通道（9），其中，内壁（21）作为主气流通道的延伸，将主气流通道和二次流通道隔开；在内壁的四个角上设置二次流通道挡板（12），将二次流通道（9）分为上、下、左、右4个部分，其中，上、下面的二次流通道比左、右面的二次流通道宽；每个方向的二次流通道分别用二次流子通道挡板（8）分隔成2个大小相同的二次流子通道（13，14；15，16；17，18；19，20）；

在燃气涡轮发动机（1）压缩腔上设置引气口（2），引出小部分气体作为矢量推力控制***的同向二次流气源，所述二次流气源不超过发动机压缩腔中全部气体的5%；在每个二次流子通道（13，14，15，16，17，18，19，20）外壁设置注气口（7）；在主气流通道（11）外侧安装8根二次流喷管（4），8根二次流喷管（4）分别与8个注气口（7）连接；在主气流通道（11）外侧设置分气管道（3），分气管道（3）连接注气口（2）和8根二次流喷管（4）；

在二次流通道组件的外壁（22）尾部4面分别安装康达效应面（10）；

在每个二次流喷管（4）上安装控制阀（5）。

2.如权利要求1所述的一种飞行器射流推力矢量控制***，其特征在于，在燃气涡轮发动机（1）收缩喷管和轴向主气流通道（11）之间留有20~30cm的间隙。

3.如权利要求1所述的一种飞行器射流推力矢量控制***，其特征在于，所述主气流通道（11）为长方体。

4.如权利要求3所述的一种飞行器射流推力矢量控制***，其特征在于，在主气流通道（11）外侧的上、下、左、右4面沿着轴向分别安装2根二次流喷管（4）。

5.如权利要求1所述的一种飞行器射流推力矢量控制***，其特征在于，所述康达效应面（10）与二次流通道组件的外壁（22）之间的剪切角范围为5°~10°。

6.如权利要求1所述的一种飞行器射流推力矢量控制***，其特征在于，所述控制阀（5）为比例控制阀。

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