一种二元适量喷管矢量偏转控制方法与流程

本申请属于飞机发动机控制技术领域，特别涉及一种二元适量喷管矢量偏转控制方法。

背景技术：

隐身性能是新一代作战飞机必备的典型特征和技术指标，作为发动机后向可见的主要部件，排气系统的隐身性能对发动机乃至飞机后机身隐身至关重要，而二元矢量喷管的结构特点可以较好的实现雷达隐身及红外隐身。二元矢量喷管便于开展隐身设计，且易于和飞机后机身进行一体化融合设计，目前已在国外某型战斗机上成功应用。

在现有二元矢量喷管设计方案中，喷管喉道面积及出口面积均可进行调节。考虑到二元矢量喷管与轴对称喷管的差异性，二元矢量喷管的上下调节片通常设计为单独控制，均由收敛段及扩张段两部分构成。收敛段用于调节二元矢量喷管的喉道面积，扩张段用于调节二元矢量喷管的出口面积。在现行的二元矢量喷管偏转设计方案中，通常通过调节扩张段的扩张角进行推力矢量控制，实现推力矢量功能。

目前二元矢量喷管偏转设计方案中，通常通过调节扩张段的扩张角进行推力矢量控制，技术方案缺点如下：

a)喷管扩张段需承受推力矢量带来的全部气动负荷，对喷管扩张段冷却带来极大影响，容易引起喷管扩张段烧蚀；

b)未充分利用矢量喷管收敛段单侧可独立控制的特点，未充分发挥二元矢量喷管的控制潜力。

技术实现要素：

本发明针对现行的二元矢量喷管偏转设计方案中，仅通过调节扩张段的扩张角进行推力矢量控制带来的缺陷，提出一种基于二元矢量喷管收敛段及扩张段两部分进行矢量推力控制的方法，本方法可以充分利用矢量喷管收敛段单侧可独立控制的特点，提高二元矢量喷管工作的安全性和可靠性。

本申请二元适量喷管矢量偏转控制方法，主要包括：

步骤s1、确定矢量偏转角目标值；

步骤s2、确定二元矢量喷管未偏转条件下的两个扩张调节片的初始水平夹角，按所述矢量偏转角目标值控制两个扩张调节片进行偏转；

步骤s3、待所述扩张调节片调节到位后，控制两个收敛调节片进行偏转，其中，两个所述收敛调节片的偏转方向与所述扩张调节片的偏转方向相同。

优选的是，步骤s2中，所述上侧扩张调节片进行偏转后的角度γ′1＝γ1+δ，下侧扩张调节片进行偏转后的角度γ′2＝γ2–δ，其中，γ1为上侧扩张调节片的初始水平夹角，γ2为下侧扩张调节片的初始水平夹角，δ为矢量偏转角目标值。

优选的是，步骤s3中，两个所述收敛调节片的偏转角度为k倍的矢量偏转角目标值，其中0<k<1。

优选的是，所述k为0.5，所述上侧收敛调节片进行偏转后的角度β′1＝β1–δ/2，下侧收敛调节片进行偏转后的角度β′2＝β2+δ/2，其中，β1为上侧收敛调节片的初始水平夹角，β2为下侧收敛调节片的初始水平夹角，δ为矢量偏转角目标值。

优选的是，所述k为δ/t，t为扩张调节片的偏转上限，所述收敛调节片进行偏转后的角度β′1＝β1–δ/2t，下侧收敛调节片进行偏转后的角度β′2＝β2+δ/2t，其中，β1为上侧收敛调节片的初始水平夹角，β2为下侧收敛调节片的初始水平夹角，δ为矢量偏转角目标值。

本申请将扩张段调节片需承受的气动负荷分担到收敛段调节片中，提高了二元矢量喷管工作的安全性和可靠性，由于部分气动负荷分担到收敛段调节片中，扩张段调节片气动负荷降低，可进一步增加矢量偏转角度，有助于飞机机动飞行。

附图说明

图1是本申请二元适量喷管矢量偏转控制方法的一优选实施例的供油示意图。

图2是本申请二元矢量喷管未偏转示意图。

图3是二元矢量喷管仅扩张段参与偏转示意图。

图4是二元矢量喷管收敛段-扩张段均参与偏转示意图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

本发明提出了一种基于二元矢量喷管收敛段及扩张段两部分进行矢量推力控制的方法，将二元矢量喷管偏转引起的气动负荷分布在收敛段及扩张段上，增加二元矢量喷管在矢量偏转时的工作可靠性。

本申请提出了一种二元适量喷管矢量偏转控制方法，如图1所示，主要包括：

步骤s1、确定矢量偏转角目标值；

步骤s2、确定二元矢量喷管未偏转条件下的两个扩张调节片的初始水平夹角，按所述矢量偏转角目标值控制两个扩张调节片进行偏转；

步骤s3、待所述扩张调节片调节到位后，控制两个收敛调节片进行偏转，其中，两个所述收敛调节片的偏转方向与所述扩张调节片的偏转方向相同。

在二元矢量喷管偏转过程中，扩张段调节片决定了气流的最终流动方向，即决定了矢量推力的偏转角度。在给定了推力矢量偏转角后，即确定了扩张段的偏转角。扩张段偏转角确定后，通过调节收敛段的角度，将矢量偏转引起的气动负荷分布在收敛段及扩张段中，降低扩张段的气动负荷。因此，在步骤s1中，首先确定矢量推力目标值，设矢量偏转角为δ(向上偏转为正，向下偏转为负)，作为设计输入。

设二元矢量喷管未偏转条件下，上侧扩张调节片与水平方向的夹角为γ1，下侧扩张调节片与水平方向的夹角为γ2，均为正数；偏转条件下，上侧扩张调节片与水平方向的夹角为γ′1，下侧扩张调节片与水平方向的夹角为γ′2，均为正数；

根据矢量推力偏转要求，二元喷管矢量偏转后上侧扩张调节片与水平方向的夹角γ′1＝γ1+δ，下侧扩张调节片与水平方向的夹角γ′2＝γ2–δ，即可满足矢量推力偏转角δ的偏转要求。

在一些可选实施方式中，步骤s3中，两个所述收敛调节片的偏转角度为k倍的矢量偏转角目标值，其中0<k<1。

在一些可选实施方式中，所述k为0.5，设二元矢量喷管未偏转条件下，上侧收敛调节片与水平方向的夹角为β1，下侧收敛调节片与水平方向的夹角为β2，均为正数；偏转条件下，上侧收敛调节片与水平方向的夹角为β′1，下侧收敛调节片与水平方向的夹角为β′2。

以β′1＝β1–δ/2、β′2＝β2+δ/2作为收敛段调节片与水平方向的夹角。二元矢量喷管未偏转示意图见图2所示，二元矢量喷管仅扩张段参与偏转示意图见图3所示，二元矢量喷管收敛段-扩张段均参与偏转示意图见图4所示。

在一些可选实施方式中，所述k为δ/t，t为扩张调节片的偏转上限，所述收敛调节片进行偏转后的角度β′1＝β1–δ/2t，下侧收敛调节片进行偏转后的角度β′2＝β2+δ/2t，其中，β1为上侧收敛调节片的初始水平夹角，β2为下侧收敛调节片的初始水平夹角，δ为矢量偏转角目标值。

可以理解的是，本实施例引入t来对收敛调节片的参与程度进行了限制，例如扩张调节片的偏转上限为60°，则当矢量偏转角目标值为30°时，计算k为0.5，表示收敛调节片参与程度为50％，当矢量偏转角目标值为45°，计算k为0.75，表示收敛调节片参与程度为75％，此时收敛调节片承担了更多的气动负荷。

本申请将扩张段调节片需承受的气动负荷分担到收敛段调节片中，提高了二元矢量喷管工作的安全性和可靠性，由于部分气动负荷分担到收敛段调节片中，扩张段调节片气动负荷降低，可进一步增加矢量偏转角度，有助于飞机机动飞行。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。