一种喉道辅助引气控制的二元激波矢量喷管的制作方法

1.本发明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。


背景技术：

2.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。
3.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-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。激波矢量法可以得到较大的矢量角和矢量效率，对于此种控制方式，流动过膨胀越严重，能达到的矢量角也越高。因此，激波矢量控制法具有较大的激波损失和过膨胀损失。此外，由于二次流需要从发动机引气，给发动机带来了更大的负担，如何提升矢量效率，减少二次流需求也是需要解决的问题。


技术实现要素：

4.本发明意在提供一种喉道辅助引气控制的二元激波矢量喷管，以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。
5.为达到上述目的，本发明提供如下技术方案：
6.一种喉道辅助引气控制的二元激波矢量喷管，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、收缩段、喉道和扩张段，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和二次流入口，所述辅助引气通道的入口位于喉道，所述辅助引气通道的出口位于扩张段，所述辅助引气通道设置有用于控制通道内流体流量的阀门。
7.进一步的，所述辅助引气通道和所述二次流入口的横截面均呈矩形。
8.进一步的，所述辅助引气通道的入口与所述收缩段的连接处倒圆处理，所述辅助引气通道的出口圆滑过渡至与所述扩张段垂直连接，所述二次流入口处的流体注入方向垂直于扩张段。
9.进一步的，所述辅助引气通道的出口至二次流入口的间距是二次流入口的缝宽的6倍。
10.进一步的，所述辅助引气通道的轴线与所述扩张段的上表面呈不超过10
°
的夹角。
11.本发明的有益效果是：
12.对于现有激波矢量喷管，理论上增大二次流压比可以提升矢量角，但实际激波会在射流对侧物面发生反射，降低矢量角，从而降低矢量效率；另外，增大二次流量虽可以增加矢量角，但矢量效率也会下降，对二次流的需求更大，进一步增加对发动机的压力。
13.因此，本发明采用上述技术方案，与现有技术相比有以下优点：喉道辅助引气控制的激波矢量喷管利用喷管内通道，使主流在二次流前注入，与二次流一同在主流中形成两道激波，使主流偏转两次，大幅提升了矢量角。同时，由于额外所需二次流没有增加，矢量效率也大幅提升，实际上在相同矢量角下，减小了额外所需二次流流量，减小了发动机的压力。此外，由于从喷管喉道引气，相当于扩大了喉道面积，因此增加了喷管的流通能力。
附图说明
14.图1为本发明实施例提供的一种喉道辅助引气控制的二元激波矢量喷管的等轴侧视图；
15.图2为本发明实施例提供的一种喉道辅助引气控制的二元激波矢量喷管的左视图。
具体实施方式
16.下面结合附图和实施方式对本发明作进一步的详细说明：
17.说明书附图中的附图标记包括：1、辅助引气通道的入口；2、辅助引气通道的出口；3、二次流入口；4、间距；5、等截面段；6、收缩段；7、喉道；8、扩张段；9、辅助引气通道。
18.如图1、图2所示的，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5、收缩段6、喉道7和扩张段8。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，辅助引气通道9和二次流入口3的横截面均呈矩形，且辅助引气通道9、二次流入口3和二元激波矢量喷管的宽度均一致。辅助引气通道的入口1位于喉道7，为保证辅助引气通道的入口1处流动不发生回流、分离，辅助引气通道的入口1与收缩段6的连接处倒圆处理，且喉道辅助引气通道9的轴线与扩张段8的上表面呈不超过10
°
的夹角，辅助引气通道的出口2位于扩张段8，且辅助引气通道的出口2圆滑过渡至与扩张段8垂直连接，辅助引气通道9还设置有用于控制通道内流体流量的阀门。二次流入口3处的流体注入方向垂直于扩张段8，辅助引气通道的出口2至二次流入口3的间距4是二次流入口3的缝宽的6倍，以达到较好的推力矢量角与矢量效率。
19.具体过程如下：
20.二元激波矢量喷管的主流沿等截面段5-扩张段8方向喷射，二次流入口3通过管道从发动机压气机引气，二次流会在喷管内形成激波而使喷管内主流偏转，从而形成一定的推力矢量，通过管道上安装的阀门调节二次流量的大小，可以调节推力矢量角度的大小；二元激波矢量喷管还利用辅助引气通道9，使主流分流至辅助引气通道9，且在二次流前注入，与二次流一同在主流中形成两道激波，使主流偏转两次，大幅提升了矢量角，在npr4.6,spr0.7情况下，将矢量角由7.4
°
提升至12.1
°
。没有推力矢量需求时，辅助引气通道9通过阀门关闭，二次流入口3连接的管道也通过阀门关闭，此时二元激波矢量喷管仅产生轴向力，
并没有离轴的推力。在推力矢量角要求不大时，可关闭喉道辅助引气通道9，仅依靠二次流注入；随着矢量角要求的提高，可以逐步打开辅助引气通道9的阀门，通道内流量逐渐增大，直至达到最大流量，此时矢量角达到最大。
21.以上所述的仅是本发明的实施例，方案中公知的具体技术方案和/或特性等常识在此未作过多描述。应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本发明技术方案的前提下，还可以作出若干变形和改进，这些也应该视为本发明的保护范围，这些都不会影响本发明实施的效果和专利的实用性。本申请要求的保护范围应当以其权利要求的内容为准，说明书中的具体实施方式等记载可以用于解释权利要求的内容。


技术特征：
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)辅助引气控制的二元激波矢量喷管，其特征在于：所述辅助引气通道的入口(1)与所述收缩段(6)的连接处倒圆处理，所述辅助引气通道的出口(2)圆滑过渡至与所述扩张段(8)垂直连接，所述二次流入口(3)处的流体注入方向垂直于扩张段(8)。4.根据权利要求3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：所述辅助引气通道的出口(2)至二次流入口(3)的间距(4)是二次流入口(3)的缝宽的6倍。5.根据权利要求1-4任意一项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)的轴线与所述扩张段(8)的上表面呈不超过10
°
的夹角。

技术总结
本发明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。


技术研发人员：舒博文 黄江涛 何成军 高正红 马创 陈宪 陈诚
受保护的技术使用者：中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
技术研发日：2022.02.25
技术公布日：2022/5/17