具有补燃加力功能的喉道偏移式气动矢量喷管及控制方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及飞行器推进系统设计领域，特别是一种喉道偏移式气动矢量喷管。
【背景技术】
[0002]随着科学技术的发展，装备推力矢量航空发动机的飞行器越来越多。而对于战斗机及导弹等而言，常规飞行时是不需要补燃加力的；当进行规避、截击、追赶、机动飞行时，不可避免地需要进行补燃加力，提高发动机喷管出口总温总压以提高发动机推力，进行加速，同时使用推力矢量技术进行机动飞行。因此，同时具备推力矢量技术和补燃加力技术的喷管装置对于未来飞行器的实现具有重大价值。
[0003]当下，单独对于推力矢量喷管和补燃加力装置进行的设计有很多，但是鲜有将二者融合在一起的设计。且不说二者融合设计的难度和困难，单纯就推力矢量喷管来说，多数设计就因为机械结构复杂、笨重、可靠性差、成本高等问题停留在纸上，很少实现工程应用。
[0004]喉道偏移式气动矢量喷管分为有源式和无源式喉道偏移式气动矢量喷管，是近年来兴起的一种新型推力矢量技术，凭借结构简单、重量轻的特点，受到越来越多的青睐。
[0005]典型的喉道偏移式气动矢量喷管的结构为双喉道式，在其中流动的气体依次流过一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张收敛段，最终从二喉道流出。当然，也有一些其他构型的喉道偏移式气动矢量喷管，在此不做赘述。
[0006]有源式喉道偏移式气动矢量喷管多从发动机压气机、祸轮、进气道或外部大气引气，也有高压气瓶、气栗等引气方式，通过其在一喉道附近以特定的角度、速度和流量注入主流产生扰动从而实现推力矢量的功能。而无源式喉道偏移式气动矢量喷管多从发动机涡轮出口引气，或者将进入喷管的气流分为若干股并用其中一股或几股注入主流产生扰动，从而获得矢量效果。
【发明内容】
[0007]发明目的:为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种具有补燃加力功能的喉道偏移式气动矢量喷管，用于解决现有的飞行器尚无同时具备气动推力矢量技术和补燃加力技术的喷管的技术问题。
[0008]技术方案:为实现上述目的，本发明采用的技术方案为:
[0009]一种具有补燃加力功能的喉道偏移式气动矢量喷管，在喉道偏移式气动矢量喷管内设置有燃油进口和点火器，所述燃料进口的位置设置在的一喉道前后，距一喉道不大于20%—喉道高度处，所述点火器设置在一喉道下游位置处。燃油与主流混合后形成油气混合物，点燃后能够提高主流的总温和总压，实现补燃，并且由于向主流中喷入了燃油，因此能够改变主流的气动喉道面积，从而提高发动机推力。
[0010]燃料进口的具体形式可以参照以下2种方式:
[0011]1、所述燃油进口为燃油喷嘴，且燃油喷嘴设置在一喉道尖点位置处，符合距一喉道不大于20%—喉道高度的位置，燃油喷嘴喷出燃油的速度矢量方向与主流速度矢量方向的夹角为0° -180°。
[0012]2、所述燃油进口为次流通道。常规的喉道偏移式气动矢量喷管中的次流通道的出口位置符合距一喉道不大于20%—喉道高度的位置。
[0013]无论将上面的哪种方式应用于常规的喉道偏移式气动矢量喷管内，都不会改变喷管的内型面，从而维持了喷管的基本性能。
[0014]进一步的，在本发明中，燃油通过燃油喷嘴喷出后与主流混合，根据需要调节喷出燃油的角度、速度及流量，从而控制喷管推力矢量角和主流的气动喉道面积。
[0015]进一步的，在本发明中，燃油通过次流通道喷出，根据需要调节次流中燃料与空气的比例及次流量的大小，从而控制喷管推力矢量角和主流的气动喉道面积。
[0016]有益效果:
[0017]本发明提供的一种具有补燃加力功能的喉道偏移式气动矢量喷管，利用喉道偏移式气动矢量喷管内部型面的特点及内流场的流场结构，巧妙地在一喉道尖点附近布置燃油喷嘴或在一喉道附近处注入的次流中掺入燃料，充分保证了燃油与主流的掺混，并通过点火器引燃油气混合物，在一喉道下游进行高效地燃烧，实现了补燃加力功能，拓宽了其应用场合，具体包括以下几个方面的优势:
[0018](1)将推力矢量喷管与补燃加力装置结合，利用其内部型面的特点及内流场的流场结构，在一喉道尖点附近布置的燃油喷嘴喷油或一喉道附近处注入的次流中掺入燃料，并通过点火器引燃油气混合物，在一喉道下游燃烧，实现补燃加力，不需要对矢量喷管本身结构进行较大改动，从而保证了矢量喷管的性能；
[0019](2)能方便地与飞机后机体一体化设计，不管是否使用补燃加力装置，喷管尺寸没有发生变化，二元喷口都可以方便地与飞行器后机身进行一体化设计，从而减小后体阻力，降低机体红外福射；
[0020](3)可以控制喷嘴喷出燃油的角度、流量和速度，或控制一喉道处注入主流的次流中燃油的流量、比例和速度，从而控制喷管的推力矢量角、调节喉道面积；
[0021](4)充分利用喉道偏移式气动矢量喷管内流场的特点，利用其内部的漩涡，对燃油和空气进行充分的掺混，提高燃油效率并稳定火焰，取消火焰稳定器，减轻结构重量；
[0022](5)本喷管关键技术可以配合包括反推型、垂直起降型、全向矢量型在内的其他喉道偏移式气动矢量喷管的改型使用，使用范围广泛。
【附图说明】
[0023]图1为本发明的喷管内型面结构侧视图。
【具体实施方式】
[0024]下面结合附图对本发明作更进一步的说明。
[0025]图1所示常规的喉道偏移式气动矢量喷管内型面的结构图，主要由喷管上壁面1、喷管下壁面2、一喉道前部收敛段3、一喉道尖点4、一喉道5、二喉道前部扩张收敛段6、后体凹腔7、二喉道尖点8、二喉道9等部件构成。
[0026]本发明在与上述常规的喉道偏移式气动矢量喷管内型面保持相同的基础上，通过在一喉道5附近注入燃油，提高主流的总温和总压，并在主流中添加质量，从而实现了对于喷管矢量角的调节与控制，实现了补燃加力功能。因此，本发明的喷管具有2种工作状态:正常状态和补燃加力状态。
[0027]正常状态与常规的喉道偏移式气动矢量喷管一样使用，补燃加力状态具体包括以下2种实现手段:
[0028]实现手段1:使用燃油喷嘴的技术方案，将燃油喷嘴布置在一喉道尖点4的附近，其喷射的燃油速度矢量方向与主流速度矢量方向的夹角为0° -180°，可以通过控制燃油喷射角度、流量和速度，从而实现对于推力矢量角的控制，并可以通过相同的方法调节喉道面积。
[0029]实现手段2:使用在次流中掺混入燃油的技术方案，次流通道则与常规的喉道偏移式气动矢量喷管中设置的次流通道一致，即位于一喉道5附近，且次流通道是否掺混燃油不影响次流通道的布置形式和布置位置，以维持喷管的推力矢量的性能。因此，燃油注入主流的角度与次流注入燃油的角度一致。其中，在一喉道5注入主流的次流可以来自发动机压气机或燃烧室，也可以来自尾喷管出口气流或飞行器进气道或环境大气，还可以来自气瓶、压缩机、气栗等气源。
[0030]以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出:对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
【主权项】
1.一种具有补燃加力功能的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于:在喉道偏移式气动矢量喷管内设置有燃油进口和点火器，所述燃料进口的位置设置在一喉道前后距离一喉道不大于20%—喉道高度的位置处，所述点火器设置在一喉道下游位置处。2.根据权利要求1所述的具有补燃加力功能的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于:所述燃油进口为燃油喷嘴，且燃油喷嘴设置在一喉道尖点位置处，燃油喷嘴喷出燃油的速度矢量方向与主流速度矢量方向的夹角为0° -180°。3.根据权利要求1所述的具有补燃加力功能的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于:所述燃油进口为次流通道。4.一种具有补燃加力功能的喉道偏移式气动矢量喷管的控制方法，其特征在于:在一喉道前后距离一喉道不大于20%—喉道高度的范围内注入燃油与主流混合，并在一喉道下游位置处进行点燃，提高主流的总温和总压同时改变主流的气动喉道面积。5.根据权利要求4所述的具有补燃加力功能的喉道偏移式气动矢量喷管的控制方法，其特征在于:燃油通过燃油喷嘴喷出后与主流混合，调节喷出燃油的角度、速度及流量，从而控制喷管的推力矢量角和主流的气动喉道面积。6.根据权利要求4所述的具有补燃加力功能的喉道偏移式气动矢量喷管的控制方法，其特征在于:燃油通过次流通道喷出，调节次流中燃料与空气的比例及次流量的大小，从而控制喷管推力矢量角和主流的气动喉道面积。
【专利摘要】本发明公开了一种具有补燃加力功能的喉道偏移式气动矢量喷管。该喷管的内流道依次包括一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张收敛段、二喉道。实现其补燃加力功能的本体是依靠布置在一喉道尖点处的燃油喷嘴或在一喉道附近处注入的次流中掺入燃料并在一喉道下游燃烧实现的。通过控制燃油喷嘴喷入燃油的角度、速度、流量或控制次流中燃料与空气的比例及次流量的大小，可以实现对于喷管矢量角和喉道面积的控制，并实现补燃加力，对于使用喉道偏移式气动矢量喷管的飞行器在空中加速飞行有重要意义。
【IPC分类】F02K1/17, F02K1/78
【公开号】CN105298683
【申请号】CN201510666593
【发明人】黄帅, 徐惊雷, 郭帅, 陈宇, 牛彦沣
【申请人】南京航空航天大学
【公开日】2016年2月3日
【申请日】2015年10月15日