[发明专利]一种梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管及装备有该矢量喷管的飞行器

说明书

本发明公开了一种梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，包括：在喉道偏移式气动矢量喷管内型面不变的基础上，将原有的与上下壁面垂直的侧壁面改为了斜的壁面，使得在内流道中每个流通截面都成为梯形。通过喷管内流场的三维流动效应，使得喷管在原有控制规律不变的情况下，依旧可以产生矢量角(典型的方向为俯仰方向)，但抬头矢量角和低头矢量角不相等。本发明通过改变流通截面形状，通过改变流通截面形状，既提高了喷管红外隐身性能，又为飞行器提供了大小不等的抬头或者低头矢量角，实现了梯形出口喷管与推力矢量辅助高机动飞行的功能结合，扩大了飞行器的飞行包线，更好地满足了飞行器的使用需要。

技术领域

本发明涉及一种梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管及装备有该矢量喷管的飞行器，属于推力矢量航空发动机喷管技术领域。

背景技术

随着科学技术的发展和实际需求的提高，未来飞行器将越来越多地使用推力矢量航空发动机。推力矢量航空发动机实现推力矢量功能的核心是推力矢量喷管。传统机械式推力矢量喷管结构复杂，可靠性差，维护麻烦。因此开发一种结构简单、重量轻、维护性好的推力矢量喷管迫在眉睫。

当下，流体推力矢量喷管逐渐以其结构简单、重量轻的特点成为各国的研究重点和研究热点，并将在不远的未来进入工程应用。同时，如何在尽可能少改变喷管结构的前提下为流体推力矢量喷管赋予更多的功能成为推力矢量喷管新的领域研究方向之一。

而喉道偏移式气动矢量喷管是近年来兴起的一种新型流体推力矢量喷管，凭借结构简单，重量轻、矢量性能好等的特点，受到越来越多的青睐。常见的喉道偏移式气动矢量喷管为双喉道结构，以二喉道面积略微比一喉道面积大最为常见。一般可以将喉道偏移式气动矢量喷管分为主动有源型和自适应无源型，其中主动有源型产生推力矢量气源的来源多为外置的压缩器、气瓶或者从航空发动机高压部件(多为压气机)中引气，其特点是推力矢量角随喷管工作落压比变化小，但对整台航空发动机来说推力损失较大；而自适应无源型则是设置自适应旁路通道将喷管入口位置的高压气流引至喷管的指定位置注入，自适应产生扰动并最终实现推力矢量，其克服了主动有源型的缺点，对航空发动机整机推力影响较小，矢量角也较为稳定。

常见的喉道偏移式气动矢量喷管多为固定几何喷管，能产生约20°左右的单一方向矢量角(如俯仰方向)，常见用于飞行器俯仰方向的控制。而现役喷管内型面及外型面(含后体)均为二元上下对称或三元轴对称。但在未来，随着对于飞行器红外隐身要求的提高，非轴对称喷管构型(如矩形、椭圆形等)逐渐出现并得到越来越多的使用，但具有推力矢量功能的非轴对称喷管少之又少。

因此，本专利发明了一种流通截面为梯形的喉道偏移式气动矢量喷管，兼顾了满足低可探测的梯形截面和推力矢量喷管的使用需要，便于与飞行器后机身一体化；同时，还可以结合飞行器实际的特点，为飞行器提供大小不同的抬头矢量角和低头矢量角，更好地满足了飞行器的使用需要。

发明内容

发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管及装备有该矢量喷管的飞行器，通过改变流通截面形状，有效提高喷管红外隐身性能，同时能够为飞行器提供大小不等的抬头或者低头矢量角，实现梯形出口喷管与推力矢量辅助高机动飞行的功能结合，扩大飞行器的飞行包线。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种梯形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管本体，其内流道包括依次连通的喷管进口、等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张段、二喉道前部收敛段、二喉道；所述喷管本体的侧壁面倾斜布置，使得内流道的流通截面呈梯形。

本发明在喉道偏移式气动矢量喷管纵向(沿流通方向)内型面不变的基础上，将原有的平行、与上下壁面垂直的侧壁面改为了斜的壁面，使得在内流道中每个流通截面(垂直流向)都成为梯形。通过喷管内流场的三维流动效应，使得喷管在原有控制规律不变的情况下，依旧可以产生矢量角(典型的方向为俯仰方向)，但抬头矢量角和低头矢量角不相等。