[发明专利]一种航空发动机矢量喷管结构

说明书

申请属于航空发动机矢量喷管结构设计技术领域，具体涉及一种航空发动机矢量喷管结构，包括：喷管连接筒；两个喷管分流筒，入口端与喷管连接筒的出口端连接，出口端间的距离向远离喷管连接筒的方向逐渐扩大，将喷管连接筒遮挡；两个喷管收敛段，每个喷管收敛段的入口端对应与一个喷管分流筒的出口端对接，沿喷管连接筒的轴向伸展；两个喷管扩张段，每个喷管扩张段入口端对应与一个喷管收敛段的出口端对接，沿喷管连接筒的轴向伸展。

技术领域

本申请属于航空发动机矢量喷管结构设计技术领域，具体涉及一种航空发动机矢量喷管结构。

背景技术

喷管是航空发动机的重要部件，用以将涡轮后的高温、高压燃气膨胀加速后排出机体，从而产生发动机推力。

为了实现无舵面飞翼姿态的控制，设计有气动推力矢量喷管控制飞机的姿态，当前的气动推力矢量喷管主要包括有二元矢量喷管和轴对称矢量喷管，存在以下缺陷：

1)、不能够对高温部件进行有效遮挡，限制飞机隐身性能的提高；

2)、通过机械调节产生俯仰力矩和偏航力矩，使飞机进行俯仰、偏航，运动机构复杂，重量较大；

3)、不能够产生滚转力矩，不能够使飞机进行滚转。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种航空发动机矢量喷管结构，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一种航空发动机矢量喷管结构，包括：

喷管连接筒；

两个喷管分流筒，入口端与喷管连接筒的出口端连接，出口端间的距离向远离喷管连接筒的方向逐渐扩大，将喷管连接筒遮挡；

两个喷管收敛段，每个喷管收敛段的入口端对应与一个喷管分流筒的出口端对接，沿喷管连接筒的轴向伸展；

两个喷管扩张段，每个喷管扩张段入口端对应与一个喷管收敛段的出口端对接，沿喷管连接筒的轴向伸展。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机矢量喷管结构中，还包括：

两个喷管转接筒，出口端呈方形；每个喷管转接筒的入口端对应与一个喷管分流筒的出口端对接，出口端与对应喷管收敛段的入口端对接；

每个喷管收敛段包括：

两个收敛段平行板，一端与对应喷管转接筒出口端相对的两个边缘对应连接；

两个收敛段收敛板，一端与对应喷管转接筒出口端另外相对的两个边缘对应连接，另一端间的距离向远离对应喷管转接筒的方向逐渐收缩，与两个收敛段平行板密封连接；

每个喷管扩张段包括：

两个扩张段平行板，一端与对应两个收敛段平行板远离对应喷管转接筒的一端对应连接；

两个扩张段扩张板，一端与对应两个收敛段收敛板远离对应喷管转接筒的一端对应连接，另一端间的距离向远离对应喷管收敛段的方向逐渐扩张，与两个扩张段平行板密封连接。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机矢量喷管结构中，每个收敛段收敛板及其扩张段扩张板，沿两个喷管分流筒出口端间距离逐渐扩大的方向伸展。