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[发明专利]一种适用于无尾布局的流体推力矢量喷管-CN202310622485.7在审
发明人：何成军;黄江涛;钟世东;陈宪;余龙舟;陈其盛 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
申请日： 2023-05-30 - 公布日： 2023-09-05 - 主分类号： F02K1/28 文献下载
摘要：本发明属于飞行器发动机推力矢量设计领域，公开了一种适用于无尾布局的流体推力矢量喷管，包括无尾布局后体、双S弯喷管和二次流注入缝，所述双S弯喷管设置在无尾布局后体的一侧，所述双S弯喷管的宽高比大于4，所述二次流注入缝设置在双S弯喷管上。本发明解决了现有的推力矢量技术在无尾布局飞行器中应用所产生散射源的问题，可用于提高无尾布局飞行器的隐身性能。
一种适用于布局流体推力矢量喷管

[发明专利]排气喷管和飞行器-CN202310252557.3在审
发明人：陈海昕;杨韫加 -专利权人：清华大学
申请日： 2023-03-15 - 公布日： 2023-07-21 - 主分类号： F02K1/28 文献下载
摘要：本说明书实施例提供一种排气喷管和飞行器。所述排气喷管可以包括：对应冲压发动机的冲压气流通道，所述冲压气流通道包括收敛段和扩张段；冷却通道，所述冷却通道包括冷却段、射流段和阀门，所述冷却段上设置有第一出口，所述射流段上设置有第二出口，所述阀门用于控制冷却段内的冷却气流进入射流段；在冲压发动机工作时，所述阀门处于关闭状态，冷却段内的冷却气流通过第一出口进入收敛段，在冲压发动机不工作时，所述阀门处于打开状态，冷却段内的冷却气流通过阀门进入射流段，射流段内的冷却气流通过第二出口进入扩张段。本说明书实施例可以提高排气喷管的气动性能。
排气喷管飞行器

[发明专利]一种射流控制一体化推力矢量喷管-CN202310572630.5在审
发明人：周志坛;梁然辉;曹德华;李怡庆 -专利权人：南昌航空大学
申请日： 2023-05-22 - 公布日： 2023-07-07 - 主分类号： F02K1/28 文献下载
摘要：本发明涉及一种射流控制一体化推力矢量喷管，包括拉瓦尔喷管、若干燃气导流管，所述拉瓦尔喷管主要由依次连接的喷管收缩段、喷管喉部、喷管扩张段组成，所述燃气导流管连通喷管收缩段和喷管扩张段，若干燃气导流管沿拉瓦尔喷管周向均匀排列，燃气导流管连通喷管入口的一端设置有涡流阀，涡流阀受涡流阀控制器控制。本发明结构简单，不需要额外加装燃气喷射装置；反应迅速，能根据实际情况快速做出反应；制造成本低。
一种射流控制一体化推力矢量喷管

[发明专利]一种喉道背压调控下的喷管出口马赫数的控制装置-CN202310275717.6在审
发明人：顾蕴松;周宇航;史楠星;邓帅;冯潮;王怡;黄紫 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-03-21 - 公布日： 2023-06-13 - 主分类号： F02K1/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种喉道背压调控下的喷管出口马赫数的控制装置，属于航空发动机排气系统控制领域，能够通过喷管喉道处背压的调控实现出口马赫数控制，达到飞行器推进系统的多模态切换。本发明包括主流喷管、流动控制段和流动稳定段。主流喷管为二元矩形喷管，可以为该控制装置和方法提供所需主射流以及喉道控制点。通过流动控制段、流动稳定段中双侧扩张型固壁和被动二次流气动约束对射流进行控制实现出口马赫数的改变。本发明无需复杂的机械液压活动部件以及高压气源等主动辅助装置，具有喷管部件型面固定、射流控制响应快等显著优势，仅通过扩张型固壁和被动二次流气动约束共同作用即可实现定压比状态下多种出口马赫数的需求输出。
一种喉道调控喷管出口马赫数控制装置

[发明专利]一种分布式无源流体推力矢量喷管-CN202310182552.8在审
发明人：顾蕴松;李照;吴泽民;黄紫;史楠星;周宇航;邓帅 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-03-01 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： F02K1/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种分布式无源流体推力矢量喷管，包括射流入口、侧壁面、康达壁面和多个二次流道单元。射流入口横截面为矩形，矩形宽度与高度比值较大；康达壁面是和射流入口有一定夹角的平板；二次流道单元分布在康达壁面上，单元间相互独立且互不连通；每个二次流道单元包括流量阀、静压腔、控制孔；流量阀连通/阻断大气和静压腔，控制孔连通静压腔和主流。每个二次流道单元内流量阀的联通/阻断控制局部主流离壁/附壁，从而产生局部推力矢量；多单元共同控制实现射流偏转分布式控制。与现有的无源推力矢量喷管相比，克服推力矢量控制规律非线性“突跳”和“迟滞”等问题。
一种分布式无源流体推力矢量喷管

[发明专利]一种用于变循环发动机的旋转格栅式后涵道引射器-CN202310064844.1在审
发明人：黄玥;刘润富;王启星;梁倬宁;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2023-01-30 - 公布日： 2023-04-11 - 主分类号： F02K1/28 文献下载
摘要：一种用于变循环发动机的旋转格栅式后涵道引射器，可以有效地增强化变循环发动机低涵道比模态下内外涵道气流掺混，提高混合效率，从而提高加力燃烧室的燃烧效率。旋转格栅式后涵道引射器采用32个位于外涵道出口的格栅旋转进行面积的调节，外涵气流从格栅之间的空隙通过，气流通过格栅时由于格栅的特殊结构，会产生高强度的漩涡，且每个格栅具有一定的倾斜角度，内涵的气流能够很好的扩散至整个混合段，更大程度上的使内外涵气流混合均匀，极大的缩小了混合的距离。本发明在格栅上设置的梯形格栅具有引流的能力，能有效的降低总压损失，提高混合效率，保证了加力燃烧室的稳定燃烧和良好的加力燃烧室入口条件。
一种用于循环发动机旋转格栅式后涵道引射器

[发明专利]基于振荡射流的法向流推力矢量喷管控制装置及飞行器-CN202110787507.6有效
发明人：温新;王士奇;周楷文;刘沛聪;刘应征 -专利权人：上海交通大学;中国航空发动机研究院
申请日： 2021-07-13 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： F02K1/28 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于振荡射流的法向流推力矢量喷管控制结构及飞行器，其中控制结构包括控制器，依次连接的气流干管、开关阀、第一气流支管、第二气流支管和多个扫掠型振荡射流激励器，扫掠型振荡射流激励器的数量为偶数，均分为第一激励器组和第二激励器组，第一激励器组和第二激励器组分别布置在喷管出口的两侧，喷管出口侧沿主流方向渐扩，扫掠型振荡射流激励器的轴线与所在处喷管侧壁的法向夹角小于45度。与现有技术相比，本发明采用了流动控制的策略，结构简单，可靠性高，适应性强，无需利用复杂的机械结构改变喷管外形，降低了飞行器的重量；不会因为喷管外形的改变增加飞行器的阻力；同时可以显著提高飞行器的隐身性能。
基于振荡射流推力矢量喷管控制装置飞行器

[发明专利]基于带自适应侧向射流的突片的发动机喷管排气掺混结构-CN202211478378.3在审
发明人：雷志军;邓寒浏;张燕峰;卢新根;徐纲;朱俊强 -专利权人：中国科学院工程热物理研究所
申请日： 2022-11-23 - 公布日： 2023-03-07 - 主分类号： F02K1/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于带自适应侧向射流的突片的发动机喷管排气掺混结构，通过在主喷管出口附近内侧或外侧或内外侧交错周向均匀设置的带自适应侧向射流的突片，将突片上游气流引流至其内流道并加速后，从突片两侧的侧向缝排出形成侧向射流，不仅有利于降低突片的有效流动阻力，还进一步增强了突片在发动机主喷管出口下游主流区及主流区外侧形成的流向涡的强度，实现发动机主喷管高温排气射流与其外侧低温气流的高效掺混，从而以更低的损失提高了发动机主喷管高温射流与周围低温气流的掺混性能。同时，突片侧向射流的速度可随着发动机工况的变化而进行自适应变化，从而实现对突片下游流向涡强度的调节，满足不同工况下发动机排气掺混的需要。
基于自适应侧向射流发动机喷管排气结构

[发明专利]一种基于轴对称旁路式无源气动矢量喷管的自适应旁路通道设计方法-CN202111390391.9有效
发明人：成前;徐惊雷;黄帅;潘睿丰;张玉琪;曹明磊;张玉顶 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2021-11-23 - 公布日： 2023-02-10 - 主分类号： F02K1/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于轴对称旁路式无源气动矢量喷管的自适应旁路通道设计方法，首先建立坐标系，选定自适应旁路通道的二维基准型线，绕所述无源气动矢量喷管轴向旋转，获得三维自适应旁路通道，并将旁路通道依据截面划分为自适应旁路通道进口、等直段A、过渡段B、等直段C、过渡段D、拐角段E、等直段F和自适应旁路通道出口，通过改变旋转而成的三维自适应旁路通道的内流道截面形状，使得自适应旁路通道较好地贴合轴对称气动推力矢量喷管，并且在等直段C布置阀门并实现线性调节阀门开度，从而解决了自适应旁路通道难以布置和控制的难题，且在保留较高推力性能的同时能够灵活控制矢量喷管的矢量效果，符合现代飞行器对于高机动性的要求。
一种基于轴对称旁路无源气动矢量喷管自适应通道设计方法

[发明专利]一种自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法-CN202211257965.X在审
发明人：赵龙波;李美金;王永明;王为丽;曹志鹏;谷彬;余秋霞 -专利权人：中国航发四川燃气涡轮研究院
申请日： 2022-10-13 - 公布日： 2023-02-03 - 主分类号： F02K1/28 文献下载
摘要：本发明提供了一种自适应发动机二元自适应引射喷管数学建模方法，所述建模方法包括如下步骤：S1：求解次流对自适应引射阀门的作用力F次；S2：求解主流对自适应引射阀门的作用力F主；S3：判断次流对自适应引射阀门的作用力和主流对自适应引射阀门的作用力是否平衡，若不平衡，则返回S1后重新选择自适应引射阀门的角度α；若平衡，则进行S4；S4：求解喷管出口截面参数。该方法，可以根据引射喷管主流和次流的进气条件，判断自适应引射阀门的开关程度，进行引射喷管主流和次流在喷管出口截面参数的计算，从而得到引射喷管出口参数，可用于发动机总体性能仿真，解决了现有方法无法对二元自适应引射喷管进行总体性能仿真的问题。
一种自适应发动机二元喷管数学建模方法

[发明专利]一种适用于无尾布局的流体推力矢量喷管-CN202211592804.6在审
发明人：陈立立;黄江涛;刘刚;周铸;钟世东;谭霄;陈其盛;陈宪;杜昕 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
申请日： 2022-12-13 - 公布日： 2023-01-31 - 主分类号： F02K1/28 文献下载
摘要：本发明属于飞行器发动机推力矢量设计领域，公开了一种适用于无尾布局的流体推力矢量喷管，包括无尾布局后体、双S弯喷管和二次流注入缝，所述双S弯喷管设置在无尾布局后体的一侧，所述双S弯喷管的宽高比大于4，所述二次流注入缝设置在双S弯喷管上。本发明解决了现有的推力矢量技术在无尾布局飞行器中应用所产生散射源的问题，可用于提高无尾布局飞行器的隐身性能。
一种适用于布局流体推力矢量喷管

[发明专利]涡轮机排气壳体-CN202180035498.3在审
发明人：罗曼·哈罗德·帕特里斯·珀;弗雷德里克·道特雷普 -专利权人：赛峰飞机发动机公司
申请日： 2021-05-07 - 公布日： 2023-01-13 - 主分类号： F02K1/28 文献下载
摘要：本发明涉及一种用于涡轮机的排气壳体(15)，涡轮机沿着纵向轴线(X)延伸，排气壳体包括：环形罩部(23)，具有沿着纵向轴线(X)从第一凸缘(25)延伸的壁(24)，多个开口(27)设置成穿过壁(24)；多个嘴部(28)，多个嘴部中的每个嘴部形成从上游到下游在相应的入口(30)和开口(27)中的一个开口之间延伸的通道(29)，每个嘴部(28)具有：对接凸缘(31)，位于入口(30)处且具有与环形罩部(23)的第一凸缘(25)接触的径向内边缘(32)；嘴部壁(34)，界定通道(29)并包括径向内壁部分(35)，径向内壁部分由制成在罩部(23)的壁(24)上的加厚部段形成。
涡轮机排气壳体

[发明专利]一种能够实现俯仰推力矢量的S弯气动矢量喷管及方法-CN202211049308.6在审
发明人：梁爽;史经纬;王占学;周莉;张晓博 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-08-30 - 公布日： 2022-11-15 - 主分类号： F02K1/28 文献下载
摘要：本发明一种能够实现俯仰推力矢量的S弯气动矢量喷管及方法，属于航空发动机喷管领域；包括S弯收敛段、二元扩张段、以及设置于二元扩张段的上壁面二次流喷管和下壁面二次流喷管；所示S弯收敛段和二元扩张段共同构成了主喷管，上壁面二次流喷管和下壁面二次流喷管分别与二元扩张段的上、下壁面相通，用于从发动机高压部件引气向主喷管内注射可变总压的二次流。应用本发明S弯气动矢量喷管，通过上壁面二次流注射控制主流向下偏转，通过下壁面二次流喷射控制主流向上偏转，实现推力轴线的俯仰偏转。此外，流道对称的二元扩张段还可以削弱上游S弯收缩段不对称的流道对气流的影响，改善气流均匀性，保证在无二次流注入时，推力轴线基本不发生偏移。
一种能够实现俯仰推力矢量气动喷管方法

[发明专利]一种适用无尾式飞翼布局飞行器的大弯度扁平喷管-CN202110415071.8有效
发明人：李涛;赵文文;江中正;麻寿东;杨华 -专利权人：浙江大学
申请日： 2021-04-17 - 公布日： 2022-06-10 - 主分类号： F02K1/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种适用无尾式飞翼布局飞行器的大弯度扁平喷管。包括喷管和流量调节分配机构，喷管依次包括光滑连接的圆转方前段喷管、长方体中段喷管和方转扁平后段喷管三部分，其中圆转方前段喷管采用壁面型线融合技术生成收扩型的前圆后方喷管；流量调节分配机构位于长方体中段喷管；方转扁平后段喷管从与长方体中段喷管相连的一端分叉为上下两根喷管，分别为方转扁平后段上分喷管和方转扁平后段下分喷管，延伸至机翼后缘，喷出射流以实现无尾飞翼布局飞机的主动控制。本发明直接利用了发动机尾喷管主流来实现射流控制，克服了传统射流控制方式持续时间短、控制力矩小的问题；其次通过喷管的分布式设计能够简化飞控系统与提升响应速度。
一种适用无尾式飞翼布局飞行器弯度扁平喷管

[发明专利]一种椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管的设计方法-CN202110585390.3有效
发明人：成前;徐惊雷;黄帅;潘睿丰;张玉琪;曹明磊 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2021-05-27 - 公布日： 2022-04-22 - 主分类号： F02K1/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管的设计方法，所述椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管的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；通过将各段流通截面形状设计为椭圆形，改变了内流道流场结构，因此能够在提供全向矢量角、保证高效矢量推力性能的情况下，兼具较好的内外流掺混效果，有效提高了喷管红外隐身性能，从而解决了现代飞行器对强隐身性能和高机动性能的迫切需求；此外椭圆形喉道偏移式气动矢量喷管独特的扁平外形更加适配一些如飞翼布局的特殊外形的飞行器，也能满足未来飞行器气动‑隐身一体化布局的要求，用途广泛。
一种椭圆形喉道偏移气动矢量喷管设计方法

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