專利名稱：一種飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)，屬于航空航天技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
在傳統(tǒng)的飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計中，人們通過舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生不對稱的氣動力矩作為 操縱力矩對飛行器的轉(zhuǎn)彎、爬升、俯沖、橫滾等飛行姿態(tài)實施操控。這種控制模式必須輔以 許多復(fù)雜笨重的液壓或電液驅(qū)動舵機和其他配套的相關(guān)設(shè)備才能進(jìn)行，而且舵面的安裝破 壞了連續(xù)光滑的機翼，存在很多縫隙，從而產(chǎn)生很大的泄漏阻力，同時舵面偏轉(zhuǎn)還將增加飛 行器的雷達(dá)散射截面(RCS)值，不利于隱身。之后，人們在飛行器尾部發(fā)動機之后安裝燃?xì)?舵面，通過改變發(fā)動機燃?xì)饬鞯姆较騺懋a(chǎn)生飛行姿態(tài)控制側(cè)向力，但是燃?xì)鈿堅锥氯麣?路，必須精心設(shè)計過濾裝置，并且燃?xì)舛婷嫠a(chǎn)生的力矩較小。推力矢量控制技術(shù)正逐步應(yīng) 用于第四代戰(zhàn)機及先進(jìn)的彈道導(dǎo)彈上，目前的推力矢量控制技術(shù)一般采用機械方法，如發(fā) 動機噴管擺動、發(fā)動機噴管外加裝可調(diào)節(jié)擋板或者偏轉(zhuǎn)擴張段的調(diào)節(jié)片。機械推力矢量噴 管在帶來大量優(yōu)點的同時，也使推進(jìn)系統(tǒng)付出了較大代價，增加了系統(tǒng)機械復(fù)雜性、噴管 的成本、質(zhì)量等。用于推力矢量控制的部件如鉸鏈、密封片、液壓作動系統(tǒng)、偏轉(zhuǎn)片多達(dá)成百 套部件和上千個零件，同時對飛機的維護(hù)、隱身和機身配平十分不利。
隨著未來作戰(zhàn)飛機超緊湊、高生存力和可承受性進(jìn)排氣系統(tǒng)的設(shè)計要求，傳統(tǒng)的 機械式推力矢量控制系統(tǒng)已經(jīng)不能滿足這些要求。這些因素導(dǎo)致尋求無外部活動部件的 矢量推力產(chǎn)生方法，出現(xiàn)了基于射流原理的保形矢量推力技術(shù)。保形推力矢量技術(shù)是指在 保持或不大改變飛機整體流線型(保形)的氣動布局的前提下，發(fā)動機推力通過噴管或尾噴 流的偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的推力分量來替代原飛機的操縱面或增強飛機的操縱功能，對飛機的飛行進(jìn) 行實時控制的技術(shù)。射流推力矢量控制噴管不同于機械調(diào)節(jié)式矢量噴管，它通過氣流間的 相互作用，使用康達(dá)(Coanda)效應(yīng)來控制細(xì)小的旁路氣流變化，而旁路氣流的改變可以引 起比其大得多的流動發(fā)生矢量偏轉(zhuǎn)。Coanda效應(yīng)指的是流體(水流或氣流)有離開本來的 流動方向，改為隨著凸出的物體表面流動的傾向，當(dāng)流體與它流過的物體表面之間存在表 面摩擦?xí)r，流體的流速會減慢，只要物體表面的曲率不是太大，依據(jù)流體力學(xué)中的伯努利原 理，流速的減緩會導(dǎo)致流體被吸附在物體表面上流動。Coanda效應(yīng)最早應(yīng)用于動力增升襟 翼和機翼后緣環(huán)量控制技術(shù)，用于提高升力，它是射流推力矢量控制系統(tǒng)的核心技術(shù)。目前 Coanda效應(yīng)應(yīng)用于射流推力矢量實現(xiàn)飛行器360°姿態(tài)控制的系統(tǒng)仍未見到相關(guān)應(yīng)用。發(fā)明內(nèi)容
有鑒于此，本發(fā)明提供了一種飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)，能夠?qū)崿F(xiàn)飛行器 360°飛行姿態(tài)控制，縮短控制系統(tǒng)響應(yīng)時間，同時提高系統(tǒng)控制精度，實現(xiàn)全方位控制，簡 化控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，減輕飛行器重量。
飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)包括燃?xì)鉁u輪發(fā)動機、主氣流通道、二次流噴管、二 次流通道組件和康達(dá)效應(yīng)面。
其中，主氣流通道設(shè)置在燃?xì)鉁u輪發(fā)動機收縮噴管尾部，與發(fā)動機同軸。
二次流通道組件與主氣流通道同軸，通過法蘭固定在主氣流通道的尾部，二次流通道組件包括內(nèi)壁和外壁，內(nèi)、外壁的截面均為矩形；內(nèi)、外壁之間為二次流通道。其中，內(nèi)壁作為主氣流通道的延伸，將主氣流通道和二次流通道隔開。在內(nèi)壁的四個角上設(shè)置二次流通道擋板，將二次流通道分為上、下、左、右個部分，其中，上、下面的二次流通道比左、右面的二次流通道寬。每個方向的二次流通道分別用二次流子通道擋板分隔成2個大小相同的二次流子通道。
在燃?xì)鉁u輪發(fā)動機壓縮腔上設(shè)置引氣口，引出小部分氣體作為矢量推力控制系統(tǒng)的同向二次流氣源，所述二次流氣源不超過發(fā)動機壓縮腔中全部氣體的5%。在每個二次流子通道外壁設(shè)置注氣口 ；在主氣流通道外側(cè)安裝8根二次流噴管，8根二次流噴管分別與8 個注氣口連接；在主氣流通道外側(cè)設(shè)置分氣管道，分氣管道連接注氣口和8根二次流噴管。
在二次流通道組件的外壁尾部4面分別安裝康達(dá)效應(yīng)面。
在每個二次流噴管上安裝控制閥。
為減輕射流推力矢量控制系統(tǒng)的重量，可以在燃?xì)鉁u輪發(fā)動機收縮噴管和軸向主氣流通道之間留有2(T30cm的間隙。
為加工方便，可以將主氣流通道設(shè)計為長方體，在主氣流通道外側(cè)的上、下、左、右 4面沿著軸向分別安裝2根二次流噴管。
為達(dá)到較好的康達(dá)效應(yīng)，本發(fā)明中康達(dá)效應(yīng)面與二次流通道組件的外壁之間的剪切角范圍為5° ^lO0。
本發(fā)明中的控制閥可以是比例控制閥，從而可以精確調(diào)節(jié)二次流氣流流量，提高飛行控制的定位精度。
有益效果
(I)本發(fā)明利用康達(dá)效應(yīng),通過改變二次流的方向帶動主氣流方向的改變,從而對飛行器進(jìn)行實時控制，本發(fā)明無需操縱機械部件，不改變飛行器的整體的氣動布局，安裝簡單，成本低，控制過程響應(yīng)時間小。
(2)本發(fā)明在發(fā)送機收縮噴管和軸向主氣流通道之間留有2(T30cm的間隙，有效減輕射流推力矢量控制系統(tǒng)的重量。
( 3 )本發(fā)明從發(fā)動機壓縮腔中弓丨出的二次流氣源不超過發(fā)動機壓縮腔中全部氣體的5%，不影響發(fā)動機的軸向推力。
(4)本發(fā)明在二次流噴管上安裝比例控制閥，可以精確調(diào)節(jié)二次流氣流流量，提高飛行控制的定位精度。


圖1為飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)裝置立體圖。
圖2為飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)裝置立體側(cè)視圖。
圖3為飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)裝置后視圖。
圖4為飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)裝置右視圖。
圖5為飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)裝置俯視圖。
其中，1-發(fā)動機，2-引氣口，3-分氣管道，4- 二次流噴管，5-控制閥，6_法蘭，7_注氣口，8-二次流子通道擋板，9-二次流通道，10-康達(dá)效應(yīng)面，11-主氣流通道，12-二次流通道擋板，13-1號二次流子通道，14-2號二次流子通道，15-3號二次流子通道，16-4號二次流子通道，17-5號二次流子通道，18-6號二次流子通道，19-7號二次流子通道，20-8號二次流子通道，21-二次流通道組件的內(nèi)壁，22-二次流通道組件的外壁。
具體實施方式
下面結(jié)合附圖并舉實施例，對本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)描述。
本發(fā)明提供了一種飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)，包括燃?xì)鉁u輪發(fā)動機1、主氣流通道11、二次流噴管4、二次流通道組件和康達(dá)效應(yīng)面10，如圖1所示。
其中，主氣流通道11設(shè)置在發(fā)動機I收縮噴管尾部，與發(fā)動機I同軸，為加工方便，可將主氣流通道11設(shè)置為長方體。發(fā)動機I的收縮噴管排出高壓燃?xì)庾鳛榭刂葡到y(tǒng)的軸向主氣流，主氣流沿著軸向主氣流通道11流向射流推力矢量控制系統(tǒng)尾部，產(chǎn)生軸向推進(jìn)力，推動飛行器前進(jìn)。利用渦輪增壓發(fā)動機高壓噴射氣流的定向性，即該噴射氣流在一定距離內(nèi)沿著噴射方向運動，不會散射，在發(fā)送機I收縮噴管和軸向主氣流通道11之間設(shè)計 2(T30cm的間隙，從而減輕射流推力矢量控制系統(tǒng)的重量。
二次流通道組件與主氣流通道11同軸，通過法蘭6固定在主氣流通道11的尾部， 二次流通道組件包括內(nèi)壁21和外壁22，內(nèi)、外壁的截面均為矩形；內(nèi)、外壁之間為二次流通道9，其中，內(nèi)壁21作為主氣流通道11的延伸，將主氣流通道11和二次流通道9隔開，在內(nèi)壁的四個角上設(shè)置二次流通道擋板12，將二次流通道9分為上、下、左、右4個部分，如圖2、 圖3所示。為保證飛行器俯仰力大于偏航力，上、下面的二次流通道比左、右面的二次流通道寬。每個方向的二次流通道分別用二次流子通道擋板8分隔成2個大小相同的二次流子通道，如圖3所示。
在發(fā)動機I壓縮腔上設(shè)置引氣口 2，引出小部分氣體作為矢量推力控制系統(tǒng)的同向二次流氣源，在主氣流通道11外側(cè)的上、下、左、右4面沿著軸向分別安裝2根二次流噴管4，在每個二次子流通道的外壁上設(shè)置注氣口 7，二次流氣源通過分氣管道3流入這8個二次流噴管4，并通過對應(yīng)的注氣口 7將二次流注入到各二次流子通道中，二次流通過二次流子通道與主氣流同向流出。·
在二次流通道組件的外壁22尾部4面分別安裝康達(dá)效應(yīng)面10，康達(dá)效應(yīng)面10可以為帶弧形的向外翻的喇叭形，如圖1、圖2所示，康達(dá)效應(yīng)面可以為帶弧形的向外翻的梯形面?？颠_(dá)效應(yīng)面10與二次流通道組件的外壁22之間剪切角范圍為5° ^lO0，如圖4所示?？颠_(dá)效應(yīng)面10與主氣流之間無遮擋，與主氣流同向的二次流流經(jīng)康達(dá)效應(yīng)面10后產(chǎn)生附壁作用，即康達(dá)效應(yīng)，二次流與軸向主氣流之間形成剪切層，引導(dǎo)主氣流沿附壁方向產(chǎn)生康達(dá)效應(yīng)，從而獲得偏轉(zhuǎn)力矩。4個康達(dá)效應(yīng)面可以保證獲得向上、向下的俯仰力矩以及向左、向右的偏航力矩。
為保證發(fā)動機有足夠的軸向推力，從發(fā)動機I壓縮腔中引出的二次流氣源不超過發(fā)動機壓縮腔中全部氣體的5%。
在二次流噴管上安裝控制閥5，通過控制控制閥5的開關(guān)控制二次流的流出方位， 從而實現(xiàn)對飛行器的俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)控制。所述控制閥5可以是比例控制閥，可以精確調(diào)節(jié)二次流氣流流量，提高飛行控制的定位精度。
當(dāng)飛行器直行不需要其他姿態(tài)控制時，8根二次流噴管4的比例控制閥5都處于 關(guān)閉狀態(tài)；當(dāng)需要實現(xiàn)俯仰控制時，上方或下方的兩個二次流子通道的比例控制閥按同樣 比例控制值打開，二次流通過康達(dá)效應(yīng)面產(chǎn)生康達(dá)效應(yīng)，二次流與主氣流之間形成剪切層， 進(jìn)而引導(dǎo)主氣流產(chǎn)生康達(dá)效應(yīng)，導(dǎo)致軸向主氣流向效應(yīng)面偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生向上或向下的力矩；當(dāng) 需要實現(xiàn)偏航控制時，左方或右方的兩個二次流子通道的比例控制閥按同樣比例控制值打 開，二次流通過康達(dá)效應(yīng)面產(chǎn)生康達(dá)效應(yīng)，進(jìn)而引導(dǎo)主氣流產(chǎn)生康達(dá)效應(yīng)，導(dǎo)致軸向主氣流 向效應(yīng)面偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生向左或向右的力矩；當(dāng)飛行器要實現(xiàn)滾轉(zhuǎn)控制時，上方二次流子通道 對應(yīng)的二次流噴管只打開一個，同時打開與其呈斜對稱方向的下方二次子通道的二次流噴 管，從而產(chǎn)生不對稱力矩，實現(xiàn)滾轉(zhuǎn)。4個康達(dá)效應(yīng)面及8個二次流子通道的組合控制可實 現(xiàn)飛行器360°全方位姿態(tài)控制。
本發(fā)明的射流推力矢量控制系統(tǒng)無需操縱機械部件，縮短了控制過程響應(yīng)時間。
綜上所述，以上僅為本發(fā)明的較佳實施例而已，并非用于限定本發(fā)明的保護(hù)范圍。 凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所作的任何修改、等同替換、改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的 保護(hù)范圍之內(nèi)。
權(quán)利要求
1.一種飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)，其特征在于包括燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(I)、主氣流通道(11)、二次流噴管(4 )、二次流通道組件和康達(dá)效應(yīng)面(10 ); 其中，主氣流通道(11)設(shè)置在燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(I)收縮噴管尾部，與發(fā)動機(I)同軸； 二次流通道組件與主氣流通道(11)同軸，通過法蘭(6)固定在主氣流通道(11)的尾部，二次流通道組件包括內(nèi)壁(21)和外壁(22)，內(nèi)、外壁的截面均為矩形；內(nèi)、外壁之間為二次流通道(9)，其中，內(nèi)壁(21)作為主氣流通道的延伸，將主氣流通道和二次流通道隔開；在內(nèi)壁的四個角上設(shè)置二次流通道擋板(12)，將二次流通道(9)分為上、下、左、右4個部分，其中，上、下面的二次流通道比左、右面的二次流通道寬；每個方向的二次流通道分別用二次流子通道擋板(8)分隔成2個大小相同的二次流子通道(13，14 ;15，16 ;17，18 ;19，20)； 在燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(I)壓縮腔上設(shè)置引氣口(2)，引出小部分氣體作為矢量推力控制系統(tǒng)的同向二次流氣源，所述二次流氣源不超過發(fā)動機壓縮腔中全部氣體的5% ;在每個二次流子通道(13，14，15，16，17，18，19，20)外壁設(shè)置注氣口(7);在主氣流通道(11)外側(cè)安裝8根二次流噴管(4)，8根二次流噴管(4)分別與8個注氣口(7)連接；在主氣流通道(11)外側(cè)設(shè)置分氣管道(3)，分氣管道(3)連接注氣口(2)和8根二次流噴管(4)； 在二次流通道組件的外壁(22)尾部4面分別安裝康達(dá)效應(yīng)面(10)； 在每個二次流噴管(4)上安裝控制閥(5)。
2.如權(quán)利要求1所述的一種飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)，其特征在于，在燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(I)收縮噴管和軸向主氣流通道(11)之間留有2(T30cm的間隙。
3.如權(quán)利要求1所述的一種飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)，其特征在于，所述主氣流通道(11)為長方體。
4.如權(quán)利要求3所述的一種飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)，其特征在于，在主氣流通道(11)外側(cè)的上、下、左、右4面沿著軸向分別安裝2根二次流噴管(4)。
5.如權(quán)利要求1所述的一種飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)，其特征在于，所述康達(dá)效應(yīng)面(10)與二次流通道組件的外壁(22)之間的剪切角范圍為5° ^lO0。
6.如權(quán)利要求1所述的一種飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)，其特征在于，所述控制閥(5)為比例控制閥。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)。使用本發(fā)明能夠?qū)崿F(xiàn)飛行器360°飛行姿態(tài)控制，縮短控制系統(tǒng)響應(yīng)時間，同時提高系統(tǒng)控制精度，實現(xiàn)全方位控制，簡化控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，減輕飛行器重量。本發(fā)明的飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)包括燃?xì)鉁u輪發(fā)動機、主氣流通道、二次流噴管、二次流通道組件和康達(dá)效應(yīng)面。從發(fā)動機壓縮腔中引出小部分氣體作為矢量推力控制系統(tǒng)的同向二次流氣源，注入到二次流通道中，利用康達(dá)效應(yīng)，即與主氣流同向的二次流流經(jīng)康達(dá)效應(yīng)面后產(chǎn)生附壁作用，進(jìn)而引導(dǎo)主氣流沿附壁方向產(chǎn)生康達(dá)效應(yīng)，從而獲得偏轉(zhuǎn)力矩。通過控制二次流的流出方位其流量，從而實現(xiàn)對飛行器俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)的精確控制。
文檔編號B64C15/02GK102991669SQ20121053637
公開日2013年3月27日 申請日期2012年12月12日 優(yōu)先權(quán)日2012年12月12日
發(fā)明者柴森春, 李俊, 董立靜, 張百海, 夏元清 申請人:北京理工大學(xué)