[发明专利]一种飞行器射流推力矢量控制系统

权利要求书

1.一种飞行器射流推力矢量控制系统，其特征在于包括燃气涡轮发动机（1）、主气流通道（11）、二次流喷管（4）、二次流通道组件和康达效应面（10）；

其中，主气流通道（11）设置在燃气涡轮发动机（1）收缩喷管尾部，与发动机（1）同轴；

二次流通道组件与主气流通道（11）同轴，通过法兰（6）固定在主气流通道（11）的尾部，二次流通道组件包括内壁（21）和外壁（22），内、外壁的截面均为矩形；内、外壁之间为二次流通道（9），其中，内壁（21）作为主气流通道的延伸，将主气流通道和二次流通道隔开；在内壁的四个角上设置二次流通道挡板（12），将二次流通道（9）分为上、下、左、右4个部分，其中，上、下面的二次流通道比左、右面的二次流通道宽；每个方向的二次流通道分别用二次流子通道挡板（8）分隔成2个大小相同的二次流子通道（13，14；15，16；17，18；19，20）；

在燃气涡轮发动机（1）压缩腔上设置引气口（2），引出小部分气体作为矢量推力控制系统的同向二次流气源，所述二次流气源不超过发动机压缩腔中全部气体的5%；在每个二次流子通道（13，14，15，16，17，18，19，20）外壁设置注气口（7）；在主气流通道（11）外侧安装8根二次流喷管（4），8根二次流喷管（4）分别与8个注气口（7）连接；在主气流通道（11）外侧设置分气管道（3），分气管道（3）连接注气口（2）和8根二次流喷管（4）；

在二次流通道组件的外壁（22）尾部4面分别安装康达效应面（10）；

在每个二次流喷管（4）上安装控制阀（5）。

2.如权利要求1所述的一种飞行器射流推力矢量控制系统，其特征在于，在燃气涡轮发动机（1）收缩喷管和轴向主气流通道（11）之间留有20~30cm的间隙。

3.如权利要求1所述的一种飞行器射流推力矢量控制系统，其特征在于，所述主气流通道（11）为长方体。

4.如权利要求3所述的一种飞行器射流推力矢量控制系统，其特征在于，在主气流通道（11）外侧的上、下、左、右4面沿着轴向分别安装2根二次流喷管（4）。

5.如权利要求1所述的一种飞行器射流推力矢量控制系统，其特征在于，所述康达效应面（10）与二次流通道组件的外壁（22）之间的剪切角范围为5°~10°。

6.如权利要求1所述的一种飞行器射流推力矢量控制系统，其特征在于，所述控制阀（5）为比例控制阀。