[发明专利]一种飞行器射流推力矢量控制系统

说明书

技术领域

本发明涉及一种飞行器射流推力矢量控制系统，属于航空航天技术领域。

背景技术

在传统的飞行器控制系统设计中，人们通过舵面偏转产生不对称的气动力矩作为操纵力矩对飞行器的转弯、爬升、俯冲、横滚等飞行姿态实施操控。这种控制模式必须辅以许多复杂笨重的液压或电液驱动舵机和其他配套的相关设备才能进行，而且舵面的安装破坏了连续光滑的机翼，存在很多缝隙，从而产生很大的泄漏阻力，同时舵面偏转还将增加飞行器的雷达散射截面（RCS）值，不利于隐身。之后，人们在飞行器尾部发动机之后安装燃气舵面，通过改变发动机燃气流的方向来产生飞行姿态控制侧向力，但是燃气残渣易堵塞气路，必须精心设计过滤装置，并且燃气舵面所产生的力矩较小。推力矢量控制技术正逐步应用于第四代战机及先进的弹道导弹上，目前的推力矢量控制技术一般采用机械方法，如发动机喷管摆动、发动机喷管外加装可调节挡板或者偏转扩张段的调节片。机械推力矢量喷管在带来大量优点的同时,也使推进系统付出了较大代价,增加了系统机械复杂性、喷管的成本、质量等。用于推力矢量控制的部件如铰链、密封片、液压作动系统、偏转片多达成百套部件和上千个零件，同时对飞机的维护、隐身和机身配平十分不利。

随着未来作战飞机超紧凑、高生存力和可承受性进排气系统的设计要求，传统的机械式推力矢量控制系统已经不能满足这些要求。这些因素导致寻求无外部活动部件的矢量推力产生方法，出现了基于射流原理的保形矢量推力技术。保形推力矢量技术是指在保持或不大改变飞机整体流线型（保形）的气动布局的前提下，发动机推力通过喷管或尾喷流的偏转产生的推力分量来替代原飞机的操纵面或增强飞机的操纵功能，对飞机的飞行进行实时控制的技术。射流推力矢量控制喷管不同于机械调节式矢量喷管,它通过气流间的相互作用,使用康达（Coanda）效应来控制细小的旁路气流变化，而旁路气流的改变可以引起比其大得多的流动发生矢量偏转。Coanda效应指的是流体（水流或气流）有离开本来的流动方向，改为随着凸出的物体表面流动的倾向，当流体与它流过的物体表面之间存在表面摩擦时，流体的流速会减慢，只要物体表面的曲率不是太大，依据流体力学中的伯努利原理，流速的减缓会导致流体被吸附在物体表面上流动。Coanda效应最早应用于动力增升襟翼和机翼后缘环量控制技术，用于提高升力，它是射流推力矢量控制系统的核心技术。目前Coanda效应应用于射流推力矢量实现飞行器360°姿态控制的系统仍未见到相关应用。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种飞行器射流推力矢量控制系统，能够实现飞行器360°飞行姿态控制，缩短控制系统响应时间，同时提高系统控制精度，实现全方位控制，简化控制系统结构，减轻飞行器重量。

飞行器射流推力矢量控制系统包括燃气涡轮发动机、主气流通道、二次流喷管、二次流通道组件和康达效应面。

其中，主气流通道设置在燃气涡轮发动机收缩喷管尾部，与发动机同轴。

二次流通道组件与主气流通道同轴，通过法兰固定在主气流通道的尾部，二次流通道组件包括内壁和外壁，内、外壁的截面均为矩形；内、外壁之间为二次流通道。其中，内壁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，将二次流通道分为上、下、左、右个部分，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分隔成2个大小相同的二次流子通道。

在燃气涡轮发动机压缩腔上设置引气口，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外壁设置注气口；在主气流通道外侧安装8根二次流喷管，8根二次流喷管分别与8个注气口连接；在主气流通道外侧设置分气管道，分气管道连接注气口和8根二次流喷管。

在二次流通道组件的外壁尾部4面分别安装康达效应面。

在每个二次流喷管上安装控制阀。

为减轻射流推力矢量控制系统的重量，可以在燃气涡轮发动机收缩喷管和轴向主气流通道之间留有20~30cm的间隙。

为加工方便，可以将主气流通道设计为长方体，在主气流通道外侧的上、下、左、右4面沿着轴向分别安装2根二次流喷管。

为达到较好的康达效应，本发明中康达效应面与二次流通道组件的外壁之间的剪切角范围为5°~10°。

本发明中的控制阀可以是比例控制阀，从而可以精确调节二次流气流流量，提高飞行控制的定位精度。

有益效果：