[发明专利]具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管

说明书

本发明公开了一种具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管本体，喷管本体的后体型面设置为非对称结构。一般情况下，喷管出口外上下后体型面不对称，通过流出喷管出口的主流与非对称喷管后体相互作用产生的低压区，促进主流进一步贴近喷管后体壁面，实现了喷管矢量角的增加。同时，非对称的喷管后体壁面与喷管主流产生了强度不等、范围不同的相互作用，使得喷管俯仰矢量角不等。通过非对称的喷管后体型面设计，喉道偏移式气动矢量喷管的矢量角实现进一步增大，且俯仰矢量角不等大，并提高了喷管的红外隐身性能，满足了飞行器实际需求。

技术领域

本发明针对喉道偏移式气动矢量喷管的增大并提供不等矢量角的后体结构，主要是通过改变喷管出口的附近的后体型面，为喉道偏移式气动矢量喷管增大矢量角，同时，为飞行器提供不等的抬头和低头矢量角(即俯仰矢量角)。

背景技术

随着科学技术的发展和实际需求的提高，未来飞行器将越来越多地使用推力矢量航空发动机。推力矢量航空发动机实现推力矢量功能的核心是推力矢量喷管。传统机械式推力矢量喷管结构复杂，可靠性差，维护麻烦。因此开发一种结构简单、重量轻、维护性好的推力矢量喷管迫在眉睫。

当下，流体推力矢量喷管逐渐以其结构简单、重量轻的特点成为各国的研究重点和研究热点，并将在不远的未来进入工程应用。同时，如何在尽可能少改变喷管结构的前提下为流体推力矢量喷管赋予更多的功能成为推力矢量喷管新的领域研究方向之一。

而喉道偏移式气动矢量喷管是近年来兴起的一种新型流体推力矢量喷管，凭借结构简单，重量轻、矢量性能好等的特点，受到越来越多的青睐。常见的喉道偏移式气动矢量喷管为双喉道结构，以二喉道面积略微比一喉道面积大最为常见。一般可以将喉道偏移式气动矢量喷管分为主动有源型和自适应无源型，其中主动有源型产生推力矢量气源的来源多为外置的压缩器、气瓶或者从航空发动机高压部件(多为压气机)中引气，其特点时推力矢量角随喷管工作落压比变化小，但对整台航空发动机来说推力损失较大；而自适应无源型则是设置自适应旁路通道将喷管入口位置的高压气流引至喷管的指定位置注入，自适应产生扰动并最终实现推力矢量，其克服了主动有源型的缺点，对航空发动机整机推力影响较小，矢量角也较为稳定。

常见的喉道偏移式气动矢量喷管多为固定几何喷管，仅仅能产生约20°左右的单一方向矢量角(如俯仰方向)，常见用于飞行器俯仰方向的控制。但从用途需求来说，世界各国目前大力发展的短距起降具有效率更高、结构更为简单、对于飞行器飞行控制系统的要求较低，更加受到世界各国的追捧。

一般来说，现役喷管内型面及外型面(含后体)均为二元上下对称或三元轴对称。但在未来，随着对于飞行器红外隐身要求的提高，型面不对称的二元喷管构型逐渐出现，但具有推力矢量功能的非对称航空发动机喷管少之又少。同时，型面不对称的喷管构型大多数是变形的拉瓦尔喷管(即收敛-扩张喷管)的扩张段非均匀，极少数也有收敛段非均匀，造成发动机喷流的非均匀。而本发明通过改变喷管后体型面，利用非对称的喷管后体型面与发动机喷流的相互作用，实现了对于喷管推力矢量角的放大，同时，抬头矢量角和低头矢量角(即俯仰矢量角)并不相等。

发明内容

本发明针对现有技术的不足，基于喉道偏移式气动矢量喷管现有的设计方案，在喷管内型面不变的情况下，改变喷管后体型面并使其型面不对称，通过发动机喷流和后体作用产生的低压，放大矢量角。同时，后体型面的不对称产生了不同的低压区，进而产生了不相等的矢量角，实现了对于喉道偏移式气动矢量喷管性能的进一步提升。

为实现以上技术目的，本发明将采取以下的技术方案：

一种具有非对称后体型面的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管本体，所述喷管本体的后体型面呈非对称设置。

作为本发明的一个优选实施例，所述喷管本体的后体型面，其中的一侧型面为型面a，另一侧型面则为型面b；型面a、型面b关于喷管本体的轴线呈非对称结构设置，且型面a与水平方向的夹角α不大于90°。