[发明专利]一种基于自激发脉冲振荡射流的矢量喷管

说明书

本发明提供了一种基于自激发脉冲振荡射流的矢量喷管，包括气流管道、气源、开关阀、激励器、第一管道及第二管道。本发明通过控制开关阀来控制某一侧的激励器阵列的开闭，当一侧的振荡器阵列开始工作并产生振荡射流时，由于康达效应，喷管出口的主射流朝该侧发生一定角度的方向偏转，从而调节主射流的偏转方向的目的。同时由于所述激励器为自激发脉冲振荡器，将一股稳态气流变为了两股脉冲射流，使相同矢量角控制需求下，可使使流量消耗降低50％，只需要使用发动机不到1％的流量就能够对发动机主气流实施有效控制，为采用二次流实施发动机推力矢量控制提供了实际应用的可能性。

技术领域

本发明属于主动流动控制技术领域，尤其涉及一种基于自激发脉冲振荡射流的矢量喷管。

背景技术

推力矢量控制(TVC)是一种依靠喷管直接变换推力方向以提供更强的控制力矩的技术，可极大地增强战斗机的作战效能和机动性。简言之，推力矢量技术就是用直接改变推力方向的办法获得驱使飞机转向的侧向力。推力矢量技术的出现使喷气式飞机——主要是战斗机，具有了前所未有的机动性，或者说更高的敏捷性，而且还获得了能够以更短的滑跑距离起飞的短距起飞能力，更进一步还可以减小甚至取消飞机气动舵，从而降低飞机气动阻力，减轻飞机质量。因此，推力矢量技术毫无疑问是一种先进的喷气战斗机控制技术。

矢量喷管主要由两种形状，一种的截面是圆的(轴对称型)，其喷气射流可以与轴线一定夹角下沿周向360°方向偏转，矢量控制灵活度更高，但机构及其复杂；还有一种截面是方的(二维型)，其喷气射流只可与轴线一定夹角内上下两个方向偏转，因此也叫二元矢量喷管。相比轴对称型喷管，其结构和控制方法更为简单，在F-22战机的F119发动机上得到了应用。

传统的推力矢量技术是使用复杂的机械结构来实现发动机喷管的旋转，以改变喷管的角度改变射流的方向方式获取推力矢量的控制。这种控制方法具有一些明显的弊端，例如复杂的机械结构增加了飞行器的重量和设备维修保养的难度；控制系统的复杂性提高；喷管的材料具有特殊要求；改变喷管外形对推力矢量的控制具有迟滞效应；不利于飞行器的隐形。因此，在过去的20年里，气动矢量推进技术在世界范围内受到研究人员的广泛的关注。与使用致动硬件来引导发动机喷管射流的机械式矢量喷管不同，气动推力矢量喷管使用二次流注入或引出来控制主射流，实现发动机喷管主射流的有效矢量偏转。相比机械式矢量喷管，气动矢量喷管最直观的区别在于具有固定的外形，且没有机械致动构件，这种方案被认为可能有减少60％～70％质量的潜力，并具有非常好的可靠性和寿命预期值。

气动矢量推进技术中的一种重要途径就是同向流法。同向流型气动矢量喷管的技术基础是康达(Coanda)效应。康达效应是指当流体(液体或气体)流经凸出的物体表面时，有一种偏离原来流动方向，转为沿着凸出的物体表面流动的趋势。同向流型气动矢量喷管即是利用二次流与喷管壁面的Coanda效应，在与主流平行的方向注入二次流，从而使主流发生偏转。

由于气动矢量推进技术需要消耗二次流流量，因此会对整体推进效率产生一定负面影响。消耗的二次流流量越小，说明气动矢量推进控制的效率越高。已有大量研究表明，相比稳态射流相比，采用非稳态扰动能够大幅提高流动的控制效率，目前传统的非稳态流体激励主要是合成射流激励器，等离子体激励器等。但是航空发动机尾喷管内的工作条件恶劣，对所有零部件的可靠性要求极高，而上述传统的非稳态激励器在实际应用中存在着安全性差、可靠性低、激励强度不足、电磁防护难等缺陷，因此难以在实际工况中使用。例如采用传统的直射流，其需要采用缝隙喷射二次流体，虽然能够产生发动机主流的偏转效果，但是需要消耗发动机至少2％的质量流量，甚至5％以上，导致发动机推力丧失比例大，难以实际应用。

发明内容