[发明专利]一种飞行器射流推力矢量控制系统

摘要

本发明公开了一种飞行器射流推力矢量控制系统。使用本发明能够实现飞行器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。本发明的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。从发动机压缩腔中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，注入到二次流通道中，利用康达效应，即与主气流同向的二次流流经康达效应面后产生附壁作用，进而引导主气流沿附壁方向产生康达效应，从而获得偏转力矩。通过控制二次流的流出方位其流量，从而实现对飞行器俯仰、偏航、滚转的精确控制。

主权项

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）。