一种二元直射式斜激波推力矢量喷管

摘要

本发明公开了一种二元直射式斜激波推力矢量喷管，属于飞行器技术领域。该喷管分为推力矢量喷管上本体和推力矢量喷管下本体两部分。推力矢量喷管上本体内依次设有前真空室、二次流室ⅱ与后真空室。各室上端分别连接真空室抽气管、二次流室进气管和后真空室抽气管，各室下端分别连接前真空室抽气缝、本发明的二次流室喷嘴和后真空室抽气缝。推力矢量喷管下本体为实体。本发明的二次流室喷嘴采用了收敛‑扩散喷管、楔角壁面和斜壁面组合作为二次流道产生斜激波，通过前真空室和后真空室维持局部低压来稳定斜激波，从而充分利用和放大二次流能量，提高推力矢量控制效率，具有推力矢量大、结构简单等优点，适用于高性能航天器对推力矢量控制的要求。

权利要求

1.一种二元直射式斜激波推力矢量喷管，包括：通过螺栓ⅰ（10）和螺栓ⅱ（11）安装在前壁（5）和后壁（2）之间的推力矢量喷管上本体（9）和推力矢量喷管下本体（18）；所述推力矢量喷管上本体（9）和推力矢量喷管下本体（18）前端之间的圆弧面、距离最窄处以及后方直面段分别依次构成主喷管入口段（21）、主喷管喉部（22）以及主喷管扩张段（23）；上壁（3）与下壁（17）通过螺钉ⅰ（4）和螺钉ⅲ（8）固定在所述前壁（5）和后壁（2）之间；前壁观测窗（6）和后壁观测窗（16）通过螺钉ⅱ（7）分别安装在所述前壁（5）和后壁（2）上；所述前壁（5）、后壁（2）、上壁（3）和下壁（17）的后端面固定在设有矩形中空腔（15）的法兰盘（1）上并与推力矢量喷管上本体（9）和推力矢量喷管下本体（18）后端面构成后部真空部（24），其中，推力矢量喷管上本体（9）后端面和上壁（3）前端面的间隙以及推力矢量喷管下本体（18）后端面和下壁（17）前端面的间隙设有软密封；其特征在于：所述推力矢量喷管上本体（9）内从前向后依次设有形状为细长中空斜倒棱空腔的前真空室（27）、二次流室ⅱ（19）与后真空室（28）；所述细长中空斜倒棱空腔的上底面比下底面面积大，上下底面均与主喷管扩张段（23）的上壁面平行，所述前真空室（27）、二次流室ⅱ（19）与后真空室（28）均竖向排列并且相互之间设有间隔；扣板（13）通过螺钉ⅳ（14）固定在所述推力矢量喷管上本体（9）上边；前真空室抽气管（25）、二次流室进气管（12）和后真空室抽气管（26）从前向后依次固定在所述扣板（13）上并分别穿过所述扣板（13）各自进入前真空室（27）、二次流室ⅱ（19）和后真空室（28）；前真空室抽气缝（29）和后真空室抽气缝（30）均为长方形空腔，并且上端分别与所述前真空室（27）和后真空室（28）的底部连通，所述前真空室抽气缝（29）和后真空室抽气缝（30）高度相等均为H1；二次流室喷嘴连接二次流室ⅱ（19）下端高度也为H1；二次流室喷嘴内上端之间的圆弧面、距离最窄处以及后方直面段分别依次构成高度为H5的喷嘴入口段（31）、喷嘴喉部（32）和高度为H6的喷嘴扩张段（33），其中，喷嘴扩张段（33）由长度为L1的左壁面和长度为L2的右壁面构成，左壁面和右壁面与二次流室喷嘴中心线的夹角均为α；喷嘴扩张段（33）的左壁面与长度为L3的喷嘴楔角壁面（34）连接，喷嘴楔角壁面（34）与二次流室喷嘴中心线的夹角为β；喷嘴扩张段（33）的右壁面与长度为L4的喷嘴斜壁面（35）连接，喷嘴斜壁面（35）与二次流室喷嘴中心线的夹角为γ；喷嘴扩张段（33）左壁面与喷嘴楔角壁面（34）的垂直高度和以及喷嘴扩张段（33）右壁面与喷嘴斜壁面（35）的垂直高度和相等均为H7。

2.根据权利要求1所述的一种二元直射式斜激波推力矢量喷管，其特征在于：所述主喷管扩张段（23）出口高度与主喷管喉部（22）高度的比值范围为1.176-4.235；喷嘴喉部（32）宽度与主喷管喉部（22）高度比值范围为0.05-0.1。

3.根据权利要求1所述的一种二元直射式斜激波推力矢量喷管，其特征在于：所述喷嘴扩张段（33）左壁面和右壁面与二次流室喷嘴中心线的夹角α范围为4°-15°；喷嘴楔角壁面（34）与二次流室喷嘴中心线的夹角β范围为15°-30°；喷嘴斜壁面（35）与二次流室喷嘴中心线的夹角γ范围为25°-40°。

4.根据权利要求1所述的一种二元直射式斜激波推力矢量喷管，其特征在于：所述喷嘴扩张段（33）左壁面与右壁面的长度比范围为1.61-1.64；前真空室抽气缝（29）与喷嘴喉部（32）宽度比值范围为0.5-0.7；后真空室抽气缝（30）与喷嘴喉部（32）宽度比值范围为2.3-

2.7。

5.根据权利要求1所述的一种二元直射式斜激波推力矢量喷管，其特征在于：所述前真空室抽气缝（29）的中心线与二次流室喷嘴中心线距离和主喷管扩张段（23）上壁面长度比值范围为0.08-0.085；二次流室喷嘴中心线与后真空室抽气缝（30）中心线距离和主喷管扩张段（23）上壁面长度比值范围为0.088-0.09；二次流室喷嘴中心线与主喷管扩张段（23）后端面距离和主喷管扩张段（23）上壁面长度的比值范围为0.232-0.4。

6.根据权利要求1所述的一种二元直射式斜激波推力矢量喷管，其特征在于：所述前真空室抽气缝（29）、二次流室喷嘴与后真空室抽气缝（30）沿各自中心线方向的长度相等并且这个长度与主喷管喉部（22）高度比值范围为0.186-0.2。

7.根据权利要求1所述的一种二元直射式斜激波推力矢量喷管，其特征在于：软密封的材料为胶带。

说明书

一种二元直射式斜激波推力矢量喷管

技术领域

[0001] 本发明属于飞行器技术领域。

背景技术

[0002] 近年来，随着航天器性能的不断提高，推力矢量技术的应用范围不断扩大，主要应用在现代战斗机、飞行导弹和运行火箭等场合，具有重要的学术理论意义和广阔的工程应用价值。推力矢量控制技术通过尾喷流偏转产生的推力分量来补充或取代常规飞行控制面产生的气动力，产生较大的操纵力矩辅助飞行器航向的偏转，可以显著提高航天器的机动性和敏捷性，对隐身、减阻、减重都十分有效。

[0003] 推力矢量控制技术目前采用的一种方法是激波矢量控制技术，作为气动射流技术的一种，具有结构简单，可以实现大的矢量偏转角，并且在非工况下可保证有效控制等优势，能够避免机械式喷管复杂性、重量大、可控性差、使用寿命短等缺点。

[0004] 激波矢量控制技术是在推力矢量喷管喉部下游超音速流动中注入次流，产生斜激波，使得喷管主流经过斜激波后产生推力矢量偏转。现有技术中，通过推力矢量喷管上本体9和推力矢量喷管下本体18构成主喷管入口段21、主喷管喉部22和主喷管扩张段23，通过二次流室进气管12向二次流室ⅰ-19’注入高压气流，从现有技术的二次流室喷嘴20射出到主喷管扩张段23，与超音速主流发生干涉，局部产生压缩波，从而改变主流运动方向。但是这种方案中激波推力矢量喷管的次流道设计比较单一，为常速二次流，对主流的控制力度不足，本发明的直射式斜激波和二次流组合，可以有效避免传统喷管的缺点，增强喷管主流偏转，增加喷管推力矢量角，提高激波矢量喷管中气流的偏转和控制性能，满足现代技术发展对推力矢量喷管功能的需要。

发明内容

[0005] 为了克服现有技术中的缺陷，本发明采用以下技术方案：一种二元直射式斜激波推力矢量喷管，包括：通过螺栓ⅰ和螺栓ⅱ安装在前壁和后壁之间的推力矢量喷管上本体和推力矢量喷管下本体。推力矢量喷管上本体和推力矢量喷管下本体前端之间的圆弧面、距离最窄处以及后方直面段分别依次构成主喷管入口段、主喷管喉部以及主喷管扩张段。上壁与下壁通过螺钉ⅰ和螺钉ⅲ固定在前壁和后壁之间。前壁观测窗和后壁观测窗通过螺钉ⅱ安装在前壁和后壁上。前壁、后壁、上壁和下壁的后端面固定在设有矩形中空腔的法兰盘上并与推力矢量喷管上本体和推力矢量喷管下本体后端面构成后部真空部，其中，推力矢量喷管上本体后端面和上壁前端面的间隙以及推力矢量喷管下本体后端面和下壁前端面的间隙用软密封，由于推力矢量喷管上本体和推力矢量喷管下本体的旋转使所述间隙大小发生改变，所以采用可随间隙大小调整的软密封，这里软密封的材料为胶带。它的特征在于：推力矢量喷管上本体内从前向后依次设有形状为细长中空斜倒棱空腔的前真空室、二次流室ⅱ与后真空室。细长中空斜倒棱空腔的上底面比下底面面积大，上下底面均与主喷管扩张段的上壁面平行，前真空室、二次流室ⅱ与后真空室均竖向排列并且相互之间设有间隔。扣板通过螺钉ⅳ固定在推力矢量喷管上本体上边。前真空室抽气管、二次流室进气管和后真空室抽气管从前向后依次固定在扣板上并分别穿过扣板各自进入前真空室、二次流室ⅱ和后真空室。前真空室抽气缝和后真空室抽气缝均为长方形空腔，并且高度相等均为H1。本发明的二次流室喷嘴连接二次流室ⅱ下端并垂直于长度为H3的主喷管扩张段的上壁面，高度也为H1。本发明的二次流室喷嘴内上端之间的圆弧面、距离最窄处以及后方直面段分别依次构成高度为H5的喷嘴入口段、喷嘴喉部和高度为H6的喷嘴扩张段，其中，喷嘴扩张段由长度为L1的左壁面和长度为L2的右壁面构成，左壁面和右壁面以本发明的二次流室喷嘴中心线对称，与所述中心线的夹角为α；喷嘴扩张段的左壁面与长度为L3的喷嘴楔角壁面连接，喷嘴楔角壁面与本发明的二次流室喷嘴中心线的夹角为β。喷嘴扩张段的右壁面与长度为L4的喷嘴斜壁面连接，喷嘴楔角壁面与本发明的二次流室喷嘴中心线的夹角为γ。喷嘴扩张段左壁面与喷嘴楔角壁面的高度和喷嘴扩张段右壁面与喷嘴斜壁面的高度相等均为H7。

[0006] 主喷管扩张段出口高度与主喷管喉部高度的比值范围为1.176-4.235，优选值为1.837。喷嘴喉部宽度与主喷管喉部高度比值范围为0.05-0.1，优选值为0.05。

[0007] 喷嘴扩张段左壁面和右壁面与本发明的二次流室喷嘴中心线的夹角α范围为4°-15°，优选值为5°；喷嘴楔角壁面与本发明的二次流室喷嘴中心线的夹角β范围为15°-30°，优选值为24°；喷嘴斜壁面与本发明的二次流室喷嘴中心线的夹角γ范围为25°-40°，优选值为34°。

[0008] 喷嘴扩张段左壁面与右壁面的长度比范围为1.61-1.64，优选值为1.62；前真空室抽气缝与喷嘴喉部宽度比值范围为0.5-0.7，优选值为0.6；后真空室抽气缝与喷嘴喉部宽度比值范围为2.3-2.7，优选值为2.5。

[0009] 前真空室抽气缝中心线与本发明的二次流室喷嘴中心线距离和主喷管扩张段上壁面长度比值范围为0.08-0.085，优选值为0.08；本发明的二次流室喷嘴中心线与后真空室抽气缝中心线距离和主喷管扩张段上壁面长度比值范围为0.088-0.09，优选值为0.088；本发明的二次流室喷嘴中心线与主喷管扩张段后端面距离和主喷管扩张段上壁面长度的比值范围为0.232-0.4，优选值为0.232。

[0010] 前真空室抽气缝、本发明的二次流室喷嘴与后真空室抽气缝沿各自中心线方向的长度相等并且与主喷管喉部高度比值范围为0.186-0.2，优选值为0.186。

[0011] 采用了上述技术方案的本发明的有益效果是：首先，相比于现有技术的二元推力矢量喷管，本发明采用了收敛-扩散喷管与楔角结合作为二次流道，通过增加前真空室和后真空室来稳定斜激波，从而增强了二次流对主流的影响，增加了主流推力矢量偏转幅度。其次，本发明充分利用和放大了二次流的能量，提升了推力矢量控制效率。同时，本发明具有推力矢量大、结构简单等优点，可以有效避免传统喷管的缺点，满足高性能航天器对推力矢量控制的需要。

附图说明

[0012] 图1为现有技术用于一种二元推力矢量喷管的总体外观示意图。

[0013] 图2为图1中去掉序号为5、序号为6和部分螺栓螺钉的零件的结构示意图。

[0014] 图3为图2中序号为9、序号为18、序号为12和序号为13的零件结构示意图。

[0015] 图4为图3中序号为9的零件B’-B’剖面旋转摆正示意图。

[0016] 图5为图4中的I部放大图。

[0017] 图6为图1的A’-A’剖视图。

[0018] 图7为本发明用于一种二元直射式斜激波推力矢量喷管的总体外观示意图。

[0019] 图8为图7中去掉序号为5、序号为6和部分螺栓螺钉的零件的结构示意图。

[0020] 图9为图8中序号为9、序号为18、序号为12、序号为13、序号为25和序号为26的零件结构示意图。

[0021] 图10为图9中序号为9的零件B-B剖面旋转摆正示意图。

[0022] 图11为图10中的II部放大图。

[0023] 图12为图11中的Ⅲ部放大图。

[0024] 图13为图12中的Ⅳ部放大图。

[0025] 图14为图7的A-A剖视图。

[0026] 图中：1、法兰盘，2、后壁，3、上壁，4、螺钉ⅰ，5、前壁，6、前壁观测窗，7、螺钉ⅱ，8、螺钉ⅲ，9、推力矢量喷管上本体，10、螺栓ⅰ，11、螺栓ⅱ，12、二次流室进气管，13、扣板，14、螺钉ⅳ，15、矩形中空腔，16、后壁观测窗，17、下壁，18、推力矢量喷管下本体，19’、二次流室ⅰ，20、现有技术的二次流室喷嘴，21、主喷管入口段，22、主喷管喉部，23、主喷管扩张段，24、后部真空部，25、前真空室抽气管，26、后真空室抽气管，27、前真空室，19、二次流室ⅱ，28、后真空室，29、前真空室抽气缝，30、后真空室抽气缝，31、喷嘴入口段，32、喷嘴喉部，33、喷嘴扩张段，34、喷嘴楔角壁面，35、喷嘴斜壁面。

具体实施方式

[0027] 下面结合附图对本发明的较佳实施例进行详细阐述，以使本发明的优点和特征能更易于被本领域技术人员理解，从而对本发明的保护范围作出更为清楚明确的界定。

[0028] 在本发明的描述中，术语“上”“下”“左”“右”“前”“后”指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位和位置关系，仅仅是为了方便描述本发明的结构和操作方式，而不是指示或者暗示所指的部分必须具有特定的方位、以特定的方位操作，因而不能理解为对本发明的限制。

[0029] 二元推力矢量喷管位于飞机尾部，通过控制发动机尾喷流方向，可以辅助飞机在俯仰和偏航方向上产生垂直于飞机轴线的附加力矩，从而使飞机具有推力矢量控制能力。推力矢量喷管内部前端收敛的圆弧面、距离最窄处的喉部以及后方扩散的直面段构成收敛-扩散喷管，也称为拉瓦尔喷管。二元喷管一般是指截面为矩形的喷管，这里二元推力矢量喷管是指截面为矩形的收敛-扩散喷管。

[0030] 当运动速度小于音速时为亚音速，当运动速度大于音速时为超音速。通常用马赫数来进行表示。马赫数是指运动速度与当地音速的比值，等于1时，为音速；小于1时，为亚音速；大于1时，为超音速。

[0031] 这里二元推力矢量喷管结构使气流的速度因喷管截面积的变化而变化，气体从喷管收敛段亚音速开始加速，在喷管喉部速度达到音速，然后在喷管扩散段又继续加速至超音速。

[0032] 激波是指超声速气流中的强压缩波。激波是微扰动的叠加而形成的强间断，带有很强的非线性效应，经过激波，气体的压强、密度、温度都会突然升高，流速则突然下降。激波根据形状可以分为正激波和斜激波等。正激波的波阵面与来流垂直，超音速气流经过正激波后，速度突跃式地变成亚音速，经过激波的流速方向不变。斜激波的波阵面与来流不垂直，超音速气流经过斜激波后，速度可能为超音速，也可能为亚音速，经过斜激波的流速方向发生折转。激波后的压强与激波前的压强比值定义为激波强度，比值越大，则激波强度越大。

[0033] 在本发明的二元直射式斜激波推力矢量喷管中，主流F是指流经主喷管入口段21、主喷管喉部22、主喷管扩张段23的气体，通过二次流室进气管12、二次流室ⅱ-19、本发明的二次流室喷嘴进入推力矢量喷管的气体称为二次流J，抽气S1通过前真空室抽气缝29、前真空室27和前真空室抽气管25流出，抽气S2通过后真空室抽气缝30、后真空室28和后真空室抽气管26流出。经过本发明的二次流室喷嘴的二次流J为超音速，经过喷嘴楔角壁面34后，形成斜激波，和二次流J一起进入主喷管扩张段23，与主流发生干涉，改变主流运动方向。由于主喷管扩张段的压强比形成斜激波所要求的压强高，此高压区会把斜激波推进二次流室喷嘴内，形成局限在二次流室喷嘴内的正激波或斜激波，从而进入不了主喷管扩张段23。为了避免这个情况，必须制造局部低压区，因此设计由前真空室抽气缝29、前真空室27和前真空室抽气管25构成的前真空区，以及由后真空室抽气缝30、后真空室28和后真空室抽气管26构成的后真空区，目的是把斜激波所在区域的压强降低，维持斜激波的稳定，使斜激波顺利射入到主喷管扩张段23，与主流发生干涉，改变主流运动方向，从而增强了二次流对主流的影响。

[0034] 通过调整主喷管扩张段23出口高度与主喷管喉部22高度比值可以改变主流马赫数，如果设定喉部高度不变，则只需调整主喷管扩张段23壁面的扩张角度，即可改变主喷管扩张段23出口高度，从而改变主流出口马赫数。

[0035] 图1所示为现有技术用于一种二元推力矢量喷管的总体外观示意图。其中，通过螺栓ⅰ-10和螺栓ⅱ-11安装在前壁5和后壁2之间的推力矢量喷管上本体9和推力矢量喷管下本体18，上壁3与下壁17通过螺钉ⅰ-4和螺钉ⅲ-8固定在所述前壁5和后壁2之间，前壁观测窗6和后壁观测窗16通过螺钉ⅱ-7安装在所述前壁5和后壁2上，所述前壁5、后壁2、上壁3和下壁17的后端面固定在有矩形中空腔15的法兰盘1上。

[0036] 图2所示为图1中去掉序号为5、序号为6和部分螺栓螺钉的零件的结构示意图。此图中去除前壁5、前壁观测窗6、部分螺栓螺钉。其中，材质为透明树脂的后壁观测窗16安装在后壁2上，位置与前壁观测窗6基于喷管对称，可以双面进行观测喷管内气体流动。推力矢量喷管上本体9与推力矢量喷管下本体18通过可以调整喷管角度的螺栓ⅰ-10和可以定位喷管的螺栓ⅱ-11进行调整。因为推力矢量喷管上本体9和推力矢量喷管下本体18分别基于各自圆弧面圆心即螺栓ⅱ-11旋转，通过螺栓ⅰ-10调整旋转角度并没有改变主喷管喉部22的高度，所以即在保证主喷管喉部22高度不变的前提下通过旋转改变主喷管扩张段22出口高度，从而改变主流马赫数。推力矢量喷管上本体9和推力矢量喷管下本体18前端之间的圆弧面、距离最窄处以及后方直面段分别依次构成主喷管入口段21、主喷管喉部22以及主喷管扩张段23，前壁5、后壁2、上壁3和下壁17的后端面固定在有矩形中空腔15的法兰盘1上并与推力矢量喷管上本体9和推力矢量喷管下本体18后端面构成后部真空部24，其中，推力矢量喷管上本体9后端面和上壁3前端面的间隙以及推力矢量喷管下本体18后端面和下壁17前端面的间隙用软密封，由于推力矢量喷管上本体和推力矢量喷管下本体的旋转使所述间隙大小发生改变，所以采用可随间隙大小调整的软密封，这里软密封的材料为胶带。另外，推力矢量喷管上本体9上部设计成一个小凹台，通过安装扣板的螺钉ⅳ-14固定扣板13，扣板13上有二次流室进气管12垂直固定在扣板13中心。

[0037] 图3所示为图2中序号为9、序号为18、序号为12和序号为13的零件结构示意图，此图中去除后壁2、后壁观测窗16、上壁3、下壁17、部分螺栓螺钉。仅包括推力矢量喷管上本体9、推力矢量喷管下本体18、扣板13、二次流室进气管12。

[0038] 图4所示为图3中序号为9的零件B’-B’剖面旋转摆正示意图。二次流室ⅰ-19’为长中空斜倒棱空腔，空腔的上底面比下底面面积大，上下底面均与主喷管扩张段23的上壁面平行，上底面边缘有凹槽，用于安装扣板13。

[0039] 图5所示为图4中的I部放大图。包括部分二次流室ⅰ-19’和长度为H1’的现有技术的二次流室喷嘴20。

[0040] 图6所示为图1的A’-A’剖视图，包括主喷管入口段21、主喷管喉部22、主喷管扩张段23、二次流室ⅰ-19’、现有技术的二次流室喷嘴20和后部真空部24。推力矢量喷管上本体9和推力矢量喷管下本体18前端之间的圆弧面、距离最窄处以及后方直面段分别依次构成长度为H2的主喷管入口段21、主喷管喉部22以及长度为H3的主喷管扩张段23。二次流室ⅰ-19’和现有技术的二次流室喷嘴20位于主喷管扩张段23上侧，主喷管后部腔构成长度为H4的后部真空部24。

[0041] 从图7起为本发明用于一种二元直射式斜激波推力矢量喷管的总体外观示意图。其中，通过螺栓ⅰ-10和螺栓ⅱ-11安装在前壁5和后壁2之间的推力矢量喷管上本体9和推力矢量喷管下本体18，上壁3与下壁17通过螺钉ⅰ-4和螺钉ⅲ-8固定在所述前壁5和后壁2之间，前壁观测窗6和后壁观测窗16通过螺钉ⅱ-7安装在所述前壁5和后壁2上，所述前壁5、后壁2、上壁3和下壁17的后端面固定在有矩形中空腔15的法兰盘1上。

[0042] 图8所示为图7中去掉序号为5、序号为6和部分螺栓螺钉的零件的结构示意图。此图中去除前壁5、前壁观测窗6、部分螺栓螺钉。其中，材质为透明树脂的后壁观测窗16安装在后壁2上，位置与前壁观测窗6基于喷管对称，可以双面进行观测喷管内气体流动。推力矢量喷管上本体9与推力矢量喷管下本体18通过可以调整喷管角度的螺栓ⅰ-10和可以定位喷管的螺栓ⅱ-11进行调整。因为推力矢量喷管上本体9和推力矢量喷管下本体18分别基于各自圆弧面圆心即螺栓ⅱ-11旋转，通过螺栓ⅰ-10调整旋转角度并没有改变主喷管喉部22的高度，所以即在保证主喷管喉部22高度不变的前提下通过旋转改变主喷管扩张段22出口高度，从而改变主流马赫数。推力矢量喷管上本体9和推力矢量喷管下本体18前端之间的圆弧面、距离最窄处以及后方直面段分别依次构成主喷管入口段21、主喷管喉部22以及主喷管扩张段23，前壁5、后壁2、上壁3和下壁17的后端面固定在有矩形中空腔15的法兰盘1上并与推力矢量喷管上本体9和推力矢量喷管下本体18的后端面构成后部真空部24，其中，推力矢量喷管上本体9后端面和上壁3前端面的间隙以及推力矢量喷管下本体18后端面和下壁17前端面的间隙用软密封，由于推力矢量喷管上本体和推力矢量喷管下本体的旋转使所述间隙大小发生改变，所以采用可随间隙大小调整的软密封，这里软密封的材料为胶带。另外，推力矢量喷管上本体9上部设计成一个小凹台，通过螺钉ⅳ-14固定扣板13，扣板13上有前真空室抽气管25、二次流室进气管12、后真空室抽气管26。其中，前真空室抽气管25、二次流室进气管12、后真空室抽气管26垂直固定在扣板13，三个管分布在扣板中心向上，具有一定间距。

[0043] 图9所示为图8中序号为9、序号为18、序号为12、序号为13、序号为25和序号为26的零件结构示意图，此图中去除后壁2、后壁观测窗16、上壁3、下壁17、部分螺栓螺钉。仅包括推力矢量喷管上本体9、推力矢量喷管下本体18、扣板13、前真空室抽气管25、二次流室进气管12、后真空室抽气管26。

[0044] 图10所示为图9中序号为9的零件B-B剖面旋转摆正示意图。形状为细长中空斜倒棱空腔的前真空室27、二次流室ⅱ-19与后真空室28；所述细长中空斜倒棱空腔的上底面比下底面面积大，上下底面均与主喷管扩张段23的上壁面平行，三室竖向排列由壁面隔开，上底面边缘有凹槽，用于安装扣板13。这里通过增加前真空室27和后真空室28来稳定二次流产生的斜激波，从而增强了二次流对主流的影响，增加了主流推力矢量偏转幅度。

[0045] 图11所示为图10中的II部放大图。包括部分从前向后依次为前真空室27、部分二次流室ⅱ-19、部分后真空室28，以及前真空室抽气缝29、本发明的二次流室喷嘴、后真空室抽气缝30。其中，前真空室抽气缝29、后真空室抽气缝30的形状主视方向均为矩形，长度与本发明的二次流室喷嘴长度相等，均为H1。本发明的二次流室喷嘴形状为收敛-扩散喷管、楔角壁面和斜壁面组合。这里通过增加由前真空室抽气缝29、前真空室27和前真空室抽气管25构成的前真空区，以及由后真空室抽气缝30、后真空室28和后真空室抽气管26构成的后真空区，制造局部低压区，目的是把斜激波所在区域的压强降低，从而使斜激波顺利射入到主喷管扩张段23，并维持斜激波的稳定。同时，前真空室抽气缝29和后真空室抽气缝30不能与本发明的二次流室喷嘴距离太大，即前后低压区不能距离斜激波过远，是避免局部低压区的作用减弱或消失的措施。

[0046] 图12所示为图11中的Ⅲ部放大图。包括部分前真空室27、部分二次流室ⅱ-19、部分后真空室28、前真空室抽气缝29、本发明的二次流室喷嘴、后真空室抽气缝30。收敛-扩散喷管用来产生超音速二次流，楔角壁面用来设计产生斜激波，斜壁面用来设计减小出流涡旋面积，避免干扰斜激波的产生。

[0047] 图13所示为图12中的Ⅳ部放大图。本发明的二次流室喷嘴由上端之间的圆弧面、距离最窄处以及后方直面段分别依次构成高度为H5的喷嘴入口段31、喷嘴喉部32、高度为H6的喷嘴扩张段33，以及长度为L3的喷嘴楔角壁面34和长度为L4的喷嘴斜壁面35构成。其中，喷嘴扩张段33由长度为L1的左壁面和长度为L2的右壁面构成，左壁面和右壁面以本发明的二次流室喷嘴中心线对称，与所述中心线的夹角为α；喷嘴扩张段33的左壁面与长度为L3的喷嘴楔角壁面34连接，喷嘴楔角壁面34与本发明的二次流室喷嘴中心线的夹角为β；喷嘴扩张段33的右壁面与长度为L4的喷嘴斜壁面35连接，喷嘴斜壁面35与本发明的二次流室喷嘴中心线的夹角为γ；喷嘴扩张段33左壁面与喷嘴楔角壁面34的高度和喷嘴扩张段33右壁面与喷嘴斜壁面35的高度相等均为H7。二次流在本发明的二次流室喷嘴内在喷嘴入口段31内为亚音速，在喷嘴喉部32达到音速，然后继续加速在喷嘴扩张段33达到超音速，当超音速的二次流经过喷嘴楔角壁面34时，流动方向被迫突然变化时，就会产生斜激波。斜激波的角度是基于喷嘴楔角壁面34与本发明的二次流室喷嘴中心线的夹角β的基础上继续偏转加大，所以为了避免斜激波在对面壁面发生反射，造成斜激波方向的改变和斜激波能量的消减，从而设计喷嘴斜壁面35的位置和角度，并保证喷嘴扩张段33左壁面与喷嘴楔角壁面34的高度和喷嘴扩张段33右壁面与喷嘴斜壁面35的高度相等。本发明的二次流室喷嘴形状为收敛-扩散喷管、楔角壁面和斜壁面组合,此结构设计的目的是充分利用和放大二次流的作用，提升推力矢量控制效率。

[0048] 图14所示为图7的A-A剖视图，包括主喷管入口段21、主喷管喉部22、主喷管扩张段23、前真空室27、二次流室ⅱ-19、后真空室28、前真空室抽气缝29、本发明的二次流室喷嘴、后真空室抽气缝30、和后部真空部24。推力矢量喷管上本体9和推力矢量喷管下本体18前端之间的圆弧面、距离最窄处以及后方直面段分别依次构成长度为H2的主喷管入口段21、主喷管喉部22以及长度为H3的主喷管扩张段23。前真空室27、二次流室ⅱ-19、后真空室28、前真空室抽气缝29、本发明的二次流室喷嘴、后真空室抽气缝30位于主喷管扩张段23上侧，主喷管后部腔，即上壁3、下壁17、前壁5、后壁2、推力矢量喷管上本体9和推力矢量喷管下本体
18的后端面与带有法兰盘矩形中空腔15的法兰盘1构成长度为H4的后部真空部24。在本发明的二元直射式斜激波推力矢量喷管中，二次流J通过二次流室进气管12、二次流室ⅱ-19、本发明的二次流室喷嘴进入主喷管扩张段23，主流F经主喷管入口段21、主喷管喉部22、主喷管扩张段23，从后部真空部24流出，同时抽气S1通过前真空室抽气缝29、前真空室27和前真空室抽气管25流出，抽气S2通过后真空室抽气缝30、后真空室28和后真空室抽气管26流出。