满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管及控制方法

摘要

本发明提出了一种满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管及其控制方法。包括固定喷管和可调喷管；所述的固定喷管与发动机涡轮出口固定相连，可调喷管位于固定喷管下游；可调喷管具体包括可调喷管下壁面、可调喷管上壁面及二者与飞行器本体铰接的可调喷管下壁面转轴、可调喷管上壁面转轴；通过机械液压机构驱动，可调喷管下壁面、可调喷管上壁面能够绕着各自转轴同步向上或向下转动，使得发动机喷流的流道向上或向下偏转，产生推力矢量。通过特殊的内外型面设计及其安装方式，对于可调喷管上、下壁面的分别控制，不仅满足了发动机推力矢量辅助机动飞行和飞行操纵的需要，更可以满足发动机熄火时姿态控制的需要，兼具减速板作用。

权利要求

1.一种满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管，其特征在于：

包括固定喷管和可调喷管；所述的固定喷管与发动机涡轮出口固定相连，可调喷管位于固定喷管下游；

可调喷管具体包括可调喷管下壁面、可调喷管上壁面及二者与飞行器本体铰接的可调喷管下壁面转轴、可调喷管上壁面转轴；通过机械液压机构驱动，可调喷管下壁面、可调喷管上壁面能够绕着各自转轴同步向上或向下转动，使得发动机喷流的流道向上或向下偏转，产生推力矢量；可调喷管上、下壁面绕各自转轴反向转动至二者尾部接触，以减小阻力、平稳滑翔；可调喷管上、下壁面分别向上、向下转动，以实现减速；

所述的二元机械推力矢量喷管安装在双发飞翼式飞行器，两台发动机以机身中轴线左右对称，二元机械推力矢量喷管及其发动机包裹在翼型的机身中。

2.根据权利要求1所述的满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管，其特征在于，记可调喷管上壁面绕转轴转动角度大小为α，可调喷管下壁面绕转轴转动角度大小为β，机翼翼型上下表面是非对称的，0.98≤α/β≤1.05，且此时α和β均不大于15°；且可调喷管的上、下壁面所夹最小流动面积为固定喷管矩形出口面积的80%‑95%。

3.根据权利要求1所述的满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管，其特征在于：所述的固定喷管的进口为与发动机涡轮截面出口几何匹配的圆形，出口为矩形。

4.根据权利要求1所述的满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管，其特征在于：固定喷管的矩形出口面积与圆形进口的面积之比范围是65%‑80%。

5.根据权利要求1所述的满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管，其特征在于：固定喷管矩形出口的截面的宽高比范围2‑3。

6.根据权利要求1所述的满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管，其特征在于：在发动机外侧、固定喷管上游安装有上、下防火板。

7.一种使用如权利要求1‑6任一所述的满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管控制方法，其特征在于：当发动机处于小推力状态或者发动机熄火时，可调喷管上、下壁面绕各自转轴反向转动至二者尾部接触，以减小阻力、平稳滑翔；

当需要控制姿态时，可调喷管上、下壁面绕各自转轴同步转动直至一侧壁面与固定喷管接触，此后另一侧未受到几何约束的喷管壁面继续转动，至可调喷管上、下壁面产生的力和力矩满足需求为止；此时α和β均不大于45°；对于双发飞行器来说，两台满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管，同时向上、向下偏转，为飞行器提供俯仰姿态控制力矩；当两台满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管分别向相反方向偏转，为飞行器提供滚转姿态控制力矩；

当飞行器着陆后需要减速，则可调喷管上、下壁面分别向上、向下转动，且下壁面转动角度要略大于上壁面转动角度，以产生轻微低头力矩，使得飞行器前轮紧紧地压在地面上、维持方向稳定；此时α和β均不大于45°，且0.65≤α/β≤0.85；

当飞行器空中飞行时需要迅速减速，则可调喷管上、下壁面分别向上、向下转动，上壁面转动角度要略大于下壁面转动角度，以产生轻微抬头力矩，维持飞行器的飞行高度；此时α和β均小于等于45°，且1.05≤α/β≤1.20。

说明书

满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管及控制方法

技术领域

[0001] 本发明涉及一种满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管设计方法，属于先进航空发动机推力矢量排气系统及无舵面飞行器设计领域。

背景技术

[0002] 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。

[0003] 推力矢量喷管通过机械结构或者流场改变完成气流喷出方向的改变，从而实现推力矢量功能。常见的推力矢量喷管从气流偏转的机理上可以分为机械液压作动式推力矢量喷管和流体推力矢量喷管。机械液压作动式推力矢量喷管通过液压机构驱动机械结构的运动，改变喷管流道，实现发动机喷出气流方向的改变，其产生推力矢量的原理简单，目前技术较为成熟；但存在结构复杂、笨重等特点。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。从喷管形状上来分，主要分为以圆截面为代表的轴对称式和以矩形截面为代表的二元式。其中，轴对称式推力矢量喷管大多可以产生俯仰和偏航两个方向的推力矢量；而二元式则主要了可以产生俯仰方向的推力矢量。

[0004] 然而，不同于舵面对于飞行器的有效操纵需要飞行器具有足够的空速，推力矢量喷管对于飞行器的操纵和控制的前提是要有足够的推力。也就是说，一旦推力较小或者发动机熄火而失去推力，无论是机械液压作动式推力矢量喷管还是流体推力矢量喷管均无法在这些特殊的情况下无法完成飞行器姿态的操纵和改变。从另一个角度来说，以无舵面飞翼为代表的新一代飞行器正在从设想走到工程实践，即使不考虑发动机熄火这种特殊的工况，常规降落时的小油门状态下喷管产生的推力很小，难以满足飞行器姿态控制的需要。而如果采用加速全油门着陆的方式，则对飞行员或者无人机的操纵员提出了很高的要求。

[0005] 因此，研制结构简单、满足飞行器小油门或发动机熄火情况下姿态控制的推力矢量喷管十分重要。

发明内容

[0006] 本发明提出了一种满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管及其控制方法。它通过特殊的内外型面设计及其安装方式，依靠简单的机械作动对于可调喷管上、下壁面的分别控制，不仅满足了发动机正常工作情况下推力矢量辅助机动飞行和飞行操纵的需要，还可以满足了飞行器空中小油门滑翔、小油门陆基降落等特殊飞行条件的需要，在具备空速的情况下更可以满足发动机熄火时姿态控制的需要，兼具减速板作用，适用于新一代无舵面高机动有人/无人飞行器，解决了发动机小油门或者熄火情况下推力矢量喷管无法实现飞行器姿态控制的难题。

[0007] 本发明公开了一种满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管，包括固定喷管和可调喷管；所述的固定喷管与发动机涡轮出口固定相连，可调喷管位于固定喷管下游；

[0008] 可调喷管具体包括可调喷管下壁面、可调喷管上壁面及二者与飞行器本体铰接的可调喷管下壁面转轴、可调喷管上壁面转轴；通过机械液压机构驱动，可调喷管下壁面、可调喷管上壁面能够绕着各自转轴同步向上或向下转动，使得发动机喷流的流道向上或向下偏转，产生推力矢量。

[0009] 优选的，安装在双发飞翼式飞行器，两台发动机以机身中轴线左右对称，二元机械推力矢量喷管及其发动机包裹在翼型的机身中。

[0010] 优选的，记可调喷管上壁面绕转轴转动角度大小为α，可调喷管下壁面绕转轴转动角度大小为β，机翼翼型上下表面是非对称的0.98≤α/β≤1.05，且此时α和β均不大于15°；且可调喷管的上、下壁面所夹最小流动面积为固定喷管矩形出口面积的80%‑95%。

[0011] 优选的，所述的固定喷管的进口为与发动机涡轮截面出口几何匹配的圆形，出口为矩形。

[0012] 优选的，固定喷管的矩形出口面积与圆形进口的面积之比范围是65%‑80%。

[0013] 优选的，固定喷管矩形出口的截面的宽高比范围2‑3。

[0014] 优选的，所述的可调喷管上、下壁面：记满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管所处的截面的长度为L1，飞行器重心G到可调喷管上、下壁面转轴距离为L2，可调喷管上、下壁面长度为L3；小于等于所在完整翼型总弦长的85%，大于等于所在完整翼型总弦长的70%；

[0015] 飞行器的重心与翼型参数、满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管满足：55%L1≤L2+L3≤70%L1；可调喷管上、下壁面长度满足：25%L1≤L3≤45%L1。

[0016] 优选的，在发动机外侧、固定喷管上游安装有上、下防火板。

[0017] 本发明公开了一种二元机械推力矢量喷管的控制方法：

[0018] 当发动机处于小推力状态或者发动机熄火时，可调喷管上、下壁面绕各自转轴反向转动至二者尾部接触，以减小阻力、平稳滑翔；

[0019] 当需要控制姿态时，可调喷管上、下壁面绕各自转轴同步转动直至一侧壁面与固定喷管接触，此后另一侧未受到几何约束的喷管壁面继续转动，至可调喷管上、下壁面产生的力和力矩满足需求为止；此时α和β均不大于45°；对于双发飞行器来说，两台满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管，同时向上、向下偏转，为飞行器提供俯仰姿态控制力矩；当两台满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管分别向相反方向偏转，为飞行器提供滚转姿态控制力矩；

[0020] 当飞行器着陆后需要减速，则可调喷管上、下壁面分别向上、向下转动，且下壁面转动角度要略大于上壁面转动角度，以产生轻微低头力矩，使得飞行器前轮紧紧地压在地面上、维持方向稳定；此时α和β均不大于45°，且0.65≤α/β≤0.85；

[0021] 当飞行器空中飞行时需要迅速减速，则可调喷管上、下壁面分别向上、向下转动，上壁面转动角度要略大于下壁面转动角度，以产生轻微抬头力矩，维持飞行器的飞行高度；此时α和β均小于等于45°，且1.05≤α/β≤1.20。

[0022] 根据上述的技术方案，相对于现有技术，本发明具有如下的优点：

[0023] （1）本发明通过改变机械推力矢量喷管内外型面设计及安装方式，使得一套机构就可以实现推力矢量和舵面的作用，满足了飞行器发动机熄火或者小推力情况下的使用需要；

[0024] （2）本发明用两个可动部件（可调喷管上、下壁面）就可以完成飞行器推力矢量，滑翔和减速的功能，结构简单，成本低，适用范围广。

附图说明

[0025] 图1 为本喷管设计方案图。

[0026] 图2 为本喷管与飞机匹配的示意图。

[0027] 图3为发动机正常工作情况下，本喷管平飞状态的示意图。

[0028] 图4 为发动机正常工作情况下，本喷管推力矢量状态的示意图。

[0029] 图5 为发动机故障情况下，本喷管控制飞行器平飞的示意图。

[0030] 图6 为发动机故障情况下，本喷管控制飞行器抬头的示意图。

[0031] 图7 为本喷管控制飞行器减速的示意图。

[0032] 图8为图3本喷管平飞状态下的数值模拟速度云图。

[0033] 图9为图4本喷管推力矢量状态下的数值模拟速度云图。

[0034] 图10为图5本喷管控制飞行器平飞状态下的数值模拟速度云图。

[0035] 图11为图6本喷管控制飞行器抬头状态下的数值模拟速度云图。

[0036] 图12为图7本喷管控制飞行器减速状态下的数值模拟速度云图。

[0037] 其中：机身1、发动机2、上防火板3、下防火板4、固定喷管5、可调喷管下壁面转轴6、可调喷管上壁面转轴7、可调喷管下壁面8、可调喷管上壁面9。

具体实施方式

[0038] 下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置。表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。

[0039] 为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)。

[0040] 本发明提出了一种满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管。它通过特殊的内外型面设计及其安装方式，依靠简单的机械作动对于可调喷管上、下壁面的分别控制，不仅满足了发动机2正常工作情况下推力矢量辅助机动飞行和飞行操纵的需要，还可以满足了飞行器空中小油门滑翔、小油门陆基降落等特殊飞行条件的需要，在具备空速的情况下更可以满足发动机2熄火时姿态控制的需要，兼具减速板作用，适用于新一代无舵面高机动有人/无人飞行器，解决了发动机2小油门或者熄火情况下推力矢量喷管无法实现飞行器姿态控制的难题。

[0041] 一种满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管，其典型的应用对象是双发飞翼式飞行器。后文将以其为典型应用对象描述本发明的发明内容和具体实现方式。其他构型飞行器可以进行类比设计，在此不做赘述。

[0042] 一种满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管，典型的安装对象为双发飞翼式飞行器，两台发动机2及本发明以机身1中轴线左右对称，如图2所示。沿其中一台发动机2的轴线做纵向剖面，如图1所示。满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管及其发动机2包裹在翼型的机身1中。发动机2与机身1固定连接。一种满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管，包括固定喷管5和可调喷管两大部分。其中，固定喷管5与发动机2涡轮出口固定相连，可调喷管位于固定喷管5下游。可调喷管具体包括可调喷管下壁面8、可调喷管上壁面9及二者与飞行器本体铰接的转轴可调喷管下壁面转轴6、可调喷管上壁面转轴7。通过机械液压机构驱动，可调喷管下壁面8、可调喷管上壁面9分别可以绕着各自转轴转动。为防止发动机2高温喷流倒流，在发动机2外侧、固定喷管5上游安装有上防火板3、下防火板4。

[0043] 一种满足飞行器全包的二元机械推力矢量喷管，其典型设计流程如下：（1）通过飞行器总体设计和发动机2总体设计软件，确定飞行器典型飞行包线和发动机2典型工作包线；（2）通过飞行器典型设计参数，确定飞行器典型飞行包线内各姿态控制的需求指标；（3）针对飞行器发动机2正常工作状态，设计固定喷管5及可调喷管的关键型面及其控制规律；（4）针对飞行器各典型飞行状态，针对数值模拟手段，掌握上下可调喷管壁面转动后对飞行器姿态的控制能力，与飞行器各姿态控制的需求指标对比，调整转轴位置及相关设计参数；
（5）结合飞行器典型飞行包线和发动机2典型工作包线，校验喷管在飞行器全飞行包线内的性能。所述满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管，其固定喷管5的进口为与发动机2涡轮截面出口几何匹配的圆形，出口为矩形。固定喷管5的矩形出口面积与圆形进口的面积之比满足一定要求，优选比值范围是65%‑80%。固定喷管5矩形出口的截面的宽高比满足一定要求。一般来说，固定喷管5矩形出口的宽高比以2‑3为宜。可调喷管上、下壁面等尺寸满足一定要求。记满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管所处的截面的长度为L1，飞行器重心G到可调喷管上、下壁面转轴距离为L2，可调喷管上、下壁面长度为L3。则一般来说，不大于所在完整翼型总弦长的85%，不小于所在完整翼型总弦长的70%。飞行器的重心与翼型参数、满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管满足一定尺寸关系，即55%L1≤L2+L3≤
70%L1。为了满足飞行器小推力或无推力时的操纵需要，可调喷管上、下壁面长度满足一定要求，即25%L1≤L3≤45%L1。

[0044] 本发明提出的满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管，在发动机2正常工作情况下，可调喷管上、下壁面绕各自转轴同步向上或向下转动，使得发动机2喷流的流道向上或向下偏转，产生推力矢量。记可调喷管上壁面9绕转轴转动角度大小为α，可调喷管下壁面8绕转轴转动角度大小为β，考虑到机翼翼型很可能上下表面是非对称的0.98≤α/β≤1.05，且此时α和β均不大于15°。且可调喷管的上、下壁面所夹最小流动面积为固定喷管5矩形出口面积的80%‑95%，以保证较高的推力性能。

[0045] 本发明提出的满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管，当发动机2出于小推力状态或者发动机2熄火时，可调喷管上、下壁面绕各自转轴反向转动至二者尾部接触，以减小阻力、平稳滑翔；当需要控制姿态时，可调喷管上、下壁面绕各自转轴同步转动直至一侧壁面与固定喷管5接触，此后另一侧未受到几何约束的喷管壁面继续转动，至可调喷管上、下壁面产生的力和力矩满足需求为止。此时α和β均不大于45°。对于双发飞行器来说，两台满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管，同时向上、向下偏转，为飞行器提供俯仰姿态控制力矩；当两台满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管分别向相反方向偏转，为飞行器提供滚转姿态控制力矩。

[0046] 本发明提出的满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管，当飞行器着陆后需要减速，则可调喷管上、下壁面分别向上、向下转动，且下壁面转动角度要略大于上壁面转动角度，以产生轻微低头力矩，使得飞行器前轮紧紧地压在地面上、维持方向稳定；此时α和β均不大于45°，且0.65≤α/β≤0.85。当飞行器空中飞行时需要迅速减速，则可调喷管上、下壁面分别向上、向下转动，且一般来说，上壁面转动角度要略大于下壁面转动角度，以产生轻微抬头力矩，维持飞行器的飞行高度；此时α和β均不大于45°，且1.05≤α/β≤1.20。

[0047] 本发明提出的满足飞行器全包线的二元机械推力矢量喷管，若需要同时满足多种工况多种姿态的控制，则需要进行可调喷管上下壁面动作的分解和合成。

[0048] 实施例：

[0049] 依次展示了典型构型的该发明的典型工作状态下的数值模拟速度云图。

[0050] 图8首先展示了发动机2正常工作情况下，本喷管平飞状态的示意图（即图3的工作状态）。可见该工况下本发明出口没有波系，出于完全膨胀状态，具备较好的推力性能。图9首先展示了发动机2正常工作情况下，本喷管推力矢量状态的示意图（即图4的工作状态）。可见该工况下本发明出口没有波系，出于完全膨胀状态，具备较好的推力性能，产生了15°左右的推力矢量角。图10展示了发动机2故障情况下，本喷管控制飞行器平飞的示意图（即图5的工作状态）。此时，发动机2熄火，不产生推力。可调喷管的上下壁面向中间聚拢，至尾端接触为止。此时，由于发动机2熄火，不产生推力且无气流流过，计算模型进行了适度简化。图11展示了发动机2故障情况下，本喷管控制飞行器抬头的示意图（即图6的工作状态）。
此时，发动机2熄火，不产生推力。可调喷管的下壁面向上运动至与固定喷管5接触，此后，可调喷管上壁面9继续运动，至满足飞行器抬头所需力矩为止。此时，数值模拟构型中喷管可调下壁面向上转动10°，可调上壁面向上转动17.5°。机身1下方速度明显提高，面积变大，意味着气流沿着机身1下表面流动、至尾端后斜向上流动，为机身1产生了抬头力矩。由于发动机2熄火，不产生推力且无气流流过，计算模型进行了适度简化。

[0051] 图12展示了发动机2故障情况下，本喷管控制飞行器减速的示意图（即图7的工作状态）。此时，发动机2熄火，不产生推力。可调喷管上下壁面分别向上、向下运动，发挥类似减速板的作用。此时，数值模拟构型中喷管可调下壁面向下转动45°，可调上壁面向上转动37.5°。由于发动机2熄火，不产生推力且无气流流过，计算模型进行了适度简化。