本發(fā)明專利技術(shù)公開了一種飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)。使用本發(fā)明專利技術(shù)能夠?qū)崿F(xiàn)飛行器360°飛行姿態(tài)控制，縮短控制系統(tǒng)響應(yīng)時(shí)間，同時(shí)提高系統(tǒng)控制精度，實(shí)現(xiàn)全方位控制，簡(jiǎn)化控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，減輕飛行器重量。本發(fā)明專利技術(shù)的飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)包括燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)、主氣流通道、二次流噴管、二次流通道組件和康達(dá)效應(yīng)面。從發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮腔中引出小部分氣體作為矢量推力控制系統(tǒng)的同向二次流氣源，注入到二次流通道中，利用康達(dá)效應(yīng)，即與主氣流同向的二次流流經(jīng)康達(dá)效應(yīng)面后產(chǎn)生附壁作用，進(jìn)而引導(dǎo)主氣流沿附壁方向產(chǎn)生康達(dá)效應(yīng)，從而獲得偏轉(zhuǎn)力矩。通過(guò)控制二次流的流出方位其流量，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)的精確控制。
【技術(shù)實(shí)現(xiàn)步驟摘要】
本專利技術(shù)涉及一種飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)，屬于航空航天
技術(shù)介紹
在傳統(tǒng)的飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，人們通過(guò)舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生不對(duì)稱的氣動(dòng)力矩作為 操縱力矩對(duì)飛行器的轉(zhuǎn)彎、爬升、俯沖、橫滾等飛行姿態(tài)實(shí)施操控。這種控制模式必須輔以 許多復(fù)雜笨重的液壓或電液驅(qū)動(dòng)舵機(jī)和其他配套的相關(guān)設(shè)備才能進(jìn)行，而且舵面的安裝破 壞了連續(xù)光滑的機(jī)翼，存在很多縫隙，從而產(chǎn)生很大的泄漏阻力，同時(shí)舵面偏轉(zhuǎn)還將增加飛 行器的雷達(dá)散射截面(RCS)值，不利于隱身。之后，人們?cè)陲w行器尾部發(fā)動(dòng)機(jī)之后安裝燃?xì)?舵面，通過(guò)改變發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饬鞯姆较騺?lái)產(chǎn)生飛行姿態(tài)控制側(cè)向力，但是燃?xì)鈿堅(jiān)锥氯麣?路，必須精心設(shè)計(jì)過(guò)濾裝置，并且燃?xì)舛婷嫠a(chǎn)生的力矩較小。推力矢量控制技術(shù)正逐步應(yīng) 用于第四代戰(zhàn)機(jī)及先進(jìn)的彈道導(dǎo)彈上，目前的推力矢量控制技術(shù)一般采用機(jī)械方法，如發(fā) 動(dòng)機(jī)噴管擺動(dòng)、發(fā)動(dòng)機(jī)噴管外加裝可調(diào)節(jié)擋板或者偏轉(zhuǎn)擴(kuò)張段的調(diào)節(jié)片。機(jī)械推力矢量噴 管在帶來(lái)大量?jī)?yōu)點(diǎn)的同時(shí)，也使推進(jìn)系統(tǒng)付出了較大代價(jià)，增加了系統(tǒng)機(jī)械復(fù)雜性、噴管 的成本、質(zhì)量等。用于推力矢量控制的部件如鉸鏈、密封片、液壓作動(dòng)系統(tǒng)、偏轉(zhuǎn)片多達(dá)成百 套部件和上千個(gè)零件，同時(shí)對(duì)飛機(jī)的維護(hù)、隱身和機(jī)身配平十分不利。隨著未來(lái)作戰(zhàn)飛機(jī)超緊湊、高生存力和可承受性進(jìn)排氣系統(tǒng)的設(shè)計(jì)要求，傳統(tǒng)的 機(jī)械式推力矢量控制系統(tǒng)已經(jīng)不能滿足這些要求。這些因素導(dǎo)致尋求無(wú)外部活動(dòng)部件的 矢量推力產(chǎn)生方法，出現(xiàn)了基于射流原理的保形矢量推力技術(shù)。保形推力矢量技術(shù)是指在 保持或不大改變飛機(jī)整體流線型(保形)的氣動(dòng)布局的前提下，發(fā)動(dòng)機(jī)推力通過(guò)噴管或尾噴 流的偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的推力分量來(lái)替代原飛機(jī)的操縱面或增強(qiáng)飛機(jī)的操縱功能，對(duì)飛機(jī)的飛行進(jìn) 行實(shí)時(shí)控制的技術(shù)。射流推力矢量控制噴管不同于機(jī)械調(diào)節(jié)式矢量噴管，它通過(guò)氣流間的 相互作用，使用康達(dá)(Coanda)效應(yīng)來(lái)控制細(xì)小的旁路氣流變化，而旁路氣流的改變可以引 起比其大得多的流動(dòng)發(fā)生矢量偏轉(zhuǎn)。Coanda效應(yīng)指的是流體(水流或氣流)有離開本來(lái)的 流動(dòng)方向，改為隨著凸出的物體表面流動(dòng)的傾向，當(dāng)流體與它流過(guò)的物體表面之間存在表 面摩擦?xí)r，流體的流速會(huì)減慢，只要物體表面的曲率不是太大，依據(jù)流體力學(xué)中的伯努利原 理，流速的減緩會(huì)導(dǎo)致流體被吸附在物體表面上流動(dòng)。Coanda效應(yīng)最早應(yīng)用于動(dòng)力增升襟 翼和機(jī)翼后緣環(huán)量控制技術(shù)，用于提高升力，它是射流推力矢量控制系統(tǒng)的核心技術(shù)。目前 Coanda效應(yīng)應(yīng)用于射流推力矢量實(shí)現(xiàn)飛行器360°姿態(tài)控制的系統(tǒng)仍未見(jiàn)到相關(guān)應(yīng)用。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路
有鑒于此，本專利技術(shù)提供了一種飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)，能夠?qū)崿F(xiàn)飛行器 360°飛行姿態(tài)控制，縮短控制系統(tǒng)響應(yīng)時(shí)間，同時(shí)提高系統(tǒng)控制精度，實(shí)現(xiàn)全方位控制，簡(jiǎn) 化控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，減輕飛行器重量。飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)包括燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)、主氣流通道、二次流噴管、二 次流通道組件和康達(dá)效應(yīng)面。其中，主氣流通道設(shè)置在燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)收縮噴管尾部，與發(fā)動(dòng)機(jī)同軸。二次流通道組件與主氣流通道同軸，通過(guò)法蘭固定在主氣流通道的尾部，二次流通道組件包括內(nèi)壁和外壁，內(nèi)、外壁的截面均為矩形；內(nèi)、外壁之間為二次流通道。其中，內(nèi)壁作為主氣流通道的延伸，將主氣流通道和二次流通道隔開。在內(nèi)壁的四個(gè)角上設(shè)置二次流通道擋板，將二次流通道分為上、下、左、右個(gè)部分，其中，上、下面的二次流通道比左、右面的二次流通道寬。每個(gè)方向的二次流通道分別用二次流子通道擋板分隔成2個(gè)大小相同的二次流子通道。在燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮腔上設(shè)置引氣口，引出小部分氣體作為矢量推力控制系統(tǒng)的同向二次流氣源，所述二次流氣源不超過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮腔中全部氣體的5%。在每個(gè)二次流子通道外壁設(shè)置注氣口 ；在主氣流通道外側(cè)安裝8根二次流噴管，8根二次流噴管分別與8 個(gè)注氣口連接；在主氣流通道外側(cè)設(shè)置分氣管道，分氣管道連接注氣口和8根二次流噴管。在二次流通道組件的外壁尾部4面分別安裝康達(dá)效應(yīng)面。在每個(gè)二次流噴管上安裝控制閥。為減輕射流推力矢量控制系統(tǒng)的重量，可以在燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)收縮噴管和軸向主氣流通道之間留有2(T30cm的間隙。為加工方便，可以將主氣流通道設(shè)計(jì)為長(zhǎng)方體，在主氣流通道外側(cè)的上、下、左、右 4面沿著軸向分別安裝2根二次流噴管。為達(dá)到較好的康達(dá)效應(yīng)，本專利技術(shù)中康達(dá)效應(yīng)面與二次流通道組件的外壁之間的剪切角范圍為5° ^lO0。本專利技術(shù)中的控制閥可以是比例控制閥，從而可以精確調(diào)節(jié)二次流氣流流量，提高飛行控制的定位精度。有益效果 (I)本專利技術(shù)利用康達(dá)效應(yīng),通過(guò)改變二次流的方向帶動(dòng)主氣流方向的改變,從而對(duì)飛行器進(jìn)行實(shí)時(shí)控制，本專利技術(shù)無(wú)需操縱機(jī)械部件，不改變飛行器的整體的氣動(dòng)布局，安裝簡(jiǎn)單，成本低，控制過(guò)程響應(yīng)時(shí)間小。(2)本專利技術(shù)在發(fā)送機(jī)收縮噴管和軸向主氣流通道之間留有2(T30cm的間隙，有效減輕射流推力矢量控制系統(tǒng)的重量。( 3 )本專利技術(shù)從發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮腔中弓丨出的二次流氣源不超過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮腔中全部氣體的5%，不影響發(fā)動(dòng)機(jī)的軸向推力。(4)本專利技術(shù)在二次流噴管上安裝比例控制閥，可以精確調(diào)節(jié)二次流氣流流量，提高飛行控制的定位精度。附圖說(shuō)明圖1為飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)裝置立體圖。圖2為飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)裝置立體側(cè)視圖。圖3為飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)裝置后視圖。圖4為飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)裝置右視圖。圖5為飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)裝置俯視圖。其中，1-發(fā)動(dòng)機(jī)，2-引氣口，3-分氣管道，4- 二次流噴管，5-控制閥，6_法蘭，7_注氣口，8-二次流子通道擋板，9-二次流通道，10-康達(dá)效應(yīng)面，11-主氣流通道，12-二次流通道擋板，13-1號(hào)二次流子通道，14-2號(hào)二次流子通道，15-3號(hào)二次流子通道，16-4號(hào)二次流子通道，17-5號(hào)二次流子通道，18-6號(hào)二次流子通道，19-7號(hào)二次流子通道，20-8號(hào)二次流子通道，21-二次流通道組件的內(nèi)壁，22-二次流通道組件的外壁。具體實(shí)施方式下面結(jié)合附圖并舉實(shí)施例，對(duì)本專利技術(shù)進(jìn)行詳細(xì)描述。本專利技術(shù)提供了一種飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)，包括燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)1、主氣流通道11、二次流噴管4、二次流通道組件和康達(dá)效應(yīng)面10，如圖1所示。其中，主氣流通道11設(shè)置在發(fā)動(dòng)機(jī)I收縮噴管尾部，與發(fā)動(dòng)機(jī)I同軸，為加工方便，可將主氣流通道11設(shè)置為長(zhǎng)方體。發(fā)動(dòng)機(jī)I的收縮噴管排出高壓燃?xì)庾鳛榭刂葡到y(tǒng)的軸向主氣流，主氣流沿著軸向主氣流通道11流向射流推力矢量控制系統(tǒng)尾部，產(chǎn)生軸向推進(jìn)力，推動(dòng)飛行器前進(jìn)。利用渦輪增壓發(fā)動(dòng)機(jī)高壓噴射氣流的定向性，即該噴射氣流在一定距離內(nèi)沿著噴射方向運(yùn)動(dòng)，不會(huì)散射，在發(fā)送機(jī)I收縮噴管和軸向主氣流通道11之間設(shè)計(jì) 2(T30cm的間隙，從而減輕射流推力矢量控制系統(tǒng)的重量。二次流通道組件與主氣流通道11同軸，通過(guò)法蘭6固定在主氣流通道11的尾部， 二次流通道組件包括內(nèi)壁21和外壁22，內(nèi)、外壁的截面均為矩形；內(nèi)、外壁之間為二次流通道9，其中，內(nèi)壁21作為主氣流通道11的延伸，將主氣流通道11和二次流通道9隔開，在內(nèi)壁的四個(gè)角上設(shè)置二次流通道擋板12，將二次流通道9分為上、下、左、右4個(gè)部分，如圖2、 圖3所示。為保證飛行器俯仰力大于偏航力，上、下面的二次流通道比左、右面的二次流通道寬。每個(gè)方向的二次流通道分別用二次流子通道擋板8分隔成2個(gè)大小相同的二次流子通道，如圖3所示本文檔來(lái)自技高網(wǎng)...
【技術(shù)保護(hù)點(diǎn)】
一種飛行器射流推力矢量控制系統(tǒng)，其特征在于包括燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)（1）、主氣流通道（11）、二次流噴管（4）、二次流通道組件和康達(dá)效應(yīng)面（10）；其中，主氣流通道（11）設(shè)置在燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)（1）收縮噴管尾部，與發(fā)動(dòng)機(jī)（1）同軸；二次流通道組件與主氣流通道（11）同軸，通過(guò)法蘭（6）固定在主氣流通道（11）的尾部，二次流通道組件包括內(nèi)壁（21）和外壁（22），內(nèi)、外壁的截面均為矩形；內(nèi)、外壁之間為二次流通道（9），其中，內(nèi)壁（21）作為主氣流通道的延伸，將主氣流通道和二次流通道隔開；在內(nèi)壁的四個(gè)角上設(shè)置二次流通道擋板（12），將二次流通道（9）分為上、下、左、右4個(gè)部分，其中，上、下面的二次流通道比左、右面的二次流通道寬；每個(gè)方向的二次流通道分別用二次流子通道擋板（8）分隔成2個(gè)大小相同的二次流子通道（13，14；15，16；17，18；19，20）；在燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)（1）壓縮腔上設(shè)置引氣口（2），引出小部分氣體作為矢量推力控制系統(tǒng)的同向二次流氣源，所述二次流氣源不超過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮腔中全部氣體的5%；在每個(gè)二次流子通道（13，14，15，16，17，18，19，20）外壁設(shè)置注氣口（7）；在主氣流通道（11）外側(cè)安裝8根二次流噴管（4），8根二次流噴管（4）分別與8個(gè)注氣口（7）連接；在主氣流通道（11）外側(cè)設(shè)置分氣管道（3），分氣管道（3）連接注氣口（2）和8根二次流噴管（4）；在二次流通道組件的外壁（22）尾部4面分別安裝康達(dá)效應(yīng)面（10）；在每個(gè)二次流噴管（4）上安裝控制閥（5）。...
【技術(shù)特征摘要】
【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：柴森春，李俊，董立靜，張百海，夏元清，
申請(qǐng)(專利權(quán))人：北京理工大學(xué)，
類型：發(fā)明
國(guó)別省市：
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