专利摘要

本发明公开了一种基于流体振荡器原理的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管内流道，喷管内流道具有用于调整偏航矢量角方向的流体振荡器结构；流体振荡器结构包括振荡腔以及扰流片，振荡腔紧靠着二喉道设置，扰流片可偏转地安装在二喉道出口位置处的中部位置，且扰流片头部处于振荡腔内，尾端伸出二喉道放置；扰流片相对于喷管内流道的对称轴发生偏转时，流经喷管内流道的气流，在下游偏转的扰流片影响下，在振荡腔内产生不对称的气流挤压，形成不对称的涡，此时，通过扰流片产生偏航方向矢量，实现喷管偏航矢量角方向的调整；因此，本发明能够产生偏航矢量角并进行调整。

权利要求

1.一种基于流体振荡器原理的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管内流道，该喷管内流道包括喷管进口、一喉道、处于喷管进口与一喉道之间的一喉道前部收敛段、二喉道以及处于一喉道、二喉道之间的二喉道前部扩张收敛段；其特征在于，所述喷管内流道具有用于调整偏航矢量角方向的流体振荡器结构；该流体振荡器结构包括振荡腔以及扰流片，振荡腔紧靠着二喉道设置，而扰流片则可偏转地安装在二喉道出口位置处的中部位置，且扰流片的头部处于振荡腔内，尾部伸出二喉道放置；

扰流片相对于喷管内流道的对称轴发生偏转时，流经喷管内流道的气流，在偏转的扰流片的影响下，在振荡腔内产生不对称的气流挤压，形成不对称的涡，此时，通过扰流片产生偏航方向矢量，实现喷管偏航矢量角方向的调整。

2.根据权利要求1所述的基于流体振荡器原理的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，扰流片能够做±5°的偏转；且扰流片发生±5°的偏转时，二喉道出口气流的角度能够产生±20°的改变。

3.根据权利要求1或2所述的基于流体振荡器原理的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述二喉道出口位置处的左右两侧，均配装有用于调整偏航矢量角大小的能够左右旋转的流向调整片。

4.根据权利要求3所述的基于流体振荡器原理的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，流体振荡器结构由二喉道前部扩张收敛段与二喉道出口位置处的喷管内流道共同构成。

5.根据权利要求4所述的基于流体振荡器原理的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述二喉道前部扩张收敛段处于纵向剖面的流道和所述二喉道前部扩张收敛段的处于横向剖面的流道均为先扩张后收敛的流道。

6.根据权利要求5所述的基于流体振荡器原理的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述二喉道前部扩张收敛段的处于纵向剖面的流道和处于横向剖面的流道两者转折位置处在喷管内流道轴线上的投影重合。

7.根据权利要求3所述的基于流体振荡器原理的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述二喉道位置处安装有转轴，扰流片可转动地安装在转轴上。

8.根据权利要求1所述的基于流体振荡器原理的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，偏航矢量角的最大值为45°。

说明书

技术领域

本发明涉及一种可以实现俯仰和偏航控制的喉道偏移式气动矢量喷管，主要用于推力矢量航空发动机、高机动导弹等所有需要矢量推力的推进系统。

背景技术

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。如何有效产生矢量推力完成对于飞行器俯仰、偏航的控制已经成为各国研究的重点和热点。传统机械式推力矢量喷管结构复杂，可靠性差，维护麻烦。因此开发一种结构简单、重量轻、维护性好的推力矢量喷管迫在眉睫。

当下，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。

而喉道偏移式气动矢量喷管是近年来兴起的一种新型流体推力矢量喷管，凭借结构简单，重量轻、矢量性能好等的特点，受到越来越多的青睐。传统的喉道偏移式气动矢量喷管只能产生一个方向的矢量，如俯仰方向。

发明内容

本发明针对现有技术的不足，基于喉道偏移式气动矢量喷管纵向剖面，在喉道偏移式气动矢量喷管设计方法、流体振荡器设计方法和相关流体力学理论指导下，创新设计了传统喉道偏移式气动矢量喷管的扩张收敛段和二喉道的机构，实现了单喷管在俯仰和偏航方向的矢量推力，完成了对于飞行器俯仰和偏航的控制，提高了飞行器的机动性。具体地，本发明利用流体振荡器的原理，改造喉道偏移式气动矢量喷管二喉道前部扩张收敛段，在二喉道内部设置扰流片，并在二喉道出口左右两侧设置流向调整片，实现了飞行器俯仰和偏航的控制，提高了飞行器的机动性。

为实现以上技术目的，本发明将采取以下的技术方案：

一种基于流体振荡器原理的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管内流道，该喷管内流道包括喷管进口、一喉道、处于喷管进口与一喉道之间的一喉道前部收敛段、二喉道以及处于一喉道、二喉道之间的二喉道前部扩张收敛段；所述喷管内流道具有用于调整偏航矢量角方向的流体振荡器结构；该流体振荡器结构包括振荡腔以及扰流片，振荡腔紧靠着二喉道设置，而扰流片则可偏转地安装在二喉道出口位置处的中部位置，且扰流片的头部处于振荡腔内，尾部伸出二喉道放置；扰流片相对于喷管内流道的对称轴发生偏转时，流经喷管内流道的气流，在偏转的扰流片下游的影响下，在振荡腔内产生不对称的气流挤压，形成不对称的涡，此时，通过扰流片产生偏航方向矢量，实现喷管偏航矢量角方向的调整。

作为本发明的进一步改进，扰流片能够做±5°的偏转；且扰流片发生±5°的偏转时，二喉道出口气流的角度能够产生±20°的改变。

作为本发明的进一步改进，所述二喉道出口位置处的左右两侧，均配装有用于调整偏航矢量角大小的能够左右旋转的流向调整片。

作为本发明的进一步改进，流体振荡器结构由二喉道前部扩张收敛段与二喉道出口位置处的喷管内流道共同构成。

作为本发明的进一步改进，所述的二喉道前部扩张收敛段，处于纵向剖面的流道和处于横向剖面的流道均为先扩张后收敛的流道。

作为本发明的进一步改进，处于纵向剖面的流道、处于横向剖面的流道两者转折位置处在喷管内流道轴线上的投影重合。

作为本发明的进一步改进，所述二喉道位置处安装有转轴，扰流片可转动地安装在转轴上。

作为本发明的进一步改进，偏航矢量角的最大值为45°。

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：

（1）本发明在紧靠着二喉道出口的位置处设置振荡结构，通过调整振荡结构中扰流片相对于喷管内流道轴线的角度，对喷管的偏航矢量角方向进行调整，提高了飞行器的机动性；另外虽然设置了扰流片和流向调整片，本喷管非矢量情况下性能和俯仰矢量开启情况下的性能降低都较小，较传统机械矢量的方式也具有效率高、损失小的特点；实际上振荡腔就是二喉道前部扩张收敛段，具体来说，二喉道前部扩张收敛段的横向剖面用于产生偏航，纵向剖面产生俯仰，俯仰矢量与流体振荡器无关；

（2）通过设置了扰流片和流向调整片，使单个喷管实现了俯仰和偏航的控制，可以部分取代或完全代替飞行器常规舵面，并使飞行器具有更好的机动性和较好的隐身性，同时具有较低的重量。

附图说明

图1 本喷管三维示意图。

图2 本喷管侧视图。

图3 本喷管俯视图。

图4 本喷管水平方向剖面图。

图5是扰流片不偏转时的喷管内流道中气流流向示意图；

图6是扰流片偏转时的喷管内流道中气流流向示意图；

其中：喷管进口1、喉道前部收敛段2、一喉道3、二喉道前部扩张收敛段4、扰流片5、二喉道6、流向调整片7。

具体实施方式

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授权说明书的一部分。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。

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)。

如图1至4所示，本发明所述的基于流体振荡器原理的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管内流道，该喷管内流道包括喷管进口、一喉道、处于喷管进口与一喉道之间的一喉道前部收敛段、二喉道以及处于一喉道、二喉道之间的二喉道前部扩张收敛段；在二喉道出口位置处的喷管内流道及二喉道出口的扰流片，共同构成了用于调整偏航矢量角方向的流体振荡器结构；该流体振荡器结构包括由二喉道前部扩张收敛段构成的振荡腔以及扰流片，振荡腔紧靠着二喉道设置于二喉道前部扩张收敛段，而扰流片则可偏转地安装在二喉道出口位置处的中部位置，且扰流片头部处于振荡腔内，尾部伸出二喉道放置；

扰流片沿着喷管内流道的对称轴布置时，参考图5，流经喷管内流道的气流，将在振荡腔内产生对称的漩涡，此时，通过扰流片不会产生偏航方向的矢量；

扰流片发生偏转时，流经喷管内流道的气流，将在振荡腔内产生不对称的气流挤压，形成不对称的涡，部分气流沿凹腔侧壁流动，此时，通过扰流片产生偏航方向矢量；具体地说，参照图6，可知：当扰流片偏转时，喷管出口附近的非对称扰动前传至凹腔，使得原本对称的涡出现不对称现象，进而造成对主流的扰动不对称。以图示扰流片俯视顺时针转动为例，此时，一部分主流几乎紧贴凹腔右侧壁面流动，最终通过扰流片与凹腔右侧壁面之间形成的通道向左侧喷出，另一部分气流则通过扰流片与凹腔左侧壁面形成的通道向左喷出，最终，两股气流均向左喷出，使气流产生左偏航矢量，具体偏航角度由二喉道出口处的流向调整片精确调节。

为对喷管偏航矢量角的大小进行调整，本发明在二喉道出口位置处的左右两侧，均配装有用于调整偏航矢量角大小的能够左右旋转的流向调整片。由此可见，本喷管不仅仅具有与常规喉道偏移式气动矢量喷管一致的结构，同时还具有扰流片、流向调整片这两个独有的机构，且二喉道前部扩张收敛段已经与传统喉道偏移式气动矢量喷管有明显不同。

本发明将二喉道前部扩张收敛段，处于纵向剖面的流道和处于横向剖面的流道均为先扩张后收敛的流道，且处于纵向剖面的流道、处于横向剖面的流道两者转折位置处在喷管内流道轴线上的投影重合，因此，二喉道前部扩张收敛段形成了类似流体振荡器的凹腔；凹腔附近的流道构成了振荡腔。所述二喉道位置处安装有转轴，扰流片可转动地安装在转轴上。

需要说明的是，当扰流片偏转时，气流会沿着横向剖面的凹腔一侧侧壁流动，因此偏航矢量角大小与扰流片偏转角度无关，即不能通过控制扰流片的角度来获得线性的矢量角，因此需要在二喉道出口处设置流向调整片获得我们所需要的矢量角。使用这种气动-机械方法产生偏航矢量，比传统机械方法实现矢量损失更小，效率更高。

纵向剖面的扩张收敛段和水平方向的扩张收敛段转折处可以在同一位置，也可以不同位置。扰流片最前端应处于二喉道前端，截面形状不限，但三角形和菱形较好。扰流片可以绕转轴转动。二喉道出口左右两侧的流向调整片。在偏航未开启时，左右流向调整片对称布置，成等直或一定角度膨胀。当偏航开启时，扰流片小角度旋转，流向调整片通过设置在前端的转轴转动来调整具体角度。一般来说，扰流片左右偏转角度范围为1°-5°，通过流向调整片的旋转可以获得最大45°的偏航矢量角。

本发明正常工作状态分4种：非矢量状态、俯仰矢量状态、偏航矢量状态和俯仰-偏航矢量状态。处于非矢量状态时，本喷管一喉道处不注气，扰流片处于中立位置，不偏转，流向调整片左右对称，此时喷管水平向后喷气，气流不偏转，不产生俯仰和偏航矢量。当处于俯仰矢量时，在一喉道处注入气体，从而在一喉道处对气体流动产生扰动，通过二喉道前部扩张收敛段将扰动放大，实现了矢量功能。此部分控制方法和实现方式与常规喉道偏移式气动矢量喷管一致，在此不做赘述。此时，扰流片处于中立位置，左右流向调整片对称布置，不转动。当处于偏航矢量状态时，当扰流片向一侧转动小角度（如1°-5°）时，水平剖面内的扩张收敛段左右两侧涡的尺寸不一致，从而产生偏航方向的矢量。以扰流片向右侧转动为例，此时水平剖面内扩张收敛段左右两侧涡的尺寸不一致，对主流产生不对称的挤压，大部分气流从扰流片右侧流出，向右侧偏转至某一角度，此时通过流向调整片的转动调节至我们所需的偏航角。产生左偏航矢量原理类似，在此不做赘述。当处于俯仰-偏航矢量状态时，尾喷管对于矢量的控制实际上是对于俯仰的控制和偏航的控制的叠加，控制手段和控制方式与前述一致。

基于流体振荡器原理的喉道偏移式气动矢量喷管专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。