专利摘要

本发明公开了一种平行四边形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，包括：所述喷管内流道包括依次连通的喷管进口、等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张段、二喉道前部收敛段、二喉道，且从内流道中某处开始设置倾斜侧壁面，使得从内流道该处至二喉道的流通截面为平行四边形。本发明通过平行四边形的流通截面形状设计，获得了较好的气流掺混效果，有效提高了喷管红外隐身性能，同时依旧可以为飞行器提供较大的推力矢量角，倾斜侧壁面对气流有偏转作用，矢量和非矢量状态下都存在初始的俯仰和偏航矢量角，更满足未来飞行器气动‑隐身一体化布局的要求，用途广泛。

权利要求

1.一种平行四边形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述喷管内流道包括依次连通的喷管进口(1)、等直段(2)、一喉道前部收敛段(3)、一喉道(4)、二喉道前部扩张段(5)、二喉道前部收敛段(6)、二喉道(7)，且从内流道中某处开始设置倾斜侧壁面，使得从内流道该处至二喉道(7)的流通截面为平行四边形；所述侧壁面与喷管底面的夹角为α，且α的取值范围为60°～75°；所述一喉道(4)平均宽高比的选取范围为2.4～4.8。

2.根据权利要求1所述的一种平行四边形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述内流道中某处选取喷管进口(1)处，即从喷管进口(1)到二喉道(7)的两侧壁面整体倾斜，整个喷管内流道的流通截面均为平行四边形。

3.根据权利要求1所述的一种平行四边形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述内流道中某处选取在等直段(2)内，即内流道中等直段(2)的流通截面由矩形过渡到平行四边形，使得从一喉道前部收敛段(3)到二喉道(7)的流通截面为平行四边形。

4.根据权利要求1所述的一种平行四边形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述内流道中某处选取在一喉道前部收敛段(3)内，即内流道中等直段(2)的流通截面保持矩形，且一喉道前部收敛段(3)的流通截面由矩形过渡到平行四边形，使得从一喉道(4)到二喉道(7)的流通截面为平行四边形。

5.根据权利要求1所述的一种平行四边形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，其特征在于，所述内流道中某处选取在二喉道前部扩张段(5)内，即内流道中从喷管进口(1)到一喉道(4)的流通截面保持矩形，且二喉道前部扩张段(5)的流通截面由矩形过渡到平行四边形，使得从二喉道前部收敛段(6)到二喉道(7)的流通截面为平行四边形。

说明书

技术领域

本发明涉及一种平行四边形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，属于推力矢量航空发动机喷管技术领域。

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。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，流体推力矢量喷管以其结构简单、重量轻等特点逐渐成为各国的研究重点和研究热点，并将在不远的未来投入工程应用。同时，如何在尽可能少改变喷管结构的前提下赋予流体推力矢量喷管更多的功能成为推力矢量喷管新的领域研究方向之一。

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、矢量性能好等特点，受到越来越多的青睐。常见的喉道偏移式气动矢量喷管为双喉道结构，以二喉道面积略微比一喉道面积大最为常见。一般可以将喉道偏移式气动矢量喷管分为主动有源型和自适应无源型，其中主动有源型的气源多为外置的压缩器、气瓶或者从航空发动机高压部件(多为压气机)中引气，其特点是推力矢量角受喷管工作落压比变化的影响较小，但对整台航空发动机来说推力损失较大；而自适应无源型则是设置自适应旁路通道将喷管入口位置的高压气流引至喷管的指定位置注入，自适应产生扰动并最终实现推力矢量，其克服了主动有源型的缺点，对航空发动机整机推力影响较小，矢量角也较为稳定。

常见的喉道偏移式气动矢量喷管多为固定几何喷管，能产生约20°左右的单一方向矢量角(如俯仰方向)，多用于控制飞行器的俯仰姿态。现役喷管的内型面及外型面(含后体)均为二元上下对称或三元轴对称，未来随着对于飞行器红外隐身要求的提高，非轴对称喷管构型(如矩形、椭圆形等)将得到越来越多的使用，然而目前具有推力矢量功能的非轴对称喷管少之又少。

发明内容

发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种平行四边形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，通过倾斜壁面的设计获得较好的气流掺混效果，有效提高喷管红外隐身性能，同时依旧可以为飞行器提供较大的推力矢量角，更满足未来飞行器气动-隐身一体化布局的要求。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种平行四边形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，所述喷管内流道包括依次连通的喷管进口、等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张段、二喉道前部收敛段、二喉道，且从内流道中某处开始设置倾斜侧壁面，使得从内流道该处至二喉道的流通截面为平行四边形。

本发明主要结构与侧壁竖直的喉道偏移式气动矢量喷管基本一致，能在保持原有控制规律的基础上提供较大的矢量角。并且由于喷管出口前段流通截面为平行四边形，无论是矢量状态还是非矢量状态，倾斜的侧壁面都会给气流初始的竖直和水平方向的分力。因此，各工作状态下都存在初始的俯仰和偏航矢量角，而偏航矢量效果是原矩形截面喷管所不具备的。

进一步的，相同出口面积与相同一喉道平均宽高比的情况下，随着倾斜侧壁面与喷管底面的夹角α的减小，喷管后向红外隐身性增强，矢量性能有一定损失。α的选取以60°～75°为宜。所述喷管具体侧壁面的倾斜角度及倾斜段长度根据气动性能要求、隐身性需求以及后机身一体化等需求进行设计。

进一步的，相同α的情况下，随着一喉道平均宽高比的增加，喷管俯仰矢量角逐渐增加，推力逐渐增大。一喉道平均宽高比的选取以2.4～4.8为宜，考虑与后体机身的匹配，一喉道平均宽高比不宜超过9.6。

进一步的，所述内流道可以从喷管进口到二喉道的两侧壁面整体倾斜，整个喷管内流道的流通截面均为平行四边形。

进一步的，所述内流道可以从等直段某处到二喉道的两侧壁面整体倾斜，即内流道中等直段的流通截面由矩形过渡到平行四边形，使得从一喉道前部收敛段到二喉道的流通截面为平行四边形。

进一步的，所述内流道可以从一喉道前部收敛段某处到二喉道的两侧壁面整体倾斜，即内流道中等直段的流通截面保持矩形，且一喉道前部收敛段的流通截面由矩形过渡到平行四边形，使得从一喉道到二喉道的流通截面为平行四边形。

进一步的，所述内流道可以从二喉道前部扩张段某处到二喉道的两侧壁面整体倾斜，即内流道中从喷管进口到一喉道的流通截面保持矩形，且二喉道前部扩张段的流通截面由矩形过渡到平行四边形，使得从二喉道前部收敛段到二喉道的流通截面为平行四边形。

有益效果：本发明提供的一种平行四边形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，相对于现有技术，具有以下优点：

(1)与原矩形截面喷管相比，在相同的截面面积下，平行四边形出口喷流掺混面积更大，因此排气温度降低，提高了红外隐身性能；

(2)仅仅通过倾斜壁面获得了较好的气流掺混效果，保持了原有喉道偏移式气动矢量喷管的基本结构和原有控制规律，依旧可以提供较大的推力矢量角；

(3)倾斜侧壁面对气流有偏转作用，矢量和非矢量状态下都存在初始的俯仰和偏航矢量角，而偏航矢量效果是原矩形截面喷管所不具备的；

(4)非轴对称的倾斜侧壁面设计，更能满足未来飞行器气动-隐身一体化布局的要求，有效降低后机身飞行阻力与后机身设计难度，用途广泛。

附图说明

图1为本发明中喉道偏移式气动矢量喷管的沿流向剖视图，图中包括：1、喷管进口，2、等直段，3、一喉道前部收敛段，4、一喉道，5、二喉道前部扩张段，6、二喉道前部收敛段，7、二喉道；

图2为本发明中喉道偏移式气动矢量喷管的垂直流向剖视图；

图3为本发明中侧壁面整体倾斜构型的轴测图；

图4为本发明中侧壁面从一喉道前部收敛段到喷管出口段侧壁面倾斜构型的轴测图，其中等直段为矩形转平行四边形截面过渡段；

图5为本发明中侧壁面从一喉道到喷管出口段侧壁面倾斜构型的轴测图，其中一喉道前部收敛段为矩形转平行四边形截面过渡段；

图6为本发明中侧壁面从二喉道前部收敛段到喷管出口段侧壁面倾斜构型的轴测图，其中二喉道前部扩张段为矩形转平行四边形截面过渡段；

图7为本发明实施例中矢量状态下不同α的典型构型喉道偏移式气动矢量喷管的矢量角变化图；

图8为本发明实施例中矢量状态下不同一喉道平均宽高比的α＝60°典型构型喉道偏移式气动矢量喷管的矢量角变化图。

具体实施方式

下面结合附图及实施例对本发明作更进一步的说明。

如图1-3所示为一种平行四边形截面的喉道偏移式气动矢量喷管，所述喷管内流道包括依次连通的喷管进口1、等直段2、一喉道前部收敛段3、一喉道4、二喉道前部扩张段5、二喉道前部收敛段6、二喉道7，且从喷管进口1到二喉道7的两侧壁面整体倾斜，整个喷管内流道的流通截面均为平行四边形。可见，该构型将原本竖直的两侧壁面改为带有相同倾角的侧壁，使得喷管整个内流道流通截面为平行四边形。其主要结构与侧壁竖直的喉道偏移式气动矢量喷管基本一致，本喷管的控制规律也与原竖直侧壁的喉道偏移式气动矢量喷管一致。

本发明正常工作状态分两种：矢量状态与非矢量状态。工作状态通过一喉道处有无气流注入来切换。以矢量状态为例，在一喉道上部或下部注入气流，注入的气流对主流的流动作用一个竖直方向的力，主流产生扰动并沿着二喉道前部扩张收敛段一侧壁面流动，通过凹腔的作用将气流折转效果放大喷出，最终产生抬头或低头力矩。由于本发明的喷管出口前段流通截面为平行四边形，无论是矢量状态还是非矢量状态，倾斜的侧壁面都会给气流初始的竖直和水平方向的分力。因此，各工作状态下都存在初始的俯仰和偏航矢量角，而偏航矢量效果是原矩形截面喷管所不具备的。

如图4-6所示，本发明的侧壁面可以通过不同的具体方式实现喷管出口前段平行四边形流通截面：图4为从一喉道前部收敛段到喷管出口的流通截面为平行四边形的喷管轴测图；图5为从一喉道到喷管出口的流通截面为平行四边形的喷管轴测图；图6为从二喉道前部收敛段到喷管出口的流通截面为平行四边形的喷管轴测图。上述三种侧壁倾斜方案仅作为对于典型构型的描述，具体喷管侧壁面倾斜段设置方案需要结合具体飞行器气动性能、隐身性能以及后机身一体化等需求进行设计。

实施例

针对典型构型的平行四边形截面的无源型喉道偏移式气动矢量喷管进行计算。

图7展示的是矢量状态下倾斜角为α＝45°、α＝60°、α＝67.5°、α＝75°的平行四边形截面喷管在落压比(NPR)2-10范围内的矢量角数据。可见，α角度越小，俯仰矢量角呈减小趋势，因此，α的选取以60°-75°为宜。

图8展示的是矢量状态下α＝60°构型的平行四边形截面喷管在不同一喉道平均宽高比(W/H)情况下的矢量角数据。可见，在宽高比1.2～9.6范围内，随着一喉道宽高比增加，俯仰矢量角逐渐增大。一喉道平均宽高比的选取以2.4～4.8为宜，且考虑与后体机身的匹配，一喉道平均宽高比不宜超过9.6。

本发明实现俯仰方向控制的原理、注气位置、注气角度等与常规喉道偏移式气动矢量喷管一致，在此不再赘述。同时，本发明适用范围同时满足主动有源型和自适应无源型的喉道偏移式气动矢量喷管。

本发明中，所述喷管的平行四边形流通截面允许一定曲面化修饰，使截面的形状为近似平行四边形。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

一种平行四边形截面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》。