一种基于合成双射流的飞机推力矢量控制装置

1.本发明属于航空航天飞行器发动机推力矢量控制领域，具体是涉及到一种基于合成双射流的飞机推力矢量控制装置。


背景技术：

2.推力矢量控制是指通过主动手段对推进系统流动进行控制，使其在为飞机提供前向推力的同时，可控地提供俯仰、偏航、滚转的控制力与力矩，以实现对飞行器姿态的控制。采用该技术的飞行器，可在更宽包络内实现稳定控制，并在最大升力系数、着陆滑跑距离、巡航距离和加速性等多项性能上与常规飞行器相比具有显著优势。因而从70年代起，美、俄等传统航空工业强国对其开展了大量的研究工作，率先开展了一系列推力矢量技术飞行验证，并于20世纪末逐步进入到工程化应用阶段。目前已工程化应用的推理矢量控制技术，主要是通过液压作动筒驱动喷管出口的机械结构运动从而实现控制，结构复杂度高、重量及体积较大，不便于日常维护并限制了飞行器性能。
3.人们提出流体推力矢量技术，旨在利用主动流动控制手段，用较少的部件和机构，实现与机械式推力矢量控制技术相似的控制效果。自提出以来，流体式推力矢量技术展现出巨大潜力，美、俄、中、韩、印等国团队均开展了相关研究，发展出多种流体推力矢量方法。目前大部分流体推力矢量方法依赖高压气源或低压源的提供。对于此类方法，飞行器需要背负气源或者从发动机引气，才能实施推力矢量控制。而现有的研究表明，背负气源将占用飞行器有限的载荷和空间，而从发动机引气则会对发动机的工作状态造成不良影响。进而，人们提出了无需额外引入气源的流体式推力矢量控制方法，通过引接外部大气并设置阀门或在喷管中设置可调整的旁道实施控制。这些方法需要使用阀门，仍具有一定的机械复杂度。且实施推力矢量控制，需要阀门实施大量的动作，不可避免在长期使用时会因磨损出现缝隙、空程甚至卡滞。
4.合成双射流作为一种主动流动控制手段，无任何活动机构，已被证实在流动分离控制、流动涡旋控制上具有一定能力。基于合成双射流激励器实现飞机推力矢量控制，可完全摆脱阀门机构进而实现不依赖任何活动机构的推力矢量控制。
5.但单纯使用合成射流配合扩张壁面控制主流，会有三个方面不利影响：一是出现双稳态效应，使得主流在非受控情况下自主偏转，且偏转后较难回复到中立位置。二是有较强的迟滞效应，使得喷管在相同的控制输入下呈现不同的偏转角控制结果。


技术实现要素：

6.本发明要解决的技术问题是提供一种控制反应迅速，且通过合成双射流与二次流的组合作用有效解决双稳态效应和迟滞效应的基于合成双射流的飞机推力矢量控制装置。
7.本发明提供一种基于合成双射流的飞机推力矢量控制装置，包括主流道、二次流道和扩张流道，所述主流道入口用于连通飞行器的动力装置，主流道出口与所述扩张流道入口连通，所述二次流道设置在主流道外侧，二次流道入口用于连接气源或连通飞行器外
侧大气，二次流道出口与所述扩张流道入口连通，还包括设置在主流道出口和二次流道出口之间的合成双射流激励器，所述主流道出口方向、二次流道出口方向、合成双射流激励器的进出气口方向同向。
8.更进一步地，所述二次流道呈环状设置在主流道外侧，或呈环形阵列在主流道外侧设置有多组，所述合成双射流激励器呈环状设置有多个。
9.更进一步地，所述二次流道在主流道外侧对称设置有多组，所述合成双射流激励器对称设置有多个。
10.更进一步地，所述二次流道出口与所述扩张流道入口平滑过渡。
11.更进一步地，所述扩张流道入口至出口方向呈扩张型的科恩达壁面。
12.更进一步地，所述主流道包括依次设置的过渡段和稳流段ⅰ。
13.更进一步地，所述二次流道包括依次设置的引气口、匀压仓和稳流段ⅱ。
14.本发明还提供一种飞行器，包括飞行器本体和基于合成双射流的飞机推力矢量控制装置，所述基于合成双射流的飞机推力矢量控制装置中主流道入口与所述飞行器本体的动力装置连通。
15.本发明的有益效果是，本发明的推力矢量控制装置，将二次流道与合成双射流激励器结合，比现有仅利用合成射流、合成双射流的射流矢量控制方案有更强的控制能力。设置被动的二次流道，加强了装置的控制能力，并使主流在任何偏转控制状态下均能快速稳定回到中立位置，在主流的敏感处设置合成双射流激励器，其双出口的相互协同作用产生涡系结构，使得控制侧低压核心区进一步增强，进一步提高了控制效果，极大提高控制效率；而与其他流体式推力矢量控制方案相比，不用设置阀门，无需背负高压气源，是一种无任何作动部件、高压气源、全电控制的推力矢量控制装置，有更强的环境、平台适应能力。
16.其中，合成双射流激励器是作连续的非定常零质量射流，作为主流偏转角的控制因素时，具有相应迅速，能耗极低，使主流能在较大的角度范围内快速、稳定、平滑的偏转，合成双射流激励器设置在主流道和二次流道出口之间，在实施周期性激励时能直接影响主流一侧剪切层，一方面产生激发剪切层，增强扩散的效果；另一方面能在吸程直接将一部分主流吸入腔体，两种影响共同作用，能使合成双射流在较低的能量输入下迅速、高效地产生局部低压，控制主流偏转。在此基础上，利用二次流道引入二次流，使低压区在主流任意的偏转状态下均能从二次流道补入气体，配合合成双射流的周期性激励，使主流在大偏转角附扩张流道壁面后更易脱离扩张流道壁面，从而消除双稳态效应、缓解迟滞效应，使主流随控制输入的响应准确、迅速，使之更能为飞行器提供迅速、准确的操稳力矩。
附图说明
17.图1为本发明基于合成双射流的飞机推力矢量控制装置的结构示意图；
18.图2为本发明飞行器中向上飞行时的结构示意图；
19.图3为本发明矢量控制装置实施推力矢量控制前后的速度云图与流线图；
20.图4为本发明矢量控制装置在不同合成双射流激励器峰值速度下的主流偏转角曲线；
21.图5为本发明矢量控制装置实验实现的偏转和回中控制响应特性；
22.图6为本发明矢量控制装置实验实现的主流快速往复偏转能力。
23.在图中，1-主流道；11-过渡段；12-稳流段ⅰ；2-二次流道；21-引气口；22-匀压仓；23-稳流段ⅱ；3-扩张流道；4-合成双射流激励器；5-飞行器本体；6-动力装置；7-过渡喷管；8-扩张喷管；9-流道管。
具体实施方式
24.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的一部分实施例，而不是全部的实施例。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。
25.需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后
……
)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
26.另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
27.在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
28.另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。
29.如附图1-6所示，本发明提供一种基于合成双射流的飞机推力矢量控制装置，包括主流道1、二次流道2和扩张流道3，所述主流道1入口用于连通飞行器的动力装置6，主流道1出口与所述扩张流道3入口连通，所述二次流道2设置在主流道1外侧，二次流道2入口用于连接气源或连通飞行器外侧大气，二次流道2出口与所述扩张流道3入口连通，还包括设置在主流道1出口和二次流道2出口之间的合成双射流激励器4，所述主流道1出口方向、二次流道2出口方向、合成双射流激励器4的进出气口方向同向。
30.本发明的主流道1布置在飞行器动力装置6的下游，用于引入飞行器动力装置6的尾流，将尾流调整成适合实施推力矢量控制的形状；扩张流道3布置在主流道1和二次流道2的下游，为主流偏转提供周期性附壁和分离的表面，另外可限制外部空气向低压区流动补气，促进二次流与主流动量交换，提升合成双射流的控制效果；二次流道2入口用于连接气源或连通飞行器外侧大气，在二次流道2连通飞行器外侧大气实施例中，在动力装置6启动时，二次流道2的入口处压力引影射作用降低，外部大气从二次流道2入口引入，一定程度上消除喷管双稳态效应、缓解迟滞效应以及加强合成双射流激励器4的偏转效果，合成双射流激励器4设置在主射流道主流道1出口和二次流道2出口之间，合成双射流激励器4通过在主流敏感部位实施周期性的气流吹吸，对主流和二次流施加周期性的扰动，形成准稳态的局
部低压区和周期性的涡结构，使进入扩张流道3的尾流向特定方向偏转特定角度，进而控制飞行器发生偏转。二次流道2入口连接气源时是通过气源放气通过二次流道2流入主动二次流，原理和效果与连接飞行器外侧大气一致，在此不再赘述。
31.本发明的推力矢量控制装置，将二次流道2与合成双射流激励器4结合，比现有仅利用合成射流、合成双射流的射流矢量控制方案有更强的控制能力。设置二次流道2，加强了装置的控制能力，与合成双射流共同作用消除了双稳态效应、缓解了迟滞效应，使主流在任何偏转控制状态下均能快速稳定回到中立位置，在主流的敏感处设置合成双射流激励器4，其双出口的相互协同作用产生涡系结构，使得低压核心区进一步增强，提高了控制效果，极大提高控制效率；而与其他流体式推力矢量控制方案相比，不用设置阀门，无需背负高压气源，是一种无任何作动部件、高压气源、全电控制的推力矢量控制装置，有更强的环境、平台适应能力，与专利“cn104295404b二元流体式推力矢量动力装置”中二次流道2与机械偏转部件的控制方式比较，无控制结构，控制响应速度更快，采用纯电元件作为主流矢量控制元件，无需机械控制结构，摆脱了机械响应速度对装置响应速度的限制，能实现更高速度的连续快速响应，在长期高频率使用中也不会因为机械磨损而产生缝隙、空程甚至卡滞。
32.其中，合成双射流激励器4是作连续的非定常零质量射流，作为主流偏转角的控制因素时，具有相应迅速，能耗极低，使主流能在较大的角度范围内快速、稳定、平滑的偏转，合成双射流激励器4设置在主流道1和二次流道2出口之间，在实施周期性激励时能直接影响主流一侧剪切层，一方面产生激发剪切层，增强扩散的效果；另一方面能在吸程直接将一部分主流吸入腔体。两种影响共同作用，能使合成双射流在较低的能量输入下迅速、高效地产生局部低压，控制主流偏转。在此基础上，利用二次流道2引入二次流，使低压区在主流任意的偏转状态下均能从二次流道2补入气体，配合合成双射流的周期性激励，使主流在大偏转角附扩张流道3壁面后更易脱离扩张流道3壁面，从而消除双稳态效应、缓解迟滞效应，使主流随控制输入的响应准确、迅速，使之更能为飞行器提供迅速、准确的操稳力矩。
33.在其中一个实施例中，主流道1、二次流道2和扩张流道3可以直接为飞行器本体5的尾部结构镂空形成，而优选实施例中，主流道1、二次流道2和扩张流道3由过渡喷管7、流道管9和扩张喷管8构成，其中，过渡喷管7和流道管9同向与扩张喷管8连接，过渡喷管7内壁空间围合形成主流道1，在过渡喷管7外侧设置流道管9，流道管9内壁空间围合形成二次流道2，其中流道管9可以与过渡喷管7共用一侧壁；扩张喷管8连接在过渡喷管7和扩张喷管8的下流，包括前端的过渡连接段和后端的扩张流道3，扩张喷管8前端的过渡连接段是主流道1和二次流道2的延伸，作为主流道1和二次流道2的出口，合成双射流激励器4则设置在扩张喷管8前端的过渡连接段和后端的扩张流道3的衔接处，本实施例中，可以便于将本推力矢量控制装置布置在常规已有的飞行器上，使扩张流道3以及合成双射流激励器4通过扩张喷管8的结构加装在常规已有的飞行器尾部。
34.在其中一个实施例中，所述二次流道2呈环状设置在主流道1外侧，此时，主流道1的出口部分结构可以为筒形结构，二次流道2为与主流道1同心的环形流道，或着，二次流道2呈环形阵列在主流道1外侧设置有多组，此时，二次流道2可以为矩形缝或圆孔，此时，所述合成双射流激励器4呈环状设置有多个，以便于对尾流各个方向的偏转进行控制。
35.在另一个实施例中，所述二次流道2在主流道1外侧对称设置有多组，所述合成双射流激励器4对称设置有多个，例如二次流道2和合成双射流激励器4在上下两侧各设置一
组，进而可以飞行器的上下飞行控制。当然，所述二次流道2和合成双射流激励器4也可以单独设置一组，仅用于控制飞行器的单向偏转。
36.在其中一个实施例中，所述二次流道2出口与所述扩张流道3入口平滑过渡，具体地，二次流道2的外壁与扩张流道3的内壁平滑衔接，可以使二次流能够平顺的流入至扩张流道3内。
37.在其中一个实施例中，所述扩张流道3入口至出口方向呈扩张型的科恩达壁面，科恩达壁面的设置可以有效提高大角度偏转时的性能表现。
38.在其中一个实施例中，所述主流道1包括依次设置的过渡段11和稳流段ⅰ12，过渡段11用于将不同形状的发动机尾流转换成适合实施控制的特定形状，在发动机尾部为圆形时，过渡段11的入口段为圆形，在扩张流道3的入口为圆形时，过渡段11的出口段为圆形，此时，过渡段11可以为轴对称构型、二元构型或其他根据飞行器外形设计需求选定的构型，当扩张流道3的截面形状选定时，过渡段11的与根据扩张流道3入口截面形状相同，此时，过渡段11为高气动效率的截面形状过渡结构。稳流段ⅰ12将转换截面形状后的发动机尾流进行适当的稳流，使速度与流向更加均匀，有利于控制。稳流段仅需具有一定流向长度，可以不进行特殊的流道设计。
39.在其中一个实施例中，所述二次流道2包括依次设置的引气口21、匀压仓22和稳流段ⅱ23，引气口21设在飞行器本体5表面任意位置，用于引入外部大气；匀压仓22设在引气口21下游，用于消除飞行器表面压力分布不均匀带来的被动二次流强弱不均匀，改善二次流道2入口条件的均匀度；稳流段ⅱ23为一段有一定流向长度的简单流道，将经过匀压仓22的被动二次流方向转换至与主流方向相同，并引入扩张流道3，参与射流偏转控制。本实施例中，二次流道2的引气口21可以连接飞行器外侧大气，即二次流道2内流动被动二次流，无需配备气源，简化结构，在另一个实施例中，二次流道2的引气口21可以直接连接气源，通过气源的主动放气实现流动主动二次流。
40.本发明还提供一种飞行器，包括飞行器本体5和基于合成双射流的飞机推力矢量控制装置，所述基于合成双射流的飞机推力矢量控制装置中主流道1入口与所述飞行器本体5的动力装置6连通。
41.本发明还提供一个具体实施例：
42.基于合成双射流的飞机推力矢量控制装置的基本结构如图1所示，主要由主流道1、二次流道2、扩张流道3以及合成双射流激励器4组成。其在飞行器上的布置如图2所示，主流道1在飞行器动力装置6下游承接动力主流，经主流道1的过渡段11和稳流段ⅰ12整流后送入合成双射流激励器4控制区域，合成双射流激励器4接收控制信号产生特定强度及频率的合成双射流，在二次流道2内被动二次流的共同作用下，使主流向特定角度偏转，并依附于扩张流道3的科恩达壁面继续偏转直至分离。推力矢量控制流场如图3所示，在合成双射流的控制作用下，主流向特定角度偏转并稳定向下流发展。控制特性曲线如图4所示，该控制方法有较高的效率及较好的控制线性度。在两侧合成双射流的协同控制下，喷管能取得极佳的偏转和回中响应特性，其偏转角随控制信号的变化过程如图5所示。在两侧合成双射流交替控制下，主流可实现快速往复偏转能力，平均偏转角速度320
°
/s，其主流动态如图6所示，其中，图6(a)为中立开始上偏，图6(b)为上偏约16
°
开始下偏，图6(c)为下偏约17
°
开始上偏，图6(d)为上偏约16
°
开始下偏，可以看出主流偏转响应速度快。
43.本说明书未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。