一种具有凹腔鼓包的喉道偏移式气动矢量喷管

1.本发明属于航空发动机推力矢量喷管技术领域，具体的是一种具有凹腔鼓包的喉道偏移式气动矢量喷管。


背景技术：

2.下一代战斗机要求飞机具有4s的能力，即超隐身、超声速巡航、超机动以及超级信息优势；因此这对飞行器排气系统的要求也大大提高，需要飞行器有极高的机动性能，具备低空突防、失速机动、短距/垂直起降等能力，即采用推力矢量排气系统成为必然选择。
3.流体推力矢量喷管以其结构简单、重量轻等优势成为了各国的研究热点。其中，喉道偏移式气动矢量喷管作为新兴的气动推力矢量喷管的一种，具有总体结构简单、矢量性能突出的特点，受到了越来越多的重视。传统的喉道偏移式气动矢量喷管为双喉道形式，具体结构有喷管进口、等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张收敛段(凹腔)、二喉道。
4.本发明正常工作状态分两种：矢量状态与非矢量状态，且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。矢量状态在一喉道处注入的气流可以是外部气源，如高压气瓶、气泵、飞行器外部气流等等，也可以是从发动机内部高于一喉道压力的位置处引气，如从风扇后部、压气机等位置引气，还可以通过特制的通道将涡轮出口的气体引过来注入，实现自适应无源控制。因此，根据是否需要从外部引气将喉道偏移式气动矢量喷管分为有源型和无源型。
5.然而，经过目前的研究，喉道偏移式气动矢量喷管在矢量开启过程中存在着矢量角先增大，再减小的问题，尤其在无源的喉道偏移式气动矢量喷管体现的尤为明显，即矢量角开启过程非线性，这给飞行器控制增大了难度，因此，设计一种提升矢量角线性度的方法成为亟待解决的问题。


技术实现要素：

6.发明目的：针对上述现有技术，提出一种具有凹腔鼓包的喉道偏移式气动矢量喷管，
7.技术方案：一种具有凹腔鼓包的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喷管本体，其内流道依次包括喷管进口、等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张段、鼓包、二喉道前部收敛段、二喉道；凹腔扩张段设置一个鼓包，鼓包可控制主流的流动分离位置，以调节矢量角线性度。上下两个鼓包沿中心轴线对称。鼓包安装位置l满足0.36l0≤l≤0.44l0。(其中l0为凹腔长度)进一步的，鼓包安装迎风角β满足α≤β≤1.2α；鼓包安装背风角γ满足0.9α≤γ≤α；(其中α为二喉道前部扩张段(5)的扩张角)。进一步的，鼓包起点至鼓包最高点的x方向投影距离d1,鼓包最高点至鼓包终点的x方向投影距离d2满足d1≤d2且0.05l0《d1+
d2《0.1l0。
8.进一步的，鼓包展向(z方向)投影形状可为三角形，也可为半椭圆形、半纺锤体形。
9.进一步的，该鼓包在三维展向为可为特殊截面的棱状三维结构，或由一排多个并列等大的三维鼓包构成。
10.进一步的，并列的三维鼓包数为n满足3≤n≤7，每个三维鼓包的宽度为b，满足0.8b0≤nb≤b0。进一步的，可设计为可动鼓包，鼓包根据喷管的工作落压比(主流的分离位置发生改变)，鼓包安装位置在l在0.36l0≤l≤0.44l0之间依靠连杆机构来回作动。
11.进一步的，可设计可调鼓包，鼓包安装位置不变，通过柔性材料，使鼓包的安装角β、γ在α≤β≤1.2α；0.9α≤γ≤α之间变化。
12.进一步地，本发明可以应用在其他改型的喉道偏移式气动矢量喷管上。
13.有益效果：本发明提供的一种具有凹腔鼓包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：
14.(1)通过凹腔鼓包，控制凹腔内分离位置，无需外加复杂的机械结构即可提高矢量角的线性度，线性度拟合决定系数r2提升67％左右。
15.(2)在调节矢量角的同时，保证优异的气动性能与矢量性能。
16.(3)本发明可与其他改型的喉道偏移式气动矢量喷管的发明相结合。
附图说明
17.图1为本发明喉道偏移式气动矢量喷管本体结构示意图；
18.图2为本发明单个鼓包安装迎风角β及其安装背风角γ示意图；
19.图3为本发明单个鼓包安装位置l和凹腔长度l0示意图；
20.图4为可动鼓包结构示意图；
21.图5为本发明喉道偏移式气动矢量喷管的推力系数图；
22.图6为本发明喉道偏移式气动矢量喷管的矢量角图；
23.图7为本发明喉道偏移式气动矢量喷管矢量角变化图。
24.图中：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、鼓包6、二喉道前部收敛段7、二喉道8、转轴9、连杆10、滑块11。
具体实施方式
25.下面结合附图对本发明做更进一步的解释。
26.图1，2，3为一种具有凹腔鼓包的喉道偏移式气动矢量喷管的构型，其构型包括喷管本体和竖直的射流小孔/狭缝，包括喷管本体，其内流道依次包括喷管进口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、鼓包6、二喉道前部收敛段7、二喉道8；凹腔扩张段设置一个鼓包6，可用于调节矢量角线性度。上下两个鼓包6沿中心轴线对称。鼓包6安装位置l满足0.36l0≤l≤0.44l0。(其中l0为凹腔长度)，鼓包6安装迎风角β满足а≤β≤1.2а；鼓包6安装背风角γ满足0.9а≤γ≤а；(其中а为二喉道前部扩张段(5)的扩张角)。鼓包6起点至鼓包6最高点的x方向投影距离d1,鼓包最高点至鼓包6终点的x方向投影距离d2满足d1≤d2且0.05l0《d1+d2《0.1l0。鼓包6可为三角形，也可为半椭圆形、半纺锤体形。该鼓包6在三维展向为棱状，或由一排多个并列等大的三维小鼓包构成。并列的三维多个小鼓包
数为n满足3≤n≤7，每个三维小鼓包的宽度为b，满足0.8b0≤nb≤b0，其中b0为鼓包6的宽度，进一步的，可设计为可动鼓包，鼓包根据喷管的工作落压比(主流的分离位置发生改变)，鼓包6安装位置在l在0.36l0≤l≤0.44l0之间依靠连杆机构来回作动。(当npr＝2时，l＝0.44ll0，当npr＝10时，l＝0.36l0，其中npr为喷管落压比)。可设计可调鼓包，鼓包6安装位置不变，通过柔性材料，使鼓包6的安装角β、γ在α≤β≤1.2α；0.9α≤γ≤α之间变化。
27.图4展示了一种实现可动鼓包的机械结构方案，鼓包6安装在滑块11上，通过连杆机构来实现滑动，连杆机构由转轴9，连杆10组成。根据不同工况主流分离点位置，来调整滑块位置，更好地提高矢量角线性度。
28.图5、图6为具有凹腔鼓包的喉道偏移式气动矢量喷管的推力系数图与矢量角图，(basic为不具备鼓包的基本构型喉道偏移式气动矢量喷管，bump1\bump2为两种不同参数的鼓包)可以看出，鼓包6构型具备优秀的气动性能，相比于基本构型，相关性能参数依旧满足需要。
29.图7展示了典型工况和典型矢量产生作动速率下，具有鼓包的喉道偏移式气动矢量喷管的矢量角随时间变化的规律图，鼓包6构型能有效的提高矢量角线性度，线性度拟合决定系数r2提升67％左右，方便矢量角的控制，提升飞行器总体控制性能。
30.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。