一种高超声速推力矢量喷管及其平动调节和流动控制方法

本发明涉及航空航天发动机尾喷管，尤其涉及一种高超声速推力矢量喷管及其平动调节和流动控制方法。

背景技术：

1、高超声速技术是指飞行马赫数大于5、以吸气式发动机或其组合发动机为主要动力、能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器所涉及的技术，在军事领域，高超声速技术具有重大的战略意义，是世界各国国防科技和装备发展的热门领域。高超声速飞行器主要可分为高超声速巡航飞行器和高超声速滑翔飞行器两类，前者通常采用超燃冲压发动机作为动力源，而后者通常采用固体火箭发动机进行助推，无论是采用吸气式冲压发动机或是固体/液体火箭发动机为动力来源，尾喷管均为重要的推力部件。发动机尾喷管按调节方式可分为固定式和可调式喷管，可调喷管在航空燃气涡轮发动机、冲压发动机、火箭发动机以及组合循环发动机上均有广泛应用，对于火箭冲压发动机，可调喷管可以可在宽马赫数工作范围内保证推力性能优秀并充分发挥其高速巡航的动力性能优势。组合循环发动机要在宽范围飞行包线内均能保持较高的工作性能，在宽马赫数范围内要满足发动机流量、推力等需求，喷管有必要进行调节。可调喷管主要分为机械和气动调节喷管两类，调节对象主要为出口面积调节和喉道面积调节。

2、推力矢量喷管是未来飞行器的关键装备之一，随着现代航空军事技术的不断提高，为了能在各类空战中取得优势、提高生存率，对战机的机动性能提出了更高的要求，推力矢量喷管成为必不可少的关键技术。推力矢量喷管除了可以提供飞行推力外还能单独或同时在俯仰、偏航、滚转等方向提供操纵飞行器所需的力或力矩，以实现飞行器更优异的操纵品质和控制性能。目前，在高超声速飞行器中，推力矢量喷管应用还较少，国内外研究的气动推力矢量喷管主要集中在亚声速和低超声速工况，在高超声速工况下矢量性能一般，如引射效应型矢量喷管在低速矢量偏转控制上效果较好，但在超声速气流中矢量控制效果欠佳。王浩亮等人对同时存在矢量喷管和气动舵面的吸气式高超声速飞行器进行建模分析，提出了三种不同的跟踪控制模式，并且实现了三种控制模式间的平滑切换，突出了矢量喷管在高超声速飞行器的控制中的优势，且指出多种控制方式协调配合对高超声速飞行器的姿态控制具有重要意义。因此，在高超声速飞行器中采用推力矢量喷管对飞行器的性能提高和姿态控制有着重要影响。

3、因此为了满足高超声速飞行器尾喷管对出口面积调节和具有良好的推力矢量能力的需求，设计了一种平动调节的高超声速推力矢量喷管及流动控制方法，为高超声速飞行器实现出口面积调节和推力矢量能力提供一种推力矢量喷管和调节方法。

技术实现思路

1、技术目的：本发明目的在于提供一种高超声速推力矢量喷管及其平动调节和流动控制方法，以轴向平动调节作为作动方式，既能调节喷管出口面积，又能通过调节产生推力矢量，采用次流进气的流动控制手段可以提高喷管的推力性能。本发明用于满足高超声速飞行器尾喷管在宽飞行包线内推力性能优良的需求，满足高超声速飞行工况和宽飞行包线内可以产生一定的矢量角的需求，为高超声速飞行工况下，推力矢量喷管产生矢量角困难的问题提供一种解决方案，同时简化了机械调节作动系统，有利于高超声速飞行器对姿态的控制，提高高超声速飞行器的机动性，调节方法适用性强，功能多。

2、技术方案：为实现上述技术目的，本发明采用了如下技术方案：

3、一种高超声速推力矢量喷管，包括依次串接的内套环、中套环、外套环；

4、所述内套环位于所述高超声速推力矢量喷管的最内环，包括一体成型的内环等直段和内环扩张段；所述内环等直段的前端为喷管燃气进口，通过喷管燃气进口通入燃烧室内的高温高压气体，所述内环扩张段的后端为内环出口，所述内套环由四个四分之一半内套环串接而成；

5、所述中套环位于所述高超声速推力矢量喷管的中间环，包括一体成型的中环等直段和中环扩张段，所述中环扩张段的前端为中环扩张段进口，其后端为中环出口，所述中套环由四个四分之一半中套环串接而成；

6、所述外套环位于所述高超声速推力矢量喷管的最外环，包括一体成型的外环等直段和外环扩张段，所述外环扩张段的前端为外环扩张段进口，后端为外环出口，所述外套环由四个四分之一半外套环串接而成；

7、所述的四个四分之一半内套环、四个四分之一半中套环、四个四分之一半外套环均可在驱动装置的带动下独立沿高超声速推力矢量喷管的轴向平动；同时定义四个四分之一半中套环分别为上半部半中套环、下半部半中套环、左半部半中套环、右半部半中套环；四个四分之一半中外套环分别为上半部中外套环、下半部中外套环、左半部中外套环、右半部中外套环。

8、优选的，定义内环扩张段的轴向长度为l1，中环扩张段的轴向长度为l2，外环扩张段轴向长度为l3，满足l1＝(0.2-0.25)*(l1+l2+l3)，l2＝(2-4)l1，l3＝(1-1.2)l2；定义内环等直段的长度为lx1，中环等直段的长度为lx2，外环等直段的长度为lx3，满足lx2＝(lx1+l1)≥l3，lx3＝lx2+l2。

9、优选的，定义内环出口的内壁面切角为α，中环扩张段进口的内壁面切角为β，满足α＝β，且α≤15°；所述中环出口的内壁面与所述外环扩张段进口的内壁面相切。

10、优选的，所述高超声速推力矢量喷管的非矢量大出口面积状态为：所述中环扩张段进口与内环出口位置平齐，所述外环扩张段进口与中环出口位置平齐；所述中环扩张段、外环扩张段的内壁面组合成连续的内壁面，与内套环的内壁面一起构成所述高超声速推力矢量喷管的轴对称扩张型流量通道。

11、优选的，所述轴对称扩张型流量通道在内环出口处设有台阶，所述台阶为内套环出口处的壁厚，所述台阶使中套环与内套环错开，使中套环沿轴向自由平动，同时台阶抬高了中环流量通道的高度，进气更多，提高高超声速推力矢量喷管的性能。

12、优选的，定义内环出口直径为de1，中环扩张段进口直径为di2，台阶高度为h，满足di2＝de1+2h，h＝(0.04-0.05)de1；定义中环出口直径为de2，外环出口(9)直径为de3满足de3＝(1.15-1.2)de2。

13、优选的，一种高超声速推力矢量喷管的平动调节方法，包括出口面积平动调节方法和推力矢量平动调节方法：所述出口面积平动调节方法包括两种：大出口面积调节为小出口面积的平动调节、小出口面积调节为大出口面积的平动调节；所述推力矢量平动调节方法包括两种：产生俯仰方向矢量角的平动调节和产生偏航方向矢量角的平动调节。

14、优选的，所述大出口面积调节为小出口面积的平动调节实现的过程为：所述内套环保持位置不动，所述中套环向上游平动x1距离，满足x1＝(0.25-1)*l2，所述外套环向上游平动至外环出口与中环出口平齐位置，此时所述高超声速推力矢量喷管为非矢量小出口面积状态，高超声速推力矢量喷管的出口面积小，适用于低马赫数飞行工况；

15、所述小出口面积平动调节为大出口面积的平动调节为所述内套环的位置保持不动，所述中套环向下游平动至中环扩张段进口与内环出口位置平齐，所述外套环向下游平动至外环扩张段进口与中环出口位置平齐，此时所述内环扩张段、中环扩张段、外环扩张段的内壁面和台阶共同组合成连续的内壁面，高超声速推力矢量喷管出口面积大，适用于高马赫数飞行工况。

16、优选的，所述产生俯仰方向矢量角的平动调节方法包括：

17、(1)、所述内套环保持位置不动，所述上半部半中套环与上半部半外套环向下游移动至非矢量大出口面积状态时的位置，所述的非矢量大出口面积状态时的位置具体为：中环扩张段进口与内环出口位置平齐，所述外环扩张段进口与中环出口位置平齐；所述下半部半中套环向上游移动至中环出口与内环出口平齐的位置，所述下半部半外套环也向上游移动至外环出口与内环出口平齐的位置；此时所述高超声速推力矢量喷管为上下交错的非对称构型，在高马赫数飞行工况产生低头矢量角，在低马赫数飞行工况产生抬头矢量角；

18、(2)、所述内套环保持位置不动，所述下半部半中套环与下半部半外套环向下游移动至非矢量大出口面积状态时的位置，所述上半部半中套环向上游移动至中环出口与内环出口平齐位置，所述上半部半外套环也向上游移动至外环出口与内环出口平齐位置；此时所述高超声速推力矢量喷管为上下交错的非对称构型，在高马赫数飞行工况产生抬头矢量角，在低马赫数飞行工况产生低头矢量角；

19、所述产生偏航方向矢量角的平动调节方法包括：

20、(a)、所述内套环位置不动，所述左半部半中套环与左半部半外套环向下游移动至非矢量大出口面积状态时的位置，所述右半部半中套环向上游移动至中环出口与内环出口平齐位置，所述右半部半外套环也向上游移动至外环出口与内环出口平齐位置，此时所述高超声速推力矢量喷管为左右交错的非对称构型，在高马赫数飞行工况产生右偏航矢量角，在低马赫数飞行工况产生左偏航矢量角。

21、(b)、所述内套环位置不动，所述右半部半中套环与右半部半外套环向下游移动至非矢量大出口面积状态时的位置，所述左半部半中套环向上游移动至中环出口与内环出口平齐位置，所述左半部半外套环也向上游移动至外环出口与内环出口平齐位置，此时所述高超声速推力矢量喷管为左右交错的非对称构型，在高马赫数飞行工况产生左偏航矢量角，在低马赫数飞行工况产生右偏航矢量角。

22、优选的，所述流动控制方法为次流进气，即在中环流量通道和外环流量通道中通入外界高速大气，提高高超声速推力矢量喷管在非矢量小出口面积状态和低马赫数飞行工况下的推力性能；

23、所述中环流量通道为所述高超声速推力矢量喷管非矢量小出口面积状态时或低马赫数飞行工况下内套环与中套环之间形成的流量通道，所述外环流量通道为所述高超声速推力矢量喷管非矢量小出口面积状态时或低马赫数飞行工况下所述中套环与外套环之间形成的流量通道。

24、需要注意的是，如不采用流动控制手段，所述中环流量通道和外环流量通道均为封闭状态，不通入外界大气，只有内套环的喷管燃气进口通入高温高压燃气。

25、有益效果：相对于现有技术，本发明具有如下技术效果：

26、(1)、一种高超声速推力矢量喷管，在非矢量状态整体为轴对称扩张型喷管，通过平动调节中套环和外套环的位置、可以调节喷管出口面积，适用于宽速域工作，在宽飞行包线内均能保持较好的工作性能，相较于不能调节出口面积的几何固定喷管，推力性能更优。可以满足组合发动机尾喷管宽飞行包线内均能保持较高工作性能的需求。

27、(2)本发明高超声速推力矢量喷管，通过平动调节中外环的位置，可以形成不同的非对称构型，可以在俯仰方向和偏航方向共产生四个方向的矢量角，矢量性能优秀，矢量方向种类多，在高超声速飞行工况仍能产生不小的矢量角，有利于高超声速飞行器飞行姿态的控制，提高高超声速飞行器的机动性。

28、(3)本发明采用的平动调节方法，既可以调节喷管出口面积又可以进行推力矢量调节，通过一种调节方法实现两种调节功能，适用性强，功能多，可以简化调节机构和方法的种类，简化机械调节作动系统。

29、(4)本发明的流动控制方法，通过次流进气的手段可以提高推力矢量喷管在低马赫数工况的推力性能。

30、(5)本发明为轴对称构型高超声速喷管实现面积调节和推力矢量调节提供了一种解决方案。相同的平动调节思路和流动控制手段可以应用于其他轴对称结构的喷管，普适性强。