一种应用于小型涡喷发动机的推力矢量喷口及其设计方法与流程

1.本发明涉及发动机用矢量喷口，特别是涉及一种应用于小型涡喷发动机的推力矢量喷口，还涉及所述推力矢量喷口的设计方法。


背景技术：

2.矢量喷口通过控制推进器喷嘴偏转，来改变喷射气流方向并进而使向量改变，透过喷嘴的偏转而使部分推力方向改变，进而控制飞行器的姿势，使飞行器的面对角度可与前进方向不同。
3.固定翼无人机相对于多旋翼无人机具有航程远，航速快和飞行高度高等特点，现有的固定翼无人机多数的发动机为涵道风扇，还有一部分为涡喷发动机，对于这种喷气推进为动力源的发动机，矢量喷口的使用无疑能极大提高固定翼无人机机动性，然而，当下矢量喷口对发动机动力的转化率不佳，影响了无人机的机动性。


技术实现要素：

4.基于此，有必要针对当下矢量喷口对发动机动力的转化率不佳，影响了无人机的机动性的问题，提供一种应用于小型涡喷发动机的推力矢量喷口及其设计方法。
5.一种应用于小型涡喷发动机的推力矢量喷口，包括：
6.内喷口；
7.包覆设置在所述内喷口上的外固层；以及
8.喷流矢量装置，其焊接固定在所述内喷口和所述外固层的端部位置处；所述喷流矢量装置上固定安装有两组舵角。
9.上述推力矢量喷口为双层结构，强度较高，与发动机自带的喷口之间有间隙，从而极大提高发动机效率，并且，经试验证明，上述推力矢量喷口，对发动机动力的转化率高达93％。
10.在其中一个实施例中，所述内喷口呈锥型结构；所述内喷口和所述发动机喷口之间的间隙为5mm。
11.在其中一个实施例中，所述内喷口和所述外固层组合成双层结构。
12.进一步地，所述内喷口和所述外固层之间设置有二十组贴片，且内喷口通过贴片与所述外固层焊接固定。
13.再进一步地，所述内喷口和所述外固层均采用0.5mm的304钢材。
14.在其中一个实施例中，所述外固层背向所述喷流矢量装置的位置处固定安装有六组长贴片；六组所述长贴片均匀环绕布置在所述内喷口的外部。
15.进一步地，六组所述长贴片之间固定连接有铝圈，其固定在所述涡喷发动机上。
16.在其中一个实施例中，两组所述舵角分别对应所述喷流矢量装置的x轴和所述喷流矢量装置的y轴；所述舵角用于控制喷流矢量装置的旋转角度。
17.一种设计方法，包括以下步骤：
18.s1将内喷口设计成锥型结构，采用0.5mm的304钢制作内喷口；
19.s2于所述内喷口的外部包覆固定外固层，并控制所述内喷口和发动机喷口之间存在5mm的间隙；
20.s3将喷流矢量装置固定在所述内喷口和所述外固层的端部处。
21.上述设计方法，基于锥型设计，使得推力矢量喷口的主体部分呈锥型结构，从而更优的提高发动机效率，通过于内喷口的外部包覆外固层，得到呈双层结构的推力矢量喷口，相较于单层结构而言，强度更高，稳定性更好，并且，控制内喷口和发动机喷口之间留有5mm的间隙，提高发动机的效率，此外，采用轻质材料制作(0.5mm的304钢)，减轻重量。
22.在其中一个实施例中，所述设计方法用于设计得到所述的一种应用于小型涡喷发动机的推力矢量喷口。
23.与现有技术相比，本发明的有益效果是：
24.本发明的推力矢量喷口为双层结构，强度较高，与发动机自带的喷口之间有5mm的间隙，从而极大提高发动机效率，并且，经试验证明，本发明的推力矢量喷口，对发动机动力的转化率高达93％。
25.本发明的设计方法，基于锥型设计，使得推力矢量喷口的主体部分呈锥型结构，从而更优的提高发动机效率，通过于内喷口的外部包覆外固层，得到呈双层结构的推力矢量喷口，相较于单层结构而言，强度更高，稳定性更好，并且，控制内喷口和发动机喷口之间留有5mm的间隙，提高发动机的效率，此外，采用轻质材料制作(0.5mm的304钢)，减轻重量。
附图说明
26.图1所示为本发明实施例1提供的一种应用于小型涡喷发动机的推力矢量喷口的结构示意图。
27.图2所示为图1的俯视图。
28.主要元件符号说明
29.1、内喷口；2、外固层；3、喷流矢量装置；4、舵角。
30.以上主要元件符号说明结合附图及具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
具体实施方式
31.下面结合附图对本发明进行详细的描述。
32.实施例1
33.请参阅图1-2，本实施例提供了一种应用于小型涡喷发动机的推力矢量喷口，其用于改变喷射气流的方向，进而改变推力方向以控制无人机的飞行姿势。推力矢量喷口包括内喷口1、包覆设置在内喷口1上的外固层2、喷流矢量装置3。
34.内喷口1呈锥型结构，其可更优的提高发动机效率。内喷口1和发动机喷口之间的间隙为5mm。内喷口1和外固层2之间设置有二十组贴片，且内喷口1通过贴片与外固层2焊接固定。内喷口1和外固层2构成双层结构以保证推力矢量喷口的强度。内喷口1和外固层2均采用0.5mm的304钢材，基于304钢材来减轻无人机的重量。
35.外固层2背向喷流矢量装置3的位置处固定安装有六组长贴片。六组长贴片均匀环绕布置在内喷口1的外部。六组长贴片之间固定连接有铝圈，其固定在涡喷发动机上。长贴
片和铝圈构成的架体结构实现发动机喷口和推力矢量喷口之间的紧密连接。
36.喷流矢量装置3焊接固定在内喷口1和外固层2的端部位置处。喷流矢量装置3上固定安装有两组舵角4。两组舵角4分别对应喷流矢量装置3的x轴和喷流矢量装置3的y轴。舵角4用于控制喷流矢量装置3的旋转角度。基于x轴和y轴，喷流矢量装置3可进行360
°
的旋转，从而对无人机进行推动。
37.综上，本实施例的推力矢量喷口，相较于当下的矢量喷口，具备下述优点：本实施例的推力矢量喷口为双层结构，强度较高，与发动机自带的喷口之间有5mm的间隙，从而极大提高发动机效率，并且，经试验证明，本实施例的推力矢量喷口，对发动机动力的转化率高达93％。
38.实施例2
39.本实施例提供了一种设计方法，其用于设计得到如实施例1所述的一种应用于小型涡喷发动机的推力矢量喷口。设计方法包括以下步骤：
40.s1将内喷口1设计成锥型结构，采用0.5mm的304钢制作内喷口1；
41.s2于所述内喷口1的外部包覆固定外固层2，并控制所述内喷口1和发动机喷口之间存在5mm的间隙；
42.s3将喷流矢量装置3固定在所述内喷口1和所述外固层2的端部处。
43.综上，本实施例的设计方法，基于锥型设计，使得推力矢量喷口的主体部分呈锥型结构，从而更优的提高发动机效率，通过于内喷口1的外部包覆外固层2，得到呈双层结构的推力矢量喷口，相较于单层结构而言，强度更高，稳定性更好，并且，控制内喷口1和发动机喷口之间留有5mm的间隙，提高发动机的效率，此外，采用轻质材料制作(0.5mm的304钢)，减轻重量。
44.对于所涉及的各个部件的命名，以其在说明书中描述的功能作为命名的标准，而不受本发明所用到的具体的名词的限定，本领域的技术人员也可以选用其它的名词来描述本发明的各个部件名称。