一种非对称凹腔设计的喉道偏移式气动矢量喷管

1.本发明涉及航空发动机推力矢量喷管技术领域，具体涉及一种非对称凹腔设计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，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.后机身的阻力占飞机全机身阻力的38％
‑‑
50％，其中1/3是由尾喷管与后机身引起的。飞发一体化技术是继翼身融合技术、气动隐身综合技术之后未来作战飞机的核心技术。其核心是飞行器-发动机气动一体化、结构一体化和控制一体化。其中，排气系统要求与后机身融合设计，已达到包线内更好的获得高效的内外流气动特性以及良好的飞行性能和品质。
5.喉道偏移式气动矢量喷管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。
6.然而，经过目前的研究，飞行器在飞行过程中，由于飞行力矩的配平问题，往往需要自带矢量角，用于飞行器力矩平衡，进一步的，例如b2等飞行器纷纷采用后体下沿板加长，用于遮挡雷达信号，加强隐身能力。因此，设计一种满足隐身需求、有非对称矢量角的气动矢量喷管的方法成为亟待解决的问题。


技术实现要素：

7.发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种非对称凹腔设计的喉道偏移式气动矢量喷管，非对称凹腔产生非对称涡系，以提供起飞/飞行需求中自带抬头/低头矢量角，并产生非对称低头/抬头的矢量角，以解决现有技术的不足。
8.技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：一种非对称凹腔设计的喉
道偏移式气动矢量喷管，其特征在于：喉道偏移式气动矢量喷管的内流道包括依次贯通的喷管进口、等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、非对称凹腔和二喉道；喷管为二元构型；
9.所述非对称凹腔包括和一喉道连通的二喉道前部扩张段，以及与二喉道连通的二喉道前部收敛段；所述非对称凹腔的上部为上凹腔，所述非对称凹腔的下部为下凹腔；
10.凹腔非对称的设计体现在，所述下凹腔的长度大于所述上凹腔的长度；所述下凹腔的扩张段长度大于所述上凹腔扩张段的长度。通过这种凹腔的非对称设计，以获得自带矢量角、非对称矢量角以及雷达信号遮蔽的效果。
11.所述凹腔包括凹腔非对称角γ，满足：
[0012][0013]
其中：
[0014]
l1为上凹腔长度，l2为下凹腔长度；d1为上凹腔的扩张段长度，d2为下凹腔的扩张段长度；α1为上凹腔的扩张角，α2为下凹腔的扩张角，β1为上凹腔的收敛角，β2为上凹腔的收敛角，d
th1
为一喉道长度，d
th2
为二喉道长度。
[0015]
优选地，凹腔非对称角γ的取值范围为4
°
～20
°
。下凹腔长度与上凹腔长度取值满足l2＝1.02l1～1.15l1。下凹腔的收敛角β2的取值范围为30
°
～40
°
。上凹腔的扩张角α1与所述下凹腔的扩张角α2相等。以上约束条件可保证凹腔非对称角γ在上述范围内，并可限制其他未叙述参数的范围。
[0016]
优选地，当所述的一种非对称凹腔设计的喉道偏移式气动矢量喷管处于矢量状态时，自带矢量角的取值范围为0
°
～10
°
，此时喷管主流向上侧偏转，为飞行器提供抬头力矩。
[0017]
有益效果：本发明提供的一种非对称凹腔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：
[0018]
(1)通过非对称凹腔的设计，凹腔产生非对称涡系，以提供起飞/飞行需求中自带抬头/低头矢量角，并产生非对称低头/抬头的矢量角。
[0019]
(2)融合设计的非对称凹腔与后体提供雷达信号遮蔽，增强隐身性能。
[0020]
(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，应用在其他改型的喉道偏移式气动矢量喷管上。
附图说明
[0021]
图1为本发明喉道偏移式气动矢量喷管本体结构示意图；
[0022]
图2为本发明喉道偏移式气动矢量喷管非矢量状态马赫数云图；
[0023]
图3为本发明喉道偏移式气动矢量喷管低头矢量状态马赫数云图；
[0024]
图4为本发明喉道偏移式气动矢量喷管抬头矢量状态马赫数云图；
[0025]
图5为本发明喉道偏移式气动矢量喷管的非矢量状态自带矢量角变化规律图；
[0026]
图6为本发明喉道偏移式气动矢量喷管的矢量角变化规律图；
[0027]
图7为本发明喉道偏移式气动矢量喷管非矢量状态推力系数图。
[0028]
图中：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
具体实施方式
[0029]
下面结合附图对本发明作更进一步的说明。
[0030]
如图1所示，为一种非对称凹腔设计的喉道偏移式气动矢量喷管的构型图，本喷管结构包括依次贯通的喷管进口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。喷管为二元结构，图1为喷管的侧视图。
[0031]
其中，二喉道前部扩张段5和二喉道前部收敛段6构成本发明的非对称凹腔。
[0032]
凹腔的上部为上凹腔，凹腔的下部为下凹腔。定义l1为上凹腔长度，l2为下凹腔长度，d1为上凹腔扩张段长度，d2为下凹腔扩张段长度，α1为上凹腔扩张角，α2为下凹腔扩张角，β1为上凹腔收敛角，β2为上凹腔收敛角，d
th1
为一喉道长度，d
th2
为二喉道长度。
[0033]
凹腔的非对称可进一步引起凹腔内回流区的非对称，进一步的，凹腔内波系也产生偏移，所以在非矢量状态下，仍然能产生一个自带矢量角。矢量状态下，由于凹腔结构的非对称性，导致喉道上/下扰动时产生上下的非对称性，进一步的导致凹腔内上/下分离激波的非对称性，最终导致矢量角的非对称性。
[0034]
基准构型的喉道偏移式气动矢量喷管，上下凹腔完全对称，即l1＝l2,d1＝d2,α1＝α2，β1＝β2，凹腔相关参数相互耦合。
[0035]
本发明为了达到凹腔的非对称设计，采用控制变量的方法进行设计，与对称凹腔相比，喉道面积规律不变，即d
th2
＝1.2d
th1
，上凹腔长度l1不变。上凹腔扩张角α1和下凹腔扩张角α2相等，即α1＝α2。凹腔非对称的设计，即是使l2》l1,d2》d1,其余参数根据几何约束和设计需求适当变化。
[0036]
定义凹腔非对称角γ等于
[0037][0038]
凹腔非对称角γ的范围为4
°
～20
°
。在保证角度的前提下，下凹腔长度大于上凹腔长度，即l2》l1,且范围在l2＝1.02l1～1.15l1。下凹腔收敛角β2的范围为30
°
～40
°
。以上约束条件可保证凹腔非对称角γ在上述范围内，并可限制其他未叙述参数的范围.通过以上几何参数的设计，当喷管处于非矢量状态时，自带矢量角的范围为0～10
°
。当喷管处于矢量状态时，抬头/低头矢量角存在非对称性，其差值的范围为3～16
°
。通过凹腔的非对称设计，以达到获得非对称矢量角以及雷达信号遮蔽的效果。
[0039]
此处引入本领域常用的展向深度lz，即喷管沿展向拉伸的深度。整个喷管lz相同。喉道面积＝lz*d
th
，当lz确定后，通过改变相应的喉道长度d
th
来控制相应喉道面积，所以d
th
也可以看做表示相应喉道面积关系的标识。
[0040]
图2、3、4展示了一种典型构型的非对称凹腔设计的喉道偏移式气动矢量喷管的三种状态的马赫数云图，可以看出，在非矢量状态下，喷管存在一个自带矢量角，低头矢量与抬头矢量不相等，抬头矢量明显大于低头矢量。凹腔非对称可进一步引起凹腔内回流区的非对称，进一步的，凹腔内波系也产生偏移，所以在非矢量状态下，仍然能产生一个自带矢量角。矢量状态下，由于凹腔结构的非对称性，导致喉道上/下扰动时产生上下的非对称性，进一步的导致凹腔内上/下分离激波的非对称性，最终导致矢量角的非对称性。
[0041]
图5、6、7展示了一种典型构型的非对称凹腔设计的喉道偏移式气动矢量喷管的性
能参数，可以看出，自带矢量角可达9
°
左右，矢量状态下，推力矢量角呈现非对称性，且非对称凹腔构型与基础构型相比，低头和抬头矢量角均可增大，非矢量状态下，推力系数相较于基础构型也可略有提升。(example1、2、3为在本专利的设计准则基础上，三种典型构型的非对称凹腔喉道偏移式气动矢量喷管)。
[0042]
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。