阅读说明：本技术 一种具有内s弯的喉道偏移式气动矢量喷管 ([db:专利名称-en]) 是由 黄帅 徐惊雷 俞凯凯 汪阳生 蒋晶晶 潘睿丰 陈匡世 宋光韬 于 2019-10-16 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种具有内S弯的喉道偏移式气动矢量喷管,其内通道包括依次连通的喷管进口、等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张段、二喉道前部收敛段、二喉道(喷管出口),且由二喉道前部扩张段、二喉道前部收敛段组成的凹腔中布置有纺锤形中心锥,通过采用特殊型面的中心锥,将传统的喉道偏移式气动矢量喷管的凹腔变为对称的S弯通道,实现对于发动机涡轮叶栅、喷管前部内通道的遮蔽,并辅以特殊优化的喷管后体外型面,在保证推力矢量性能不大幅度下降的前提下,明显提高喷管的低可探测性；进一步地,通过控制中心锥前后移动,能够实现喷管出口面积的调节,扩大喷管的使用包线,并提高低工作落压比下的流动稳定性。([db:摘要-en])

一种具有内S弯的喉道偏移式气动矢量喷管

技术领域

本发明涉及一种具有内S弯的喉道偏移式气动矢量喷管，属于兼顾雷达隐身的航空发动机的先进推力矢量喷管技术领域。

背景技术

随着科学技术的发展和实际需求的提高，低可探测性和高机动性逐渐成为下一代军用飞行器的重要考核指标和评价标准。

要实现高机动性，推力矢量航空发动机成为了不可或缺的部件。而推力矢量航空发动机实现推力矢量功能的核心是推力矢量喷管，传统机械式推力矢量喷管结构复杂，可靠性差，维护麻烦。

当下，流体推力矢量喷管逐渐以其结构简单、重量轻的特点成为各国的研究重点和研究热点，并将在不远的未来进入工程应用。其中，喉道偏移式气动矢量喷管是近年来兴起的一种新型流体推力矢量喷管，凭借结构简单、重量轻、矢量性能好等特点，受到越来越多的青睐。常见的喉道偏移式气动矢量喷管为双喉道结构，以二喉道面积略微比一喉道面积大(即扩张性喉道偏移式气动矢量喷管)最为常见。其功能实现原理是，在一喉道处施加扰动使得一喉道处气流的速度截面偏斜，进而扰动在二喉道前部扩张收敛段内放大，产生稳定的推力矢量。一般可以将喉道偏移式气动矢量喷管分为主动有源型和自适应无源型，其中主动有源型产生推力矢量气源的来源多为外置的压缩器、气瓶或者从航空发动机高压部件(多为压气机)中引气，其特点是推力矢量角随喷管工作落压比变化小，但对整台航空发动机来说推力损失较大；而自适应无源型则是通过设置自适应旁路通道将喷管入口位置的高压气流引至喷管的指定位置注入，自适应产生扰动并最终实现推力矢量，其克服了主动有源型的缺点，对航空发动机整机推力影响较小，矢量角也较为稳定。

而低可探测性的实现，则需要飞行器、发动机多个部件的特殊设计。常见的飞行器低可探测性分为雷达隐身和红外隐身两种。而喷管的雷达反射信号构成了飞行器后向低可探测性的重要组成部分。因此，设计一种兼顾高效推力矢量以提高飞行器机动性、具有低雷达反射信号的新一代推力矢量喷管极其重要。

因此，本专利发明了一种具有内S弯的喉道偏移式气动矢量喷管，通过设计特殊型面的中心锥，将喉道偏移式气动矢量喷管的凹腔(二喉道前部扩张收敛段)改变为S弯通道，实现对于发动机涡轮叶栅、喷管内通道的遮蔽，辅以特殊优化的喷管外型面，在保证推力矢量性能不大幅度下降的前提下，明显提高喷管的低可探测性，兼具调节喷管出口(二喉道)面积的功能，扩大喷管的使用包线。

发明内容

发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种具有内S弯的喉道偏移式气动矢量喷管，通过采用特殊型面的中心锥，将喉道偏移式气动矢量喷管的凹腔(二喉道前部扩张收敛段)改变为S弯通道，实现对于发动机涡轮叶栅、喷管内通道的遮蔽，并辅以特殊优化的喷管外型面，在保证推力矢量性能不大幅度下降的前提下，明显提高喷管的低可探测性。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种具有内S弯的喉道偏移式气动矢量喷管，所述喉道偏移式气动矢量喷管的内通道包括依次连通的喷管进口、等直段、一喉道前部收敛段、一喉道、二喉道前部扩张段、外二喉道前部收敛段、二喉道(喷管出口)，且由二喉道前部扩张段、二喉道前部收敛段组成的凹腔中布置有纺锤形中心锥，通过中心锥对于喷管内流道的改变，将传统的喉道偏移式气动矢量喷管的凹腔(二喉道前部扩张收敛段)改变为对称的S弯通道，实现对于发动机涡轮叶栅、喷管前部内通道的遮蔽，并辅以特殊优化的喷管外型面，在保证推力矢量性能不大幅度下降的前提下，大幅度提高喷管的低可探测性。

由于本喷管的堵锥完全遮蔽了喷管的涡轮叶片等强散射源，因此从喷管后向射入喷管的雷达波会在S弯内流道中多次反射并衰减，极大地减少了雷达波沿原方向反射回去的强度，实现了喷管内部的雷达隐身。

本发明常见的具体实现形式为二元式和三元轴对称式。以二元式、中心锥不可调喉道偏移式气动矢量喷管进行具体描述。常见的中心锥截面呈纺锤形，基本型线上下对称，对应二元构型喷管是由型线拉伸而成，除去导圆的型线以外，中心锥的基准型线由IJ、JK和IJ’、J’K构成，即IJ与IJ’、JK与J’K沿中心线对称，且点I、点K垂于在中心线上。四边形IJKJ’的确定需要同时满足以下条件：

(1)四边形IJKJ’应该处于四边形DEFE’内，且四边形DEFE’仍为沿中心线上下对称的四边形。其中，四边形DEFE’由以下条件确定：(a)边DE平行于AB，且边DE到二喉道前部扩张段AB的距离L₁是A’到边AB延长线距离H₁的100％-150％，还需要同时满足边DE到二喉道前部扩张段AB的距离L₁不小于一喉道高度AA’的95％；(b)边EF平行于BC，边EF到二喉道前部收敛段BC的距离L₂是A’到边AB延长线距离H₁的100％-150％，且边EF到二喉道前部收敛段BC的距离L₂不小于二喉道高度CC’的75％-120％，且L₂＝(85％-120％)L₁。

(2)四边形IJKJ’的对角线JJ’的长度至少大于一喉道高度AA’和二喉道(喷管出口)高度CC’二者中的最小值，从而实现对于喷管内型面在竖直平面上的投影封闭、无间断，即中心锥完全遮蔽后向入射的雷达波、使其无法直射到喷管前部涡轮叶栅。

进一步地，四边形IJKJ’的角度满足一定关系：Ⅰ、边IJ与水平方向(中心线IK所在方向)所夹锐角不小于边AB与水平方向所夹角度，即边IJ与水平方向所夹锐角不小于二喉道前部扩张收敛段的扩张角；Ⅱ、边JK与水平方向所夹锐角不小于边BC与水平方向所夹角度，即边JK与水平方向所夹锐角不小于二喉道前部扩张收敛段的收敛角；Ⅲ、边IJ延长线与一喉道截面AA’及其延长线的交点应处于点A’下方，最高不应超过点A’；Ⅳ、边JK延长线与二喉道截面CC’及其延长线的交点应处于点C’下方，最高不应超过点C’。边IJ、J’K也需要满足类似的要求，在此不做赘述。特别强调，边IJ和IJ’的设计对于矢量喷管的矢量性能影响很大，若设计不当，增加中心锥后的喷管矢量性能将降低至不含中心锥的喷管性能的10％—20％，极端情况下该喷管的矢量功能将濒临消失；反之，若设计得当，增加中心锥后的喷管矢量性能将恢复至不含中心锥的喷管性能的70％-80％，满足日常使用需要。

进一步地，四边形IJKJ’至少在∠J和∠J’处导圆。在∠J和∠J’处导圆后的四边形IJKJ’依旧要满足喷管内型面在竖直平面上的投影封闭、无间断的要求，以实现中心锥完全遮蔽后向入射的雷达波、使其无法直射到喷管前部涡轮叶栅。可以重复上述设计步骤，完成四边形IJKJ’的设计。一般来说，四边形IJKJ’在∠J和∠J’处导圆半径不小于一喉道高度AA’的10％，以减小突然转向造成的流动损失。

进一步地，由二喉道前部收敛段和中心锥构成的通道不能为扩张通道，即JK与BC构成的通道的出口面积不大于进口面积，以防止雷达波从后方射入喷管后由于二面角效应导致雷达波反射出喷管。J’K与B’C’构成的通道同理。

需要说明的是，常规喷管(只有一个喉道)喉道后的流通通道应该为扩张的，以进一步提高喷管排气的速度，但对于本设计来说，为了进一步提高雷达隐身性能，因此略微损失了喷管的推力性能，流动截面的面积以雷达隐身性能最好以及推力矢量性能最优为主要目标，其次是推力性能。这与常见喷管设计方法是完全不同的。

进一步地，按照中心锥是否可以移动，分为中心锥可调型和中心锥不可调型。可调型中心锥可沿中心线DF前后移动以实现二喉道面积的调节，扩大喷管的使用包线，并增加流动稳定性。对于中心锥可调型的具有内S弯的喉道偏移式气动矢量喷管，其设计应先确定喷管的工作包线和设计工作点。在工作包线和设计点确定下来后，进行中心锥的设计，此时中心锥的设计除满足上述几何约束外，还要尽可能的小，以减小对于喷管内气流的阻滞作用。其调节过程包括：在喷管最大工作状态(即工作落压比NPR最高)时，中心锥处于四边形DEFE’中最靠前的位置；随着喷管工作落压比的逐渐降低，中心锥逐渐向后移，喷管内流道的最小流通面积从一喉道处变为中心锥与二喉道前部收敛段所夹的通道，即中心锥向后移动的最大距离是凹腔长度的15％-35％；在喷管最低工作落压比时中心锥的位置处于最后，此时中心锥不能与二喉道前部收敛段接触，且中心锥后尖点不能突出二喉道截面。通过中心锥的前后移动，理论上可以实现改变喷管出口面积0-100％二喉道出口几何面积的调节，满足了喷管宽包线工作的需要。特别对于低工作落压比(NPR≤3)来说，本发明可以有效提高流动稳定性。

为进一步提高喷管后向的雷达隐身性能，需要对后体型面CL和C’L’进行优化设计。考虑到雷达反射的方向，后体型面CL和C’L’应尽可能为平面，二者与水平面的夹角分别为α和β。对于大多数飞机来说，α＝β；为控制反射方向并减小后机身阻力，α和β在几何允许的范围内越小越好；一般来说，α和β取值范围在30°-60°之间。α和β的改变对于喷管内性能影响较小，仅仅会改变飞行器后体阻力及雷达反射性能，其具体取值要结合飞行器总体设计。

对于三元轴对称式内S弯的喉道偏移式气动矢量喷管，其内部结构与二元内S弯的喉道偏移式气动矢量喷管保持一致，且设计方法基本一致。但其后体型面需要根据飞行器后体特征综合设计并保持近似平面，不能简单地将后体旋转得到。其中心锥可调型的调节规律与前文叙述一致，在此不做赘述。

进一步地，所述中心锥和喷管二喉道前部扩张收敛段内部涂有耐高温的吸波涂层，进一步提高喷管的后向雷达隐身性能。

有益效果：本发明提供的一种具有内S弯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：

1、相比传统的喉道偏移式气动矢量喷管，本发明通过采用特殊型面的中心锥，将传统的喉道偏移式气动矢量喷管的凹腔(二喉道前部扩张收敛段)改变为对称的S弯通道，实现对于发动机涡轮叶栅、喷管前部内通道的遮蔽，并辅以特殊优化的喷管外型面，在保证推力矢量性能不大幅度下降的前提下，明显提高喷管雷达隐身性，降低雷达反射截面积RCS；

2、相比传统的喉道偏移式气动矢量喷管，本发明仅通过前后移动中心锥，就能实现对于喷管二喉道(出口)面积的调节，结构简单，能有效扩宽喷管的工作包线，增加流动稳定性，适用于二元和三元轴对称喷管；

3、相同思路可以使用在其他功能改型的喉道偏移式气动矢量喷管，适用性好，用途广泛。

附图说明

图1为本发明的平行流向剖视图；

图2为本发明二喉道前部扩张收敛段的平行流向剖视图；

图3为本发明中心锥的结构示意图；

图4为本发明实施例的平行流向剖视图；

图5为本发明实施例的三种构型喷管的推力矢量角随工作落压比变化的性能曲线图；

图中包括：1、喷管进口，2、等直段，3、一喉道前部收敛段，4、一喉道，5、中心锥，6、二喉道前部扩张段，7、二喉道前部收敛段，8、喷管后体外型面，9、二喉道(喷管出口)。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作更进一步的说明。

如图1所示为一种具有内S弯的喉道偏移式气动矢量喷管，包括喉道偏移式气动矢量喷管以及布置在喉道偏移式气动矢量喷管中的中心锥；

其中，所述喉道偏移式气动矢量喷管的内型面为常见的、经典的双喉道结构，具体包括依次连通的喷管进口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6、二喉道前部收敛段7、二喉道(喷管出口)9，且特殊设计的中心锥5布置在二喉道前部扩张段6和二喉道前部收敛段7组成的凹腔中。

通过中心锥5将传统的喉道偏移式气动矢量喷管的凹腔(二喉道前部扩张收敛段)改变为对称的S弯通道，实现对于发动机涡轮叶栅、喷管前部内通道的遮蔽，并辅以特殊优化的喷管外型面，在保证推力矢量性能不大幅度下降的前提下，明显提高喷管的低可探测性。

本发明常见的具体实现形式为二元式和三元轴对称式。以二元式、中心锥不可调喉道偏移式气动矢量喷管进行具体描述。常见的中心锥截面呈纺锤形，基本型线上下对称，对应二元构型喷管是由型线拉伸而成，除去导圆的型线以外，其基准型线由IJ、JK和IJ’、J’K构成，即IJ与IJ’、JK与J’K沿中心线对称，且点I、点K垂于在中心线上。四边形IJKJ’的确定需要同时满足以下条件：

(1)四边形IJKJ’应该处于四边形DEFE’内，且四边形DEFE’仍为沿中心线上下对称的四边形。其中，四边形DEFE’由以下条件确定：(a)边DE平行于AB，且边DE到二喉道前部扩张段AB的距离L₁是A’到边AB延长线距离H₁的100％-150％，还需要同时满足边DE到二喉道前部扩张段AB的距离L₁不小于一喉道高度AA’的95％；(b)边EF平行于BC，边EF到二喉道前部收敛段BC的距离L₂是A’到边AB延长线距离H₁的100％-150％，且边EF到二喉道前部收敛段BC的距离L₂不小于二喉道高度CC’的75％-120％，且L₂＝(85％-120％)L₁。

(2)四边形IJKJ’的对角线JJ’的长度至少大于一喉道高度AA’和二喉道高度CC’二者中的最小值，从而实现对于喷管内型面在竖直平面上的投影封闭、无间断，即中心锥完全遮蔽后向入射的雷达波、使其无法直射到喷管前部涡轮叶栅。

进一步地，四边形IJKJ’的四条边的夹角满足一定关系：Ⅰ、边IJ与水平方向所夹锐角不小于边AB与水平方向所夹角度，即边IJ与水平方向所夹锐角不小于二喉道前部扩张收敛段的扩张角；Ⅱ、边JK与水平方向所夹锐角不小于边BC与水平方向所夹角度，即边JK与水平方向所夹锐角不小于二喉道前部扩张收敛段的收敛角；Ⅲ、边IJ延长线与一喉道截面AA’及其延长线的交点应处于点A’下方，最高不应超过点A’；Ⅳ、边JK延长线与二喉道截面CC’及其延长线的交点应处于点C’下方，最高不应超过点C’。边IJ、J’K也需要满足类似的要求，在此不做赘述。特别强调，边IJ和J’I的设计对于矢量喷管的矢量性能影响很大，若设计不当，增加中心锥后的喷管矢量性能将降低至不含中心锥的喷管性能的10％—20％，极端情况下该喷管的矢量功能将濒临消失；反之，若设计得当，增加中心锥后的喷管矢量性能将恢复至不含中心锥的喷管性能的70％-80％，满足日常使用需要。

进一步地，四边形IJKJ’至少在∠J和∠J’处导圆。在∠J和∠J’处导圆后的四边形IJKJ’依旧要满足喷管内型面在竖直平面上的投影封闭、无间断的要求，以实现中心锥完全遮蔽后向入射的雷达波、使其无法直射到喷管前部涡轮叶栅。可以重复上述设计步骤，完成四边形IJKJ’的设计。一般来说，四边形IJKJ’在∠J和∠J’处导圆半径不小于一喉道高度AA’的10％，以减小突然转向造成的流动损失。

进一步地，由二喉道前部收敛段和中心锥构成的通道不能为扩张通道，即JK与BC构成的通道的出口面积不大于进口面积，以防止雷达波从后方射入喷管后由于二面角效应导致雷达波反射出喷管。J’K与B’C’构成的通道同理。

进一步地，按照中心锥是否可以移动，分为中心锥可调型和中心锥不可调型。可调型中心锥可沿中心线DF前后移动以实现二喉道面积的调节，扩大喷管的使用包线，并增加流动稳定性。对于中心锥可调型的具有内S弯的喉道偏移式气动矢量喷管，其设计应先确定喷管的工作包线和设计工作点。在工作包线和设计点确定下来后，进行中心锥的设计，此时中心锥的设计除满足上述几何约束外，还要尽可能的小，以减小对于喷管内气流的阻滞作用。其调节过程包括：在喷管最大工作状态(即工作落压比NPR最高)时，中心锥处于四边形DEFE’中最靠前的位置；随着喷管工作落压比的逐渐降低，中心锥逐渐向后移，喷管内流道的最小流通面积从一喉道处变为中心锥与二喉道前部收敛段所夹的通道，即中心锥向后移动的最大距离是凹腔长度的15％-35％；在喷管最低工作落压比时中心锥的位置处于最后，此时中心锥不能与二喉道前部收敛段接触，且中心锥后尖点不能突出二喉道截面。通过中心锥的前后移动，理论上可以实现改变喷管出口面积0-100％二喉道出口几何面积的调节，满足了喷管宽包线工作的需要。特别对于低工作落压比(NPR≤3)来说，本发明可以有效提高流动稳定性。

为进一步提高喷管后向的雷达隐身性能，需要对后体型面CL和C’L’进行优化设计。考虑到雷达反射的方向，后体型面CL和C’L’应尽可能为平面，二者与水平面的夹角分别为α和β。对于大多数飞机来说，α＝β；为控制反射方向并减小后机身阻力，α和β在几何允许的范围内越小越好；一般来说，α和β取值范围在30°-60°之间。α和β的改变对于喷管内性能影响较小，仅仅会改变飞行器后体阻力及雷达反射性能，其具体取值要结合飞行器总体设计。

对于三元轴对称式内S弯的喉道偏移式气动矢量喷管，其内部结构与二元内S弯的喉道偏移式气动矢量喷管保持一致，且设计方法基本一致。但其后体型面需要根据飞行器后体特征综合设计并保持近似平面，不能简单地将后体旋转得到。其中心锥可调型的调节规律与前文叙述一致，在此不做赘述。

进一步地，所述中心锥和喷管二喉道前部扩张收敛段内部涂有耐高温的吸波涂层，进一步提高喷管的后向雷达隐身性能。

本发明对于喷管推力矢量的调节方法与常规喉道偏移式气动矢量喷管一致，在此不做赘述。

实施例

针对典型构型的具有内S弯的喉道偏移式气动矢量喷管及其控制方法进行计算。

图5展示的是图4中三种构型喷管的推力矢量角随工作落压比变化的性能曲线图。其中曲线A对应图4中的实线的中心锥构型，曲线B对应图4中的虚线的中心锥构型，曲线C对应图4中不含中心锥的喷管构型。

由此可知：实线的中心锥与虚线的中心锥在头部型线差别较大，其对于喷管性能的影响也显而易见。虚线中心锥的推力矢量角性能最差，待优化了喷管头部的型线之后，推力矢量角性能明显提升，已经提高到无中心锥推力矢量角性能的65％，待继续进行优化，推力矢量角性能还可以继续提高。

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。