具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本发明的描述中，需要说明的是，若出现术语“上”、“下”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，若出现术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明的实施例中的特征可以相互结合。

现在的火箭发动机大多采用的是燃气舵装置，燃气舵装置是安装在喷管内部的，飞行器在不做姿态调整的状态下，燃气舵也会与气流作用产生一定的推力损失，即有推力的常值损失。并且，传统的火箭发动机大多为小偏角的矢量控制机械，且随着偏角越大，推力损失增加速度也越来越大。

为了克服现有技术的缺陷，本发明实施例提出了一种全方位矢量发动机100，在不做姿态调整的状态下，不会产生推力损失，动力更加充足。并且能够实现较大偏角的矢量控制，增加飞行器的响应速度，推力致偏效率高，能够显著提高飞行器的机动性能。

请参考图1至图3，本实施例提供了一种全方位矢量发动机100，可以应用于火箭、导弹等飞行器，应用范围广泛。该全方位矢量发动机100包括底座120、燃烧室110和主喷管130，底座120设于燃烧室110的端部，主喷管130与底座120连接，且位于底座120远离燃烧室110的一侧。底座120上设有多个辅助喷管121，主喷管130和辅助喷管121分别与燃烧室110连通，每个所述辅助喷管121能够选择性地开启或关闭，以产生致偏推力。由于主喷管130和辅助喷管121分别设置在底座120上，在飞行器不做飞行姿态调整时，辅助喷管121均处于关闭状态，不会产生推力损失，因此，能耗较低，使得飞行器有充足的前进动力。多个辅助喷管121能选择性地开启或关闭，不同位置的辅助喷管121开启后，会产生不同方向的致偏推力，以调整飞行器的飞行姿态，因此，根据多个辅助喷管121开启状态的不同组合，可以实现全方位的矢量控制，矢量偏角相对更大，推力致偏效率高、响应速度快，能够显著提高飞行器的机动性能。

可选地，底座120采用半球形座体，燃烧室110采用圆柱形壳体，半球形座体的直径与燃烧室110的直径相同，半球形座体的端面与燃烧室110的端面连接，主喷管130设于半球形座体的顶面，即主喷管130连接于半球形座体远离燃烧室110的一端。通过采用半球形座体，能够实现底座120与燃烧室110的圆滑过渡连接，当气流从燃烧室110进入底座120时，半球形座体能够减小气流的冲击损失，降低气流阻力，有利于对飞行器产生更大的推力，动力更加充足。

本实施例中，主喷管130采用拉瓦尔喷管，包括前部131、喉部132和尾部133，前部131与底座120圆滑过渡连接，并与燃烧室110连通，喉部132连接于前部131和尾部133之间，尾部133作为主喷管130的排气出口。喉部132的通流截面积最小，尾部133的通流截面积最大，前部131的通流截面积大于喉部132的通流截面积，且小于尾部133的通流截面积。即主喷管130的前部131在从前往后的方向上，截面积逐渐减小，呈收缩态；主喷管130的尾部133在从前往后的方向上，截面积逐渐增大，呈扩张态。

可以理解，燃烧室110中的燃气流在燃烧室110压力作用下，经过底座120和主喷管130向后运动，首先进入主喷管130的前部131。在这一阶段，燃气运动遵循“流体在管中运动时，截面小处流速大，截面大处流速小”的原理，因此燃气流不断加速。当到达较窄的喉部132时，流速已经超过了音速。而超音速的流体在运动时却不再遵循“截面小处流速大，截面大处流速小”的原理，而是恰恰相反，截面越大，流速越快。因此，燃气流到达主喷管130的尾部133后，燃气流的速度进一步加速，这样就产生了巨大的主推力。

多个辅助喷管121均匀间隔设于底座120的外周面上。容易理解，这里的外周面即底座120上位于主喷管130和燃烧室110之间的外表面，可选地，辅助喷管121为直接开设在底座120上的喷射口，多个辅助喷管121沿外周面环向设置，其喷射口的大小和数量可以根据实际情况设定，这里不作具体限定。每个辅助喷管121的轴线与主喷管130的轴线形成夹角，该角度可以是0度至90度之间的任意角度值，可以是15度、20度、30度、45度、60度、75度或80度等，优选地，每个辅助喷管121的轴线与主喷管130的轴线形成30度的夹角。这样设置，从辅助喷管121中喷出的气流既能产生供飞行器前进的主推力，又能产生调整飞行器姿态的致偏推力，响应速度更快，姿态变换更加灵活。

请参考图4，可选地，辅助喷管121的数量包括四个，分别为第一喷管101、第二喷管102、第三喷管103和第四喷管104，第一喷管101与第三喷管103相对设置，第二喷管102与第四喷管104相对设置。第一喷管101与第四喷管104开启，第二喷管102与第三喷管103关闭的状态下，用于控制飞行器俯仰运动；第一喷管101与第二喷管102开启，第三喷管103与第四喷管104关闭的状态下，用于控制飞行器偏航运动；第一喷管101与第三喷管103开启，第二喷管102与第四喷管104关闭的状态下，用于控制飞行器滚动运动。当然，并不仅限于此，辅助喷管121的数量也可以是两个、三个、五个、六个、八个或更多，这里不作具体限定。应当理解，根据不同数量和不同位置上的辅助喷管121开启或关闭，能实现全方位的矢量控制，灵活调整飞行器的飞行姿态，这里不再一一详述。

可选地，辅助喷管121也采用拉瓦尔喷管，具有显著的流体增速作用，有利于在姿态调整过程中获得更大的推力。当然，并不仅限于此，在其它可选的实施方式中，辅助喷管121也可以采用其它形式的增速管，这里不作具体限定。

进一步地，每个辅助喷管121内设有扰流片123，扰流片123用于改变辅助喷管121的开度，即能够在辅助喷管121开启时，控制该辅助喷管121的通流量，从而达到对侧向推力(即致偏力)大小的控制。可选地，每个辅助喷管121内设有驱动件和传动件，驱动件与传动件连接，传动件与扰流片123连接，以带动扰流片123在辅助喷管121内偏移。

请参考图5，本实施例中，传动件包括第一转轴141、第二转轴142、连接杆143、第一齿轮151、第二齿轮152、第三齿轮153和第四齿轮154，第一转轴141的一端与驱动件连接，另一端与第一齿轮151连接，第二转轴142的一端与第二齿轮152连接，另一端与第三齿轮153连接，连接杆143的一端与第四齿轮154连接，另一端与扰流片123连接；第一齿轮151与第二齿轮152啮合传动，第三齿轮153与第四齿轮154啮合传动。可选地，连接杆143呈L形，包括相互连接的第一分段144和第二分段145，第一分段144与第四齿轮154连接，第二分段145与扰流片123连接。第一齿轮151和第二齿轮152采用锥齿轮传动，第三齿轮153和第四齿轮154采用锥齿轮传动，驱动件可以采用电机或旋转马达等动力元件，驱动件带动第一转轴141转动，第一齿轮151随之转动，由于第一齿轮151和第二齿轮152啮合，第一齿轮151带动第二齿轮152转动；第二齿轮152与第三齿轮153通过第二转轴142同轴设置，第二齿轮152转动能带动第二转轴142和第三齿轮153转动；由于第三齿轮153和第四齿轮154啮合，第三齿轮153能带动第四齿轮154转动，第四齿轮154转动能带动连接杆143的第一分段144转动，进而使得连接杆143的第二分段145摆动，从而带动扰流片123摆动，实现扰流片123相对辅助喷管121的转动，进而达到调整辅助喷管121开度的目的。

可以理解，在飞行器不做姿态调整的情况下，辅助喷管121全部关闭，辅助喷管121内的扰流片123将辅助喷管121的开口全部遮挡封闭，截断气流通路。在需要调整飞行器姿态的情况下，扰流片123在驱动件的驱动作用下摆动，部分遮挡或不遮挡辅助喷管121的开口，气流通路导通，燃烧室110内的气流能从辅助喷管121喷出。扰流片123的摆动幅度能够调节辅助喷管121开口被遮挡的面积，即调整辅助喷管121的气流流通截面。扰流片123遮挡辅助喷管121开口的面积不同，辅助喷管121所产生的推力大小也不同，从而能够起到调节侧向推力大小的目的，以便于对飞行器的姿态进行精确控制。

需要说明的是，在其它可选的实施方式中，传动件也可以采用其他结构形式，只要能实现扰流片123的移动，进而改变辅助喷管121开口面积即可，这里不作具体限定。可选地，底座120、燃烧室110和主喷管130可采用一体成型方式，结构简单，制造方便，降低制作成本。

本发明实施例还提供一种飞行器，包括飞行器本体和上述的全方位矢量发动机100，全方位矢量发动机100与飞行器本体连接，全方位矢量发动机100作为飞行器的动力装置，为飞行器本体提供前进的主推力以及姿态调整时的致偏推力。该全方位矢量发动机100不受飞行速度、高度和大气特性的影响，推力致偏效率高、响应速度快，能够显著提高飞行器的机动性能，在低速飞行及大气层外都能使飞行器获得很高的机动性能。并且在不做姿态调整的状态下，不会产生推力损失，动力更加充足，能耗低。

根据本发明实施例提供的一种全方位矢量发动机100和飞行器，其工作原理如下：

主喷管130连接在底座120上，底座120上还设有多个辅助喷管121，主喷管130和辅助喷管121分别与燃烧室110连通，主喷管130和辅助喷管121均采用拉瓦尔喷管，具有显著的增速效应，提升飞行器的动力。在不做姿态调整的状态下，所有辅助喷管121均关闭，不会产生推力损失，能耗低，动力更加充足。在需要调整飞行器姿态的情况下，选择性地开启一个或多个辅助喷管121，燃烧室110的燃气流从辅助喷管121喷出产生侧向推力，侧向推力致偏效率高，响应速度快，有利于实现大偏角全方位矢量控制，显著提高飞行器的机动性能。通过扰流片123的移动能够改变辅助喷管121开口的面积，调节辅助喷管121的喷气量，从而达到对侧向推力的大小控制，实现对飞行器的姿态的精确调整。

综上所述，本发明实施例提供了一种全方位矢量发动机100和飞行器，具有以下几个方面的有益效果：

本发明实施例提供的一种全方位矢量发动机100，结构简单，制造方便，在不做姿态调整的状态下，不会产生推力损失，能耗低，飞行器的动力更加充足。通过选择性地开启一个或多个辅助喷管121，能产生侧向推力，实现全方位矢量控制，进而实现对飞行器的姿态调整；底座120上设置的辅助喷管121有利于实现较大偏角的矢量控制，响应速度更快，致偏效率更高，显著提高飞行器的机动性能。

本发明实施例提供的一种飞行器，包括飞行器本体和上述的全方位矢量发动机100，应用范围广，包括但不限于火箭或导弹等，可以实现较大偏角的全方位矢量控制，推力致偏效率高、响应速度快，能够显著提高飞行器的机动性能，并且在低速飞行及大气层外都能使飞行器获得很高的机动性能，姿态调整灵活、精确。在不做飞行姿态调整的情况下，不会产生推力损失，动力更加充足。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。