[发明专利]基于等离子体合成射流激励器的推力矢量控制系统和方法

说明书

本发明公开了一种基于等离子体合成射流激励器的推力矢量控制系统和方法，包括喷管和设置在喷管扩张段内外壁之间的多个两电极等离子体射流激励器，两电极等离子体射流激励器包括两个电极、激励器腔体、电源和喉部喷管，两个电极设置在激励器腔体内，电源与两个电极连接，激励器腔体的出口通过喉部喷管与扩张段内壁面连通。主射流流经喷管扩张段时，给两电极等离子体射流激励器两电极施加高电压，在激励器腔内产生放电击穿空气形成高温高压的等离子体，从而在出口处产生高速气体射流。在喷管扩张段内高速气体射流与主射流的相互作用，使得主射流向预期的方向偏转，从而达到推力矢量控制的目的。本发明结构简单，响应频率快，射流速度快。

技术领域

本发明涉及飞行器发动机推力矢量控制领域，具体涉及一种基于等离子体合成射流激励器的推力矢量控制系统和方法。

背景技术

推力矢量控制技术是指通过改变发动机喷出气流方向来控制飞行器飞行的一种方法。对于不采用推力矢量控制技术的飞行器来说，发动机的喷出气流都是与喷管的轴线相平行的，因此产生的推力与喷管轴线平行，用来克服飞行阻力，提供飞行器加速的动力。推力矢量技术由发动机推力的分量产生直接控制力，可以直接对飞行器的姿态进行控制，大大的提高了飞行器的机动性能。传统的推力矢量技术主要是机械式的被动流动控制，比如折流板，二元矢量喷管和轴对称矢量喷管等。这些技术还存在一些难以解决的问题，例如结构复杂、响应速度慢、推力损失大等。

随着技术的不断发展，各种新的原理和方法被用于推力矢量控制领域。例如激波矢量喷管、喉道偏斜喷管、合成射流喷管、Coanda效应喷管和引射效应矢量喷管等新概念推力矢量喷管被提出。这些方法均属于流体式推力矢量技术，目仍在进一步研究当中。上述流体式矢量喷管除了合成射流喷管以外，均需要外接的气源输入，这大大增加了装置的复杂程度，对于装置的可靠性提出了考验，同时也不利于维护。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于等离子体合成射流激励器的推力矢量控制系统和方法以解决上述问题。

实现本发明的技术解决方案为：一种基于等离子体合成射流激励器的推力矢量控制系统，包括喷管和设置在喷管扩张段内外壁之间的多个两电极等离子体射流激励器，所述两电极等离子体射流激励器包括两个电极、激励器腔体、电源和喉部喷管，所述两个电极设置在激励器腔体内，所述电源与两个电极连接，所述激励器腔体的出口通过喉部喷管与扩张段内壁面连通。

进一步地，所述喷管为拉瓦尔喷管，包括收缩段、喉部过渡段和扩张段。

进一步地，多个两电极等离子体射流激励器对称布置在扩张段内外壁之间。

进一步地，所述两电极等离子体射流激励器数量为8个。

进一步地，所述激励器腔体为圆柱体。

进一步地，所述喉部喷管的轴向方向与喷管轴线平行。

进一步地，所述两电极等离子体射流激励器与喉部过渡段的距离为5-30cm。

进一步地，两电极等离子体射流激励器还包括变压器M、电阻R、电容C、绝缘栅双极型晶体管IGBT，所述电源为直流电源E，所述直流电源E的正极通过绝缘栅双极型晶体管IGBT与变压器M的一端连接，所述直流电源E的负极与变压器M的一端连接，变压器M的另一端通过电阻R与电容C的两端连接，电容C的两端分别连接所述两个电极。

一种根据上述所述的基于等离子体合成射流激励器的推力矢量控制系统的矢量控制方法，根据飞行器所需的动力方向，使得与所述动力方向相反的两电极等离子体射流激励器处于工作状态。

相对于现有技术，本发明的优点在于：