[发明专利]一种矩形喷管推力矢量偏转控制装置

说明书

本发明公开了一种矩形喷管推力矢量偏转控制装置，在喷口内侧上表面增加下偏襟翼，在喷口内侧侧面增加侧偏襟翼,通过下偏襟翼和侧偏襟翼对喷管出口几何形状和内型面进行修型，改变喷流的初始流动速度和空间分布。下偏襟翼偏转，在喷口上侧形成偏转绕流，喷流到达柯恩达襟翼之前就已经预偏了一定的角度，降低喷流有效高度；侧偏襟翼偏转，促进喷流展向扩张，增加喷流作用面积。通过下偏襟翼和侧偏襟翼的组合控制，在保持基本喷口面积不变的前提下，降低喷流偏转的难度，显著增大推力矢量偏转角和偏转效率。

技术领域

本发明属于空气动力学技术领域，涉及一种矩形喷管推力矢量偏转控制装置，尤其是基于喷口修型的矩形喷管推力矢量偏转组合控制方法。

背景技术

翼身融合布局具有较高的气动效率，和较大的装载空间，能够降低油耗、增加有效载荷，是下一代运输类飞机的首选气动布局。由于翼身融合部面积占比较大，传统意义上的机翼面积占比较小，因此常规缝翼、襟翼等组合机械式增升装置的增升能力下降，降低了飞行器的低速高升力性能，需要更长的跑道才能满足起降要求。因此需要利用发动机推力矢量偏转控制实现动力增升，显著增加有效升力，以降低对跑道的依赖程度。

发动机推力矢量偏转利用柯恩达附壁效应，当发动机喷流流经弯曲的柯恩达襟翼上表面，高速喷流附着并发生较大角度的偏转，流速增加，在高速喷流加速、裹挟作用下，绕机翼环量增加，产生相当大的气动升力。

对于翼身融合布局飞机翼上内埋发动机布置，没有尾椎角，减少跨声速巡航阻力。但内埋发动机位置靠后，发动机喷口至襟翼前缘距离较小；为提高巡航效率，机翼尾缘封闭角较小，限制了机翼后缘大半径襟翼的安装空间。以上两因素使得没有足够的流向距离来促进喷流的展向扩张以降低喷流的有效高度，喷流较厚,难以偏转；且柯恩达襟翼的曲率较大，需要更大的压力梯度才能满足喷流偏转所需的离心力，因此推力矢量偏转角和偏转效率较低。

常规机械式推力矢量控制技术，存在结构复杂、可靠性差、推力损失严重等缺点，且无法在有限的空间内进行集成；流体式推力矢量控制技术需要引入二次流，且控制效率较低、存在非线性、双稳态、迟滞等现象，还有诸多难题需要解决。

发明内容

本发明的目的在于，为克服现有技术缺陷，提供了一种矩形喷管推力矢量偏转控制装置，解决了现有翼身融合布局翼上内埋发动机布置运输类飞机增升性能方面存在的不足问题。

本发明目的通过下述技术方案来实现：

一种矩形喷管推力矢量偏转控制装置，所述推力矢量偏转控制装置至少包括下偏襟翼、侧偏襟翼和柯恩达襟翼，其中，所述下偏襟翼设置于所述矩形喷管的出口端的上表面，并与经第一转轴与所述矩形喷管相接；所述侧偏襟翼设置于所述矩形喷管的出口端的侧面，并经第二转轴与所述矩形喷管相接；所述柯恩达襟翼设置于所述矩形喷管的出口端下表面之上；在控制所述矩形喷管的喷口面积恒定的条件下，通过控制所述下偏襟翼的下偏角与所述侧偏襟翼的展开偏转角，完成所述矩形喷管喷口喷流的初始速度及喷流空间分布的调整。

本发明通过下偏襟翼和侧偏襟翼的组合控制对喷口修型，在保证喷口有效面积不变，不影响发动机工作状态的前提下：改变了矩形喷管出口的几何尺寸，提高矩形喷管出口的有效宽高比，降低了喷流的有效高度；改变了喷管内型面，增加了喷流在喷口平面内沿推力矢量偏转方向和展向扩张方向的流动速度，使得喷流在离开喷口之后，沿展向快速扩张，喷流有效高度进一步降低。当喷流到达襟翼前缘时，变得又宽又薄，降低了喷流附着偏转的难度，提高了推力矢量偏转角和偏转效率。

根据一个优选的实施方式，所述第一转轴位于矩形喷管的出口内表面的上部，并与出口平面平行设置。

根据一个优选的实施方式，所述下偏襟翼的长度为L₁、下偏角为θ₁、喷口高度方向的投影高度为h₁，且满足关系式h₁＝L₁sinθ₁。