[发明专利]一种适用无尾式飞翼布局飞行器的大弯度扁平喷管

说明书

本发明公开了一种适用无尾式飞翼布局飞行器的大弯度扁平喷管。包括喷管和流量调节分配机构，喷管依次包括光滑连接的圆转方前段喷管、长方体中段喷管和方转扁平后段喷管三部分，其中圆转方前段喷管采用壁面型线融合技术生成收扩型的前圆后方喷管；流量调节分配机构位于长方体中段喷管；方转扁平后段喷管从与长方体中段喷管相连的一端分叉为上下两根喷管，分别为方转扁平后段上分喷管和方转扁平后段下分喷管，延伸至机翼后缘，喷出射流以实现无尾飞翼布局飞机的主动控制。本发明直接利用了发动机尾喷管主流来实现射流控制，克服了传统射流控制方式持续时间短、控制力矩小的问题；其次通过喷管的分布式设计能够简化飞控系统与提升响应速度。

技术领域

本发明涉及的是一种适用无尾式飞翼布局飞行器的大弯度扁平喷管，属于航空发动机喷管设计技术领域。

背景技术

航空发动机喷管的主要作用是通过气体的膨胀加速提供推力，在设计过程中首先需要注意其与整个发动机的流量匹配，其次为了减少喷管的流动损失，发动机喷管多设计为面积可调喷管。此外随着飞行器设计理念的发展，为了满足飞行器低可探测性和垂直与短距起降的要求，对应发展出了S弯喷管和各类矢量推力喷管，其中矢量推力喷管又分为机械式矢量喷管和固定几何气动式矢量喷管两大类，区别主要在于是否采用射流来改变主流方向以实现推力的矢量控制。

为了适应未来飞行器智能化、无人化发展的趋势，结合如固定几何气动式射流矢量喷管、储气罐喷流、发动机引气喷流等射流发生装置与机翼环量控制技术，已经发展出了一类无机械操纵面的射流主动流动控制飞行器技术。但是固定几何气动式矢量喷管等射流发生装置基本利用小射流控制主流偏转或直接利用小射流来实现射流控制，都存在射流控制力矩小、持续时间短、控制系统重量大、响应速度慢等问题，如何解决该类问题值得探究。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本发明提出了一种适用无尾式飞翼布局飞行器的大弯度扁平喷管，旨在克服或减轻已有的射流主动流动控制技术遇到的至少一个方面的技术缺陷。

本发明通过以下技术方案实现：

一种适用无尾式飞翼布局飞行器的大弯度扁平喷管，包括喷管和流量调节分配机构，喷管依次包括光滑连接的圆转方前段喷管、长方体中段喷管和方转扁平后段喷管三部分，其中圆转方前段喷管采用壁面型线融合技术生成收扩型的前圆后方喷管；流量调节分配机构位于长方体中段喷管；方转扁平后段喷管从与长方体中段喷管相连的一端分叉为上下两根喷管，分别为方转扁平后段上分喷管和方转扁平后段下分喷管，延伸至机翼后缘，喷出射流以实现无尾飞翼布局飞机的主动控制。

所述的圆转方前段喷管生成步骤包括：根据已知条件获取初始设计参数，然后再依据喷管流量连续与加速要求确定圆转方前段喷管最小截面积，接着分别设计出一端面积为喷管最小截面积的圆柱形段和方形段，最后各取圆柱形段与方形段中的一小段融合出圆转方前段喷管。

所述的流量调节分配机构设计步骤包括：长方体中段喷管均分成上下两个部分，在出口面处分别与方转扁平后段上分喷管和方转扁平后段下分喷管连接；长方体中段喷管内，上下两部分分别加工出导轨槽并安装可上下运动的滑动板，滑动板与液压作动筒连接，通过液压作动筒使滑动板上下运动，从而实现流量调节。

所述的方转扁平后段喷管，设计步骤包括：

１）由已知条件计算出方转扁平后段喷管长度；

２）方转扁平后段上分喷管和方转扁平后段下分喷管的各自中心线变化规律遵循飞翼式布局飞机翼型的中弧线变化规律；

３）方转扁平后段上分喷管和方转扁平后段下分喷管的各自四条边线采用相同的二次函数变化规律进行定义；

４）方转扁平后段上分喷管和方转扁平后段下分喷管的出口的面积及长宽比的最大变化范围由飞机布局来确定；