具有補燃加力功能的喉道偏移式氣動矢量噴管及控制方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及飛行器推進系統設計領域，特別是一種喉道偏移式氣動矢量噴管。
【背景技術】
[0002]隨著科學技術的發展，裝備推力矢量航空發動機的飛行器越來越多。而對于戰斗機及導彈等而言，常規飛行時是不需要補燃加力的；當進行規避、截擊、追趕、機動飛行時，不可避免地需要進行補燃加力，提高發動機噴管出口總溫總壓以提高發動機推力，進行加速，同時使用推力矢量技術進行機動飛行。因此，同時具備推力矢量技術和補燃加力技術的噴管裝置對于未來飛行器的實現具有重大價值。
[0003]當下，單獨對于推力矢量噴管和補燃加力裝置進行的設計有很多，但是鮮有將二者融合在一起的設計。且不說二者融合設計的難度和困難，單純就推力矢量噴管來說，多數設計就因為機械結構復雜、笨重、可靠性差、成本高等問題停留在紙上，很少實現工程應用。
[0004]喉道偏移式氣動矢量噴管分為有源式和無源式喉道偏移式氣動矢量噴管，是近年來興起的一種新型推力矢量技術，憑借結構簡單、重量輕的特點，受到越來越多的青睞。
[0005]典型的喉道偏移式氣動矢量噴管的結構為雙喉道式，在其中流動的氣體依次流過一喉道前部收斂段、一喉道、二喉道前部擴張收斂段，最終從二喉道流出。當然，也有一些其他構型的喉道偏移式氣動矢量噴管，在此不做贅述。
[0006]有源式喉道偏移式氣動矢量噴管多從發動機壓氣機、禍輪、進氣道或外部大氣引氣，也有高壓氣瓶、氣栗等引氣方式，通過其在一喉道附近以特定的角度、速度和流量注入主流產生擾動從而實現推力矢量的功能。而無源式喉道偏移式氣動矢量噴管多從發動機渦輪出口引氣，或者將進入噴管的氣流分為若干股并用其中一股或幾股注入主流產生擾動，從而獲得矢量效果。

【發明內容】

[0007]發明目的:為了克服現有技術中存在的不足，本發明提供一種具有補燃加力功能的喉道偏移式氣動矢量噴管，用于解決現有的飛行器尚無同時具備氣動推力矢量技術和補燃加力技術的噴管的技術問題。
[0008]技術方案:為實現上述目的，本發明采用的技術方案為:
[0009]一種具有補燃加力功能的喉道偏移式氣動矢量噴管，在喉道偏移式氣動矢量噴管內設置有燃油進口和點火器，所述燃料進口的位置設置在的一喉道前后，距一喉道不大于20%—喉道高度處，所述點火器設置在一喉道下游位置處。燃油與主流混合后形成油氣混合物，點燃后能夠提高主流的總溫和總壓，實現補燃，并且由于向主流中噴入了燃油，因此能夠改變主流的氣動喉道面積，從而提高發動機推力。
[0010]燃料進口的具體形式可以參照以下2種方式:
[0011]1、所述燃油進口為燃油噴嘴，且燃油噴嘴設置在一喉道尖點位置處，符合距一喉道不大于20%—喉道高度的位置，燃油噴嘴噴出燃油的速度矢量方向與主流速度矢量方向的夾角為0° -180°。
[0012]2、所述燃油進口為次流通道。常規的喉道偏移式氣動矢量噴管中的次流通道的出口位置符合距一喉道不大于20%—喉道高度的位置。
[0013]無論將上面的哪種方式應用于常規的喉道偏移式氣動矢量噴管內，都不會改變噴管的內型面，從而維持了噴管的基本性能。
[0014]進一步的，在本發明中，燃油通過燃油噴嘴噴出后與主流混合，根據需要調節噴出燃油的角度、速度及流量，從而控制噴管推力矢量角和主流的氣動喉道面積。
[0015]進一步的，在本發明中，燃油通過次流通道噴出，根據需要調節次流中燃料與空氣的比例及次流量的大小，從而控制噴管推力矢量角和主流的氣動喉道面積。
[0016]有益效果:
[0017]本發明提供的一種具有補燃加力功能的喉道偏移式氣動矢量噴管，利用喉道偏移式氣動矢量噴管內部型面的特點及內流場的流場結構，巧妙地在一喉道尖點附近布置燃油噴嘴或在一喉道附近處注入的次流中摻入燃料，充分保證了燃油與主流的摻混，并通過點火器引燃油氣混合物，在一喉道下游進行高效地燃燒，實現了補燃加力功能，拓寬了其應用場合，具體包括以下幾個方面的優勢:
[0018](1)將推力矢量噴管與補燃加力裝置結合，利用其內部型面的特點及內流場的流場結構，在一喉道尖點附近布置的燃油噴嘴噴油或一喉道附近處注入的次流中摻入燃料，并通過點火器引燃油氣混合物，在一喉道下游燃燒，實現補燃加力，不需要對矢量噴管本身結構進行較大改動，從而保證了矢量噴管的性能；
[0019](2)能方便地與飛機后機體一體化設計，不管是否使用補燃加力裝置，噴管尺寸沒有發生變化，二元噴口都可以方便地與飛行器后機身進行一體化設計，從而減小后體阻力，降低機體紅外福射；
[0020](3)可以控制噴嘴噴出燃油的角度、流量和速度，或控制一喉道處注入主流的次流中燃油的流量、比例和速度，從而控制噴管的推力矢量角、調節喉道面積；
[0021](4)充分利用喉道偏移式氣動矢量噴管內流場的特點，利用其內部的漩渦，對燃油和空氣進行充分的摻混，提高燃油效率并穩定火焰，取消火焰穩定器，減輕結構重量；
[0022](5)本噴管關鍵技術可以配合包括反推型、垂直起降型、全向矢量型在內的其他喉道偏移式氣動矢量噴管的改型使用，使用范圍廣泛。
【附圖說明】
[0023]圖1為本發明的噴管內型面結構側視圖。
【具體實施方式】
[0024]下面結合附圖對本發明作更進一步的說明。
[0025]圖1所示常規的喉道偏移式氣動矢量噴管內型面的結構圖，主要由噴管上壁面1、噴管下壁面2、一喉道前部收斂段3、一喉道尖點4、一喉道5、二喉道前部擴張收斂段6、后體凹腔7、二喉道尖點8、二喉道9等部件構成。
[0026]本發明在與上述常規的喉道偏移式氣動矢量噴管內型面保持相同的基礎上，通過在一喉道5附近注入燃油，提高主流的總溫和總壓，并在主流中添加質量，從而實現了對于噴管矢量角的調節與控制，實現了補燃加力功能。因此，本發明的噴管具有2種工作狀態:正常狀態和補燃加力狀態。
[0027]正常狀態與常規的喉道偏移式氣動矢量噴管一樣使用，補燃加力狀態具體包括以下2種實現手段:
[0028]實現手段1:使用燃油噴嘴的技術方案，將燃油噴嘴布置在一喉道尖點4的附近，其噴射的燃油速度矢量方向與主流速度矢量方向的夾角為0° -180°，可以通過控制燃油噴射角度、流量和速度，從而實現對于推力矢量角的控制，并可以通過相同的方法調節喉道面積。
[0029]實現手段2:使用在次流中摻混入燃油的技術方案，次流通道則與常規的喉道偏移式氣動矢量噴管中設置的次流通道一致，即位于一喉道5附近，且次流通道是否摻混燃油不影響次流通道的布置形式和布置位置，以維持噴管的推力矢量的性能。因此，燃油注入主流的角度與次流注入燃油的角度一致。其中，在一喉道5注入主流的次流可以來自發動機壓氣機或燃燒室，也可以來自尾噴管出口氣流或飛行器進氣道或環境大氣，還可以來自氣瓶、壓縮機、氣栗等氣源。
[0030]以上所述僅是本發明的優選實施方式，應當指出:對于本技術領域的普通技術人員來說，在不脫離本發明原理的前提下，還可以做出若干改進和潤飾，這些改進和潤飾也應視為本發明的保護范圍。
【主權項】
1.一種具有補燃加力功能的喉道偏移式氣動矢量噴管，其特征在于:在喉道偏移式氣動矢量噴管內設置有燃油進口和點火器，所述燃料進口的位置設置在一喉道前后距離一喉道不大于20%—喉道高度的位置處，所述點火器設置在一喉道下游位置處。2.根據權利要求1所述的具有補燃加力功能的喉道偏移式氣動矢量噴管，其特征在于:所述燃油進口為燃油噴嘴，且燃油噴嘴設置在一喉道尖點位置處，燃油噴嘴噴出燃油的速度矢量方向與主流速度矢量方向的夾角為0° -180°。3.根據權利要求1所述的具有補燃加力功能的喉道偏移式氣動矢量噴管，其特征在于:所述燃油進口為次流通道。4.一種具有補燃加力功能的喉道偏移式氣動矢量噴管的控制方法，其特征在于:在一喉道前后距離一喉道不大于20%—喉道高度的范圍內注入燃油與主流混合，并在一喉道下游位置處進行點燃，提高主流的總溫和總壓同時改變主流的氣動喉道面積。5.根據權利要求4所述的具有補燃加力功能的喉道偏移式氣動矢量噴管的控制方法，其特征在于:燃油通過燃油噴嘴噴出后與主流混合，調節噴出燃油的角度、速度及流量，從而控制噴管的推力矢量角和主流的氣動喉道面積。6.根據權利要求4所述的具有補燃加力功能的喉道偏移式氣動矢量噴管的控制方法，其特征在于:燃油通過次流通道噴出，調節次流中燃料與空氣的比例及次流量的大小，從而控制噴管推力矢量角和主流的氣動喉道面積。
【專利摘要】本發明公開了一種具有補燃加力功能的喉道偏移式氣動矢量噴管。該噴管的內流道依次包括一喉道前部收斂段、一喉道、二喉道前部擴張收斂段、二喉道。實現其補燃加力功能的本體是依靠布置在一喉道尖點處的燃油噴嘴或在一喉道附近處注入的次流中摻入燃料并在一喉道下游燃燒實現的。通過控制燃油噴嘴噴入燃油的角度、速度、流量或控制次流中燃料與空氣的比例及次流量的大小，可以實現對于噴管矢量角和喉道面積的控制，并實現補燃加力，對于使用喉道偏移式氣動矢量噴管的飛行器在空中加速飛行有重要意義。
【IPC分類】F02K1/17, F02K1/78
【公開號】CN105298683
【申請號】CN201510666593
【發明人】黃帥, 徐驚雷, 郭帥, 陳宇, 牛彥灃
【申請人】南京航空航天大學
【公開日】2016年2月3日
【申請日】2015年10月15日