无需整体偏转实现矢量推力的尾喷管

1.本实用新型属于航空航天领域，具体是涉及无需整体偏转实现矢量推力的尾喷管。


背景技术：

2.目前大多数的垂直起降战机是利用运动机构使得尾喷管偏转，从而改变喷气方向来提供矢量力矩。如f-35b型战机，其f135-pw-600发动机采用三轴承转向的尾喷管[1]提供部分垂直矢量力矩，其将喷管分成三段，通过三组各呈一定角度连接的轴承进行转动，实现尾喷口的向下旋转、收回和平移摆动；参见文献[1] 姜楠,杨磊,杨大军.f135-pw-600发动机升力系统与整机匹配性能研究[j].燃气涡轮试验与研究，2017，30(4)，7—10.。
[0003]
上述机型提供矢量力矩的尾喷管需要对尾喷管进行整体偏转来提供升力力矩，存在着结构复杂、垂直起降到正常飞行的过渡阶段阻力大等技术问题。


技术实现要素：

[0004]
基于此，本实用新型的目的在于克服现有技术不足，提供一种无需整体偏转实现矢量推力的尾喷管。
[0005]
为了实现实用新型的目的，实用新型采用的技术方案为：
[0006]
无需整体偏转实现矢量推力的尾喷管，包括：内管、转动套设在内管外部的外管、驱动外管旋转的驱动装置、用于控制内管的尾喷口收敛、扩张的收敛扩张组件以及驱动收敛扩张组件执行相应动作的液压装置；
[0007]
所述外管的管壁上设有第一开口，内管的管壁上设有第二开口；
[0008]
飞机起降时，第一开口与第二开口重合，尾喷口关闭，发动机喷出的气流从两开口喷出；
[0009]
飞机飞行时，第一开口与第二开口错位，尾喷口扩张，外管的管壁与内管的管壁之间密封，发动机喷出的气流从尾喷口喷出。
[0010]
进一步，所述收敛扩张组件包括收敛框和收敛片，所述收敛框包括尾喷板和上、下侧板，所述尾喷板上设有与尾喷口匹配的喷孔，尾喷板的两侧铰接有收敛片，所述收敛片与液压装置的输出端铰接，液压装置安装在飞机内部结构中；
[0011]
尾喷板、上、下侧板及收敛片配合形成尾喷口气流收敛扩张结构。
[0012]
进一步，所述上、下侧板结构相同，上、下侧板均包括上部分和下部分，上、下侧板均与尾喷板连接的下部分呈矩形，上部分呈等腰直角三角形。
[0013]
进一步，所述收敛片呈矩形。
[0014]
进一步，所述驱动装置包括电机和齿轮，齿轮安装在电机的输出端上，电机安装在内管上或飞机内部结构中，外管的外部设有与齿轮配合的环形齿圈。
[0015]
进一步，第二开口的尺寸大于第一开口的尺寸。
[0016]
进一步，第一开口和第二开口均为圆角矩形开口。
有益效果
[0017]
本实用新型在保证航空发动机提供正常推力的情况下，无需要将发动机尾喷管整体偏转的情况，降低了飞行器从垂直起降阶段过渡至正常飞行状态时的阻力，支持其进行垂直起降、降低矢量推进装置的控制难度、以简单结构实现航空发动机的推力矢量的转换、提升了结构可靠性、降低了维护难度。
附图说明
[0018]
图1为本实用新型的较佳实施例的等轴测试图；
[0019]
图2为本实用新型的较佳实施例的结构示意图；
[0020]
图3为本实用新型的较佳实施例的仰视图；
[0021]
图4为本实用新型的较佳实施例的俯视图；
[0022]
图5为本实用新型的较佳实施例中正常飞行状态下开口示意图；
[0023]
图6为本实用新型的较佳实施例中垂直起降状态下开口示意图；
[0024]
图中：外管1，内管2，收敛扩张组件3，收敛片4，液压装置5，驱动装置6，外管矩形开口7，内管矩形开口8。
具体实施方式
[0025]
本实用新型通过下面的实施案例可以对本实用新型做进一步的描述，然而，本实用新型的范围并不限于下述实施例：要理解的是，本文所描述的实施例仅通过说明的方式公开，本实用新型不打算将其范围限于下列描述中所述或在图中说明的部件的构造和布置细节。此外，在描述优选实施例时，为了清晰起见，将采用特定的术语。应该理解的是，每个特定术语包括所有以类似方式操作以实现类似目的的技术等价物。
[0026]
实施例：参见图1——图6所示的无需整体偏转实现矢量推力的尾喷管，包括外管1、内管2、收敛扩张组件3、液压装置5和驱动装置6；其中，外管1为活动结构，外管1的管壁上设有贯穿且垂直向下的第一开口7，第一开口7面积与内管2的尾喷口面积相近，外管1的外部设有环形齿圈，环形齿圈与驱动装置6的齿轮啮合，外管1由驱动装置6带动旋转；内管2为固定结构，内管2的管壁上设有第二开口8，优选，第一开口7和第二开口8均为圆角矩形开口。
[0027]
在本实施例中，收敛扩张组件3包括收敛框和收敛片，收敛框包括尾喷板和上、下侧板，所述尾喷板上设有与尾喷口匹配的喷孔，尾喷板的两侧铰接有收敛片4，优选，收敛片4呈矩形，收敛片4与液压装置5的输出端铰接，液压装置5安装在飞机内部结构中。进一步地，液压装置5为液压缸；尾喷板、上、下侧板及收敛片4配合形成尾喷口气流收敛扩张结构，收敛片4使能够进行尾喷口的收敛与扩张运动。
[0028]
在本实施例中，上、下侧板结构相同，上、下侧板均包括上部分和下部分，上、下侧板均与尾喷板连接的下部分呈矩形，上部分呈等腰直角三角形。
[0029]
具体的，本发明通过外管1的旋转和内管2的尾喷口的收敛共同实现推力矢量；如图5所示，第一开口7方向垂直向上，第二开口8方向垂直向下，即第一开口7与第二开口8错位，液压杆收缩牵引收敛片4张开，发动机为正常推力状态，不提供垂直矢量推力。
[0030]
由于实用该设计的飞行器垂直起降状态过渡至正常飞行状态过程中，涉及到外管
1的旋转，飞行器所受力矩会发生变化，单台发动机布置与多台发动机布置的飞行器过渡阶段的力矩变化存在差别。
[0031]
下面就单台发动机布置的飞行器与两台及以上发动机布置的飞行器垂直起降状态工作原理进行阐述：
[0032]
单台发动机布置的飞行器：
[0033]
如图6所示，垂直起降状态下，航空发动机首先进入慢车状态，外管1经由驱动装置6带动，使外管1能够根据飞行控制系统的指令进行旋转，第一开口7方向随之改变，方向垂直向下，尾喷口处的收敛片4受液压装置5控制，使其完全收敛，发动机喷出的气流方向转向，只能从外管1与内管2的开口喷出，此时提供垂直矢量推力。
[0034]
垂直起降状态下，由于内管2固定且第二开口8面积大于第一开口7面积，即可由飞行控制系统控制驱动装置6，带动外管1进行较小角度（≤45
°
）的旋转，（即得第二开口8与第一开口7仅部分重叠）进而提供侧向力矩，来对垂直起降过程中飞行器进行飞行增稳或改变飞行器的航向。
[0035]
从垂直起降状态过渡为飞行状态过程中，航空发动机保持转速，液压装置5的液压杆退回，牵引尾喷口处的收敛片4张开，发动机喷出的气流从尾喷口喷出，使飞行器加速至安全速度后，航空发动机进入慢车，由飞行控制系统控制旋转至第一开口7垂直向上，此时发动机的气流将仅从尾喷口喷出，不再提供矢量推力，飞行器安全过渡至正常飞行状态。
[0036]
两台及以上发动机布置的飞行器：
[0037]
垂直起降状态下，外管1经由驱动装置6带动，使外管1能够根据飞行控制系统的指令进行旋转，第二开口8方向随之改变，方向垂直向下，尾喷口处的收敛片4受液压装置5控制，使其完全收敛，发动机喷出的气流方向转向，只能从外管1与内管2的开口喷出，航空发动机启动或事先进入慢车状态，此时提供垂直矢量推力。
[0038]
垂直起降状态下，由于第二开口8大于第一开口7，即可由飞行控制系统控制驱动装置6，带动外管1进行较小角度（≤45
°
）的旋转，进而提供侧向力矩，来对垂直起降过程中飞行器进行飞行增稳或改变飞行器的航向。
[0039]
从垂直起降状态过渡为飞行状态过程中，航空发动机保持转速，液压装置5的液压杆退回，牵引尾喷口处的收敛片4张开，发动机喷出的气流从尾喷口喷出，此时两台发动机的外管1由飞行控制系统控制，进行对称旋转，均旋转至开口垂直向上。在此过程中，矢量推力产生的抬升飞行器尾部的力矩，将由飞行控制系统控制的舵面或其他方式进行抵消，支持飞行器正常飞行。此时发动机的气流将仅从尾喷口喷出，不再提供矢量推力，飞行器安全过渡至正常飞行状态。
[0040]
以上显示和描述了本实用新型的基本原理和主要特征和本实用新型的优点，对于本领域技术人员而言，显然本实用新型不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本实用新型的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本实用新型。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本实用新型的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本实用新型内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。
[0041]
此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包
含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

技术特征：
1.无需整体偏转实现矢量推力的尾喷管，其特征在于，包括：内管（2）、转动套设在内管（2）外部的外管（1）、驱动外管（1）旋转的驱动装置、用于控制内管（2）的尾喷口收敛、扩张的收敛扩张组件（3）以及驱动收敛扩张组件（3）执行相应动作的液压装置（5）；所述外管（1）的管壁上设有第一开口（7），内管（2）的管壁上设有第二开口（8）；飞机起降时，第一开口（7）与第二开口（8）重合，尾喷口关闭，发动机喷出的气流从两开口喷出；飞机飞行时，第一开口（7）与第二开口（8）错位，尾喷口扩张，外管（1）的管壁与内管（2）的管壁之间密封，发动机喷出的气流从尾喷口喷出。2.根据权利要求1所述的尾喷管，其特征在于，所述收敛扩张组件（3）包括收敛框和收敛片，所述收敛框包括尾喷板和上、下侧板，所述尾喷板上设有与尾喷口匹配的喷孔，尾喷板的两侧铰接有收敛片（4），所述收敛片（4）与液压装置（5）的输出端铰接，液压装置（5）安装在飞机内部结构中；尾喷板、上、下侧板及收敛片（4）配合形成尾喷口气流收敛扩张结构。3.根据权利要求2所述的尾喷管，其特征在于，所述上、下侧板结构相同，上、下侧板均包括上部分和下部分，上、下侧板均与尾喷板连接的下部分呈矩形，上部分呈等腰直角三角形。4.根据权利要求2或3任意一项所述的尾喷管，其特征在于，所述收敛片（4）呈矩形。5.根据权利要求1所述的尾喷管，其特征在于，所述驱动装置（6）包括电机和齿轮，齿轮安装在电机的输出端上，电机安装在内管（2）上或飞机内部结构中，外管（1）的外部设有与齿轮配合的环形齿圈。6.根据权利要求1所述的尾喷管，其特征在于，第二开口（8）的尺寸大于第一开口（7）的尺寸。7.根据权利要求1所述的尾喷管，其特征在于，第一开口（7）和第二开口（8）均为圆角矩形开口。

技术总结
本实用新型公开了无需整体偏转实现矢量推力的尾喷管，包括：内管、转动套设在内管外部的外管、驱动外管旋转的驱动装置、用于控制内管的尾喷口收敛、扩张的收敛扩张组件以及驱动收敛扩张组件执行相应动作的液压装置；外管的管壁上设有第一开口，内管的管壁上设有第二开口。本实用新型在保证航空发动机提供正常推力的情况下，避免了需要将发动机尾喷管整体偏转的情况，降低了飞行器从垂直起降阶段过渡至正常飞行状态时的阻力，支持其进行垂直起降、降低矢量推进装置的控制难度、以简单结构实现航空发动机的推力矢量的转换、提升了结构可靠性、降低了维护难度。降低了维护难度。降低了维护难度。


技术研发人员：谢梓良 涂良辉 王凌 闫超 杨阳 王聿豪 卢俊 李文科 苏文涛 高嘉成 喻婧
受保护的技术使用者：南昌航空大学
技术研发日：2023.04.07
技术公布日：2023/6/28