轴对称矢量喷管机构优化设计
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轴对称矢量喷管机构弹性动力学分析
２ 三维几何模型的建 立
轴对称矢量喷管机构是空间三 自由度的复杂机
量喷管而言， 其中的构件的弹性 ， 以及由构件弹性变
构， 通过调节 ３ 个作动筒的运动规律 ， 实现对矢量喷
管出口面积 的调节和对俯仰运动及偏航运动姿态的
形和刚体运动之间的耦合所造成的对机构运动和构
件强度的影响 ， 是不可忽略的， 故必须对矢量喷管机 控制。 Ａ 矢量作动环机构 的结构具有轴对称的几何 ９ 构的弹性动力学进行分析。
Ａ 装配模型导入 Ａ Ａ Ｓ 并在其中施加约束 ， ９ Ｄ Ｍ 中，
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３ ２
航 空 发 动 机
２０ ０ ６年第 ３ ２卷第 １ 期
根据其结构上的轴对称的特点 ， 采用复制操作 ， 完成
－
机构模型的建立。 Ａ 矢量作动环机构模型如图 １ ９ 所示 。
１ 引 言 力学研究表明， 机构运转速度的提高和构件弹
性 的加大 ， 最终会导致构件 的变形加大， 以， 所 若不
因此 ， 本文首先简化了矢量喷管机构的弹性体模型 ，
只考虑部分构件的弹性。然后 ， 应用以弹性多体动
力学为基础的仿真分析软件 Ａ Ａ Ｓ 进行了机构弹 ＤＭ，
性动力学分析 ， 并将分析结果与刚体动力学分析结 果进行 了对 比。最后 ， 通过 Ａ Ａ Ｓ与有 限元软件 ＤＭ Ａ ＳＳ Ｎ Ｙ 进行数据交换 ， 实现了轴对称矢量喷管机构
轴对称矢量喷管机构 比较复杂 ， 虑对所有 若考 构件的弹性进行动力学分析 ， 势必导致计算量很大。
特点。 Ｕ 在 Ｇ的实体模块中 ， 分别建立 Ａ 矢量作动 ９
环机构的各个构件 的几何模型 ； 然后 ， 根据机构 中
收稿 日 ： ｏ ０ — ８ 期 ２ ５— ３ ２ ０ 基 金项 目： 航空科学基金 （２ ５ ０ ５ ０ Ｃ １７ ）
轴对称矢量喷管执行机构协同控制方案设计
陈杰（ １ ９ ８ ５ ） ， 男， 在读硕士研究 生 ， 研 究方 向为航空发动机建模 与仿真技术 、 控 制律总体设计。 收稿 日期 ： ２ ０ １ ２ － ０ ２ — ０ ９
Ｖｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ｉ ｎ ｇ Ｅ ｘ ｈ ａ ｕ ｓ ｔ Ｎｏ ｚ ｚ ｌ ｅ
ＣＨＥ Ｎ Ｊ ｉ ｅ ， Ｚ ＨＯＵ Ｗｅ ｎ — ｘ ｉ ａ ｎ ｇ ｚ ， Ｚ ＨＯＵ Ｙ ｏ ｎ ｇ — ｑ ｕ ａ ｎ ， ＹＡ Ｎ Ｇ Ｚ ｈ ｅ ｎ ｇ — ｓ ｈ ａ ｎ’ （ １ ． ＡＶ Ｉ Ｃ Ａ ｖ ｉ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｍｏ ｔ ｏ ｒ Ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ Ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ Ｉ ｎ ｓ ｔ ｉ ｔ ｕ ｔ ｅ ， Ｗｕ ｘ ｉ Ｊ ｉ ａ ｎ ｇ ｓ ｕ ２ １ ４ ０ ６ ３ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ； ２ ． Ｃ ｏ Ｈ ｅ ｇ ｅ ｏ ｆ Ｅ ｎ ｅ ｒ ｇ ｙ ａ ｎ ｄ Ｐ ｏ ｗｅ ｒ Ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｉ ｒ ｎ ｇ ， Ｎａ ｎ ｊ ｉ ｎ ｇ Ｕｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｙ ｏ ｆ Ａ ｅ ｒ ｏ ｎ ａ ｕ ｔ ｉ ｃ ｓ ａ ｎ ｄ Ａ ｓ ｔ ｒ ｏ ｎ ａ ｕ ｔ ｉ ｃ ｓ ， Ｎａ ． ｊ ｉ ｎ ｇ ２ １ ０ ０ １ ６ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ）
图1020毅01s偏转斜坡跟踪仿真曲线图11偏转角阶跃给定aven偏转控制试验结果半物理试验矢量偏转偏转是阶路给定无协同9075604530150325238000006666675333334000002666671333330ts3357333333331533294332733l1deml1l2l2demvnaseltavnadeltail1il2bit半物理试验矢量偏转偏转是阶路给定l1l2l3协同控制9075604530150373138000006666675333334000002666671333330ts3891338593382733795337633bitl1deml2deml1l2il2il1vnaseltavnadelta类别稳态动态3个矢量作动筒性能特征稳态误差兹啄由0毅0毅到0毅10毅阶跃兹啄由0毅0毅到0毅5毅5s斜坡上升时间s调节时间s超调量最大跟踪误差全数字仿真00260371205半物理试验0503041510表1试验结果综合对比al1l2l3执行机构回路独立控制bl1l2l3执行机构回路协同控制下转第42页陈杰等
轴对称矢量喷管动力学仿真与分析
Ａ ｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ： Ｂ ａ ｓ ｅ ｄ ｏ ｎ ｒ ｅ ｓ ｅ ａ ｒ ｃ ｈ ｉ ｎ ｇ ａ ｎ ｄ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｚ ｉ ｎ ｇ ｔ ｈ ｅ ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅ ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｗ ｏ ｒ ｋ ｉ ｎ ｇ ｐ ｒ ｉ ｎ ｃ ｉ ｐ ｌ ｅ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ａ ｉ ｒ ｃ ｒ ｑ ｆ ｔ ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ａ ｘ ｉ ａ ｌ － ｓ ｙ ｍｍ ｅ ｔ ｒ ｙ ｖ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ｉ ｎ ｇ ｅ ｘ ｈ ａ ｕ ｓ ｔ ｎ ｏ ｚ ｚ ｌ ｅ ， ｔ ｈ ｅ ｓ ｏ ｌ ｉ ｄ ｍｏ ｄ ｅ ｆ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｓ ｏ ｌ ｉ ｄ ｒ ｏ ｃ ｋ ｅ ｔ ｎ ｏ ｚ ｚ ｌ ｅ ｈ ｓ ａ ｂ ｅ ｅ ｎ ｂ ｕ ｉ ｌ ｔ ｂ ｙ ｔ ｈ ｅ ｓ ｏ ｆ ｔ ｗ ａ ｒ ｅ Ｕ Ｇ ． Ｔ ｈ ｅ ｎ ｔ ｈ ｅ ｒ ｅ ｓ ｅ ｍ ｂ ｌ ｅ ｄ
Ｄｙ ｎ ａ ｍｉ ｃ Ｓｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｎ ｄ Ａｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ｏ ｆ Ａｘ ｉ ｓ ｙ ｍｍｅ ｔ ｒ ｉ ｃ Ｖｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ｉ ｎ ｇ Ｅ ｘ ｈ ａ ｕ ｓ ｔ Ｎｏ ｚ ｚ ｌ ｅ
Ｗ ＡＮＧ Ｘｉ ｎ． ＷＵ Ｊ ｉ ａ ｎ — ｘ ｉ ｎ （ Ｃ ｏ ｌ ｌ ｅ ｇ ｅ ｏ ｆ Ｍｅ ｃ ｈ ａ ｎ ｉ ｃ ａ ｌ Ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ ， Ｉ ｎ ｎ ｅ ｒ Ｍｏ ｎ ｇ ｏ ｌ ｉ ａ Ｕ ｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｙ ｏ ｆ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ ， Ｉ ｎ ｎ ｅ ｒ Ｍ ｏ ｎ ｇ ｏ ｌ ｉ ａ Ｈ ｏ ｈ ｈ ｏ ｔ ０ １ ０ ０ ５ １ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ）
摘
要： 在对飞机发动机轴对称 矢量喷管结构和工作原理进行研 究和分析之后 ， 利用 Ｕ Ｇ软件 实体模块建立 了固体 火箭
轴对称推力矢量喷管的静态内部性能分析
的条件下根据 一维管 流计 算给定 。
２ 性 能 参 数计 算
对 喷 管进 行 性 能 预测 时 采 用 的喷 管 实 例 是
作 者 简介 卢
燕 （ ９ ５ ） 女 ，博 士 ，西北 工 业大 学航 空动 力与热 力工 程系 ，主要 从事 推进 系统 的控 制与 仿 真 ，控 制系统 数学 模 型 的 １７ 一
处 理 不 仅 会 影 响 模 拟 的 精 度 ， 而 且 关 系 到 求 解 过
采 用 轴 对 称 结 构 来 驱 动 。 同 时 轴 对 称 推 力 矢 量 喷 管 的 一 个 最 重 要 的 优 点 在 于 把 它 安 装 在 目前 的 飞
机 上 只 需 要 进 行 很 小 的 改 装 。 这 从 工 程 观 点 来 看 尤 为 重 要 ，它 大大 地 增 加 了可 能 的用 户 数 量 。
关 键词
轴对 称 ；矢 量 喷管 ；有 限体 积 法 ；性 能参 数
新 一代 战 机 的 任 务 要 求 将 是 一 种 多 用 途 的运 输 工 具 ，能 够 进 行 超 音 速 巡 航 、短 距 离 起 飞 着 陆 和在 高 迎 角 下 的机 动 性 。 研 究 表 明 ，在 高 迎 角 下
方 案 允 许 采 用 同步 器 锁 止 环 和 作 动 筒 及 附 在 喷 管 喉部 的 万 向接 头 来 偏 转 扩 张调 节 片 。
这 种 类 型 的 喷 管 已 在 １９ ９ １年 由 Ｃ ｒｏ … 和 ａｓｎ １９ ９ ３年 由 Ｗｉｇ 进 行 了试 验 研 究 。 ｎ
收 稿 日期 ２ ０ ０ １—１ １—２ ８
得 到 ，对 称 面 上 的 值 满 足 对 称 性 条 件 。 同 时 ，矢
量 喷 管 内 流 场 的初 始 值 是 在 假 定 内流 为 等 熵 绝 热
轴对称推力矢量喷管调节环结构优化设计研究
性 、 捷 性 、 距 起 落 能 力 和 超 音 速 巡 航 等 性 能 得 到 了 敏 短 充 分 的 发 挥 和 提 高 。 实 现 推 力 矢 量 化 需 要 相 应 的 推 力 矢 量 装 置 ， 其 中 可 作 ３ ０ 转 动 的 轴 ｘ－ 矢 量 喷 管 ６。 － ，称 Ｊ
（ ｉ ｌ Ｓ ｍｍｅ ｒ ｃ ｏ ｉ ｇ Ｅ ｈ ｕ ｔ Ｎｏ ｚｅ Ａｘ ａ — ｙ ｔ ｃ Ｖｅ ｔ ｒ ｘ ａ ｓ ｚ ｌ 。ＡＶＥ ） ｉ ｎ Ｎ 代 表 了发 动机 排 气 系统设 计 与 研究 的发 展 方 向 。
轴对 称推 力矢量喷管调节环 结构 优化设计 研 究术
口 杨军刚 口 张卫红
７０ ７ １０ ２ 西北 工业 大 学 现 代 设 计 与 集 成 制 造 技 术 教 育 部 重 点 实 验 室 西 安
摘
要 ： 究结 构优 化 技 术在 航 空发 动机 轴 对 称 矢 量 喷 管 Ａ 研 ９调 节 环 结 构 设 计 中的 应 用 。 首 先 针 对 调 节 环 的 设 计 要
于 航 空 飞 行 器 的 关 键 结 构 件 的 轻 量 化 设 计 中 ， 比 如
Ａ９ 调 节 环 的 工 作 工 况 可 分 为 非 偏 转 工 况 和 偏 转 工 况 。
其 中 由 于 喷 口 Ａ９ 发 生 偏 转 时 各 个 拉 杆 作 用 在 Ａ９ 环
耳 片 上 的 载 荷 大 小 和 方 向 不 尽 相 同 ，因 此 偏 转 工 况 按
的～ 端 在实 际分 析 中可认 为 是均 布 简支 （ 许 转 动 ） 允 。
法 满 足 现 代 战 斗 机 对 重 量 精 益 求 精 的 苛 刻 要 求 ， 因 此 结 构 优 化 技 术 的 运 用 显 得 日益 重 要 。
（ ｉ ｌ Ｓ ｍｍｅ ｒ ｃ ｏ ｉ ｇ Ｅ ｈ ｕ ｔ Ｎｏ ｚｅ Ａｘ ａ — ｙ ｔ ｃ Ｖｅ ｔ ｒ ｘ ａ ｓ ｚ ｌ 。ＡＶＥ ） ｉ ｎ Ｎ 代 表 了发 动机 排 气 系统设 计 与 研究 的发 展 方 向 。
轴对 称推 力矢量喷管调节环 结构 优化设计 研 究术
口 杨军刚 口 张卫红
７０ ７ １０ ２ 西北 工业 大 学 现 代 设 计 与 集 成 制 造 技 术 教 育 部 重 点 实 验 室 西 安
摘
要 ： 究结 构优 化 技 术在 航 空发 动机 轴 对 称 矢 量 喷 管 Ａ 研 ９调 节 环 结 构 设 计 中的 应 用 。 首 先 针 对 调 节 环 的 设 计 要
于 航 空 飞 行 器 的 关 键 结 构 件 的 轻 量 化 设 计 中 ， 比 如
Ａ９ 调 节 环 的 工 作 工 况 可 分 为 非 偏 转 工 况 和 偏 转 工 况 。
其 中 由 于 喷 口 Ａ９ 发 生 偏 转 时 各 个 拉 杆 作 用 在 Ａ９ 环
耳 片 上 的 载 荷 大 小 和 方 向 不 尽 相 同 ，因 此 偏 转 工 况 按
的～ 端 在实 际分 析 中可认 为 是均 布 简支 （ 许 转 动 ） 允 。
法 满 足 现 代 战 斗 机 对 重 量 精 益 求 精 的 苛 刻 要 求 ， 因 此 结 构 优 化 技 术 的 运 用 显 得 日益 重 要 。
轴对称双喉道气动矢量喷管内特性数值模拟
轴对称双喉道气动矢量喷管内特性数值模拟卿太木;王恒;廖华琳【摘要】Numerical studies on the effect of geometrical parameters on internal performance of axisymmet-ric dual-throat fluidic thrust-vectoring nozzles were performed, and the optimized geometrical parameters of nozzle were obtained. The results indicated that vector performance was influenced by secondary inject angle, cavity divergence angle and cavity length, and thrust performance was greatly influenced by second-ary inject angle and cavity divergence angle. The optimized results indicated that vector angle could reach 15.5°, vector efficiency 5.70°/1%, and thrust ratio 0.92.%采用数值模拟方法，就轴对称双喉道气动矢量喷管主要几何参数对喷管内特性(气动矢量角、气动矢量效率、推力系数、流量系数)的影响进行了分析，并得到了一组内特性较优的喷管几何参数。
结果表明，次流注入角、空腔收敛角、空腔长度等几何因素对喷管矢量特性影响较大，次流注入角、空腔扩张角等对喷管推力特性有较大影响。
优选后的喷管矢量角可达15.5°，矢量效率达5.70°/1%，喷管推力系数为0.92。
矢量喷管技术简介
16
采用，有前翼
65.4
10.60
361
76.1
12.50
494
某飞机采用和不采用推力矢量技术时的起飞滑行距离
5
矢量喷管技术简介
引言
无推力矢量 状态 法向过载 1.21 1.49 2.52 角速度/(°)/s 1.14 2.08 4.44 有推力矢量 法向过载 1.49 1.84 3.13 角速度/(°)/s 2.71 3.59 6.32
高度0km, 高度0km, Ma=0.3 高度3km, 高度3km, Ma=0.4 高度5km, 高度5km, Ma=0.6
推力矢量对飞机爬升性能的影响
6
矢量喷管技术简介
矢量喷管的分类
矢量喷管的发展和分类
7
矢量喷管技术简介
矢量喷管的分类
一、收—扩喷管
从常规不加力涡喷发动机开始 就有固定收敛喷管，接着出现了 加力涡喷/涡扇发动机的收—扩喷 管，之后发展出全程可调收—扩 喷管。 60年代出现的“鹞”式飞 机的“飞马”发动机，喷管可转 向90°，用以产生垂直方向的推 力，做垂直起降战斗机的推进动 力。
12
矢量喷管技术简介
矢量喷管的发展和分类
四、球面收敛调节板推力矢 量喷管（SCFN）
普•惠公司发展了俯和反推 力多功能二元矢量球面收敛调节 板推力矢量喷管（如图3所示）， 现已完成初步研究和地面验证型 喷管的详细设计。 这种多功能矢量喷管除上述 优点外，还可以减小战斗机的尺 寸和重量，提高燃烧效率，从而 大大增加战斗机的作战有效性、 经济性和使用寿命。
其中，推力矢量控制和测试技术难度最大
15
矢量喷管技术简介
矢量喷管的发展趋势
二元几何可调的矢量喷管由于控制简 二元几何可调 单，并能产生反推力，对于双发飞机较合 适，是目前矢量推进技术的一个重要应用 方向。但二元喷管的重量相对较大，有待 进一步改进。 扩散段可调的轴对称矢量喷管，虽然 扩散段可调的轴对称 不能产生反推力，但由于其结构非常简单， 具有重量轻、成本低、继承性好等优点， 必将成为现役飞机改装和现阶段单发飞机 产生矢量推力的主要技术手段。 未来——射流控制的矢量喷管，号称 重量轻、费用低、飞机/推进系统一体化 性能好、隐身效果好等许多优点。
采用，有前翼
65.4
10.60
361
76.1
12.50
494
某飞机采用和不采用推力矢量技术时的起飞滑行距离
5
矢量喷管技术简介
引言
无推力矢量 状态 法向过载 1.21 1.49 2.52 角速度/(°)/s 1.14 2.08 4.44 有推力矢量 法向过载 1.49 1.84 3.13 角速度/(°)/s 2.71 3.59 6.32
高度0km, 高度0km, Ma=0.3 高度3km, 高度3km, Ma=0.4 高度5km, 高度5km, Ma=0.6
推力矢量对飞机爬升性能的影响
6
矢量喷管技术简介
矢量喷管的分类
矢量喷管的发展和分类
7
矢量喷管技术简介
矢量喷管的分类
一、收—扩喷管
从常规不加力涡喷发动机开始 就有固定收敛喷管，接着出现了 加力涡喷/涡扇发动机的收—扩喷 管，之后发展出全程可调收—扩 喷管。 60年代出现的“鹞”式飞 机的“飞马”发动机，喷管可转 向90°，用以产生垂直方向的推 力，做垂直起降战斗机的推进动 力。
12
矢量喷管技术简介
矢量喷管的发展和分类
四、球面收敛调节板推力矢 量喷管（SCFN）
普•惠公司发展了俯和反推 力多功能二元矢量球面收敛调节 板推力矢量喷管（如图3所示）， 现已完成初步研究和地面验证型 喷管的详细设计。 这种多功能矢量喷管除上述 优点外，还可以减小战斗机的尺 寸和重量，提高燃烧效率，从而 大大增加战斗机的作战有效性、 经济性和使用寿命。
其中，推力矢量控制和测试技术难度最大
15
矢量喷管技术简介
矢量喷管的发展趋势
二元几何可调的矢量喷管由于控制简 二元几何可调 单，并能产生反推力，对于双发飞机较合 适，是目前矢量推进技术的一个重要应用 方向。但二元喷管的重量相对较大，有待 进一步改进。 扩散段可调的轴对称矢量喷管，虽然 扩散段可调的轴对称 不能产生反推力，但由于其结构非常简单， 具有重量轻、成本低、继承性好等优点， 必将成为现役飞机改装和现阶段单发飞机 产生矢量推力的主要技术手段。 未来——射流控制的矢量喷管，号称 重量轻、费用低、飞机/推进系统一体化 性能好、隐身效果好等许多优点。
轴对称矢量喷管设计与试验技术研究
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航 空 发 动 机
２０ ０２年 第 １ 期
到模 型 、 从模 型 到 实 物 、 冷态 到 热 态 ， 阶段 分 解 从 分
工作 有 了 良好 的基础 。
关键技术 ， 逐个采取技术措施 ， 并根据需要采用计算 机仿 真或 试验 件试验 等方 法进 行验证 ， 同时 ， 究分 研
动机 理人 手 ， 从计 算 机 仿 真 到 模 型 ， 当模 型成 功 之
轴对称矢量喷管（ Ｖ Ｎ 是在常规机械式收扩 ＡＥ ） 喷管上发展 出来 的一种推力矢量喷管 ， 通过喷管扩 散段的偏转改变发动机排气方 向。就整个飞机推力 矢量技 术来讲 ，ＶＥ 具有 简单 、 质 、 风 险 的特 Ａ Ｎ 轻 低 点 ， 飞机 、 动机 主 机 的改 装要 求 小 ， 实施 推力 对 发 是
第一作者简介 ： 贾东兵 ， 高级工程师，９ ７ 出生 ９９年 ７月毕业于西北工业大学 １６ 年 １８ 从事加力燃烧室 可涮喷管 、 轴对 称矢量喷管和 Ｃ Ｄ Ａ 的开发研究工作 曾获得 ２ ０ 年团中央暨 中航一粲 田技术创新奖 、 ０ 年 国防科工委科学技术一 等奖 等， ０［ ２ １ ０
矢量 技术 的最 佳喷管 方案 。 ＡＶ Ｎ 技 术研 究 的 目标是 完 成 目标 平 台涡 扇 Ｅ
收稿 日期 ：０ ｌ ４ ０ ２ ０ —Ｏ 一ｌ
后， 立即决定在成件上改装成 Ｉ１ ： 的原理样机 ， 从而 攻克 了推力矢 量 喷管研 究 中的技术 关 键—— 运 动机
理。
由于 Ａ Ｅ 研究 的技术 难 度大 ， 内技术 储 备 Ｖ Ｎ 国 不足 ， 没有类似机械装置可供参考 ， 要想一次摸清其 需 要解 决 的关 键 技 术是 不 可能 的。针 对 这 种 情 况 ， 通过 自 力更生 、 循序渐进的研究途径 ， 从计算机仿真
轴对称矢量喷管机构优化设计
轴对称矢量喷管机构优化设计
李晓明;伏宇
【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》
【年(卷),期】2006(019)003
【摘要】本文介绍了矢量推力技术的发展、现状和目前工程应用的主要矢量喷管方案.针对某轴对称矢量喷管,开发了优化设计程序,给出了建立数学模型、选择优化设计目标函数的一般方法.
【总页数】5页(P1-5)
【作者】李晓明;伏宇
【作者单位】中国燃气涡轮研究院,四川,成都,610500;中国燃气涡轮研究院,四川,成都,610500
【正文语种】中文
【中图分类】V235.13+3
【相关文献】
1.轴对称矢量喷管运动机构多学科耦合仿真 [J], 张昊;王汉平;窦建中;
2.轴对称矢量喷管执行机构协同控制方案设计 [J], 陈杰;周文祥;周永权;杨征山
3.轴对称推力矢量喷管驱动机构的多目标优化设计研究 [J], 王贝;袁茹;王三民;黄鹏辉
4.轴对称推力矢量喷管调节环结构优化设计研究 [J], 杨军刚;张卫红
5.轴对称矢量喷管运动机构多学科耦合仿真 [J], 张昊;王汉平;窦建中
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矢量喷管技术简介
10
矢量喷管技术简介
矢量喷管的分类
它是在常规轴 对称收—扩喷管的 基础上改进的，其 优点是为飞机提供 俯仰/偏航能力。 这种喷管的扩张段 可以在周向360度 范围内偏转17~20 °，特别适用于现 有的战斗机改装。
11
矢量喷管技术简介
矢量喷管的分类
三、燃气舵—燃气流在外部转向形式
将一个或多个偏转舵面置入飞机尾部喷管外部的燃气流中， 从而产生俯仰/偏航和横滚矢量推力。仅在美国F/A—18大迎角 研究机（HARV）和美、德联合研究机X—31上研究机动性能， 由于控制等问题短期难以解决，未投入使用。
3
矢量喷管技术简介
引言
4
矢量喷管技术简介
引言
抬前轮 推力矢量情况 速度/ （m/s) 时间/s 距离 /m 752 速度/ （m/s) 93.7 起飞离地 时间/s 距离/m
不 采 用 ， 无 前 88.5 翼 采用，无前翼 65.4
15.65
16.85
861
10.60
361
76.1
12.80
516
其中，推力矢量控制和测试技术难度最大
15
矢量喷管技术简介
矢量喷管的发展趋势
二元几何可调的矢量喷管由于控制简 二元几何可调 单，并能产生反推力，对于双发飞机较合 适，是目前矢量推进技术的一个重要应用 方向。但二元喷管的重量相对较大，有待 进一步改进。 扩散段可调的轴对称矢量喷管，虽然 扩散段可调的轴对称 不能产生反推力，但由于其结构非常简单， 具有重量轻、成本低、继承性好等优点， 必将成为现役飞机改装和现阶段单发飞机 产生矢量推力的主要技术手段。 未来——射流控制的矢量喷管，号称 重量轻、费用低、飞机/推进系统一体化 性能好、隐身效果好等许多优点。
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第 ｌ ９卷 第 ３期
２ｏ ０ ６年 ８ 月
燃气 满轮 试验 与研 究
Ｇａ ｕ ｂ ｎ ｘ ｅ ｉ ｎ ｎ ｓ ａ ｃ ｓＴ ｒ ｉ ｅ Ｅ ｐ ｒ ｍｅ ｔ ｄ Ｒｅ ｅ ｒ ｈ ａ
Ｖ １１ ． ． ｏ ．９ Ｎｏ３
Ａｕ ． ０ ６ ｇ， ０ ２
舵 面产 生 的外 部力 。 减少 飞机 的气动控 制面 ， 能使 还
飞机 具有超 敏捷 性（ 失速机 动和 过失速 操 纵能 力） 过 、 短距 起 降和 隐身能 力 。 因此 ， 量推进 已成为 未来 战 矢
点是在基 本保 留轴 对称 收扩 喷管结 构 的基础上 增加
一
套偏 转 机 构 。 使扩 张 段鱼 鳞 片可在 周 向 ３ ０ 范 围 ６。
关 键 词 ： 对 称 矢量 喷 管 ； 量 推 力 ； 构 ； 化 轴 矢 机 优 中图 分 类 号 ： ２ ５１＋ Ｖ ３． ３ ３ 文 献 标识 码 ： Ａ 文 章 编 号 ：６ ２ ２ ２ （０ ６ ３ ０ ０ － ５ １７－ ６ ０ ２ ０ ）０ － ０ １０
Ｏｐ ｉ ｕ Ｄｅ ｉ ｎ ｏ ｔ ｍ ｍ ｓｇ ｆＡＶＥＮ ｅ ｈ ｎ ｓ Ｍ ｃ ａ ｉｍ
矢量 推 进最 早是 为满足 无 舵 飞行器 （ 箭 、 空 火 太
斗机 的基本 要求 ， 发达 国家竞相 研究和 发展 。 各 美 国从 ２ ０世 纪 ７ ０年 代起开始 研究用 于 空中优 势战 斗机 的具有 俯 仰偏 转 能力 的二元 矢 量 喷管 ， 通 过 Ｘ３ 一 １和 Ｆ １ ＳＭＴ 一 ５ ／ Ｄ验 证机 所 进 行 的试验 ， 实 证
飞 行 器 等） 的操 纵 要 求 （ 态 控 制） 发展 的 一种 技 姿 而 术。 它不 仅 能够为 飞行器 提供 向前 的推力 ， 而且 还 能 够在 飞行 器 俯仰 、 航或 横滚 时提供 推 力。 见 的矢 偏 常 量 推力 装 置 有燃 气舵 、 动 喷管 、 面 开 孔 喷 管等 ， 摆 侧 燃 气舵 因工 作条 件恶劣 ， 寿命 短 ， 多用 于一 次性 使用 的飞行 器或试 验机 。而 用于 飞机 的矢量 推进 装 置主
ａ ａｙｉ ｐｏｒｍｓ ｅｅｄ ｖｌｐ ｄ ｍ ｔｏ ｓ ｏｓｔ ｐｍａ ｅ ａｉ ｏ ｅｓ ｎ ｐｉ ｚ ｇｏｊｃｉ ｅｅ ｎ ｌｓ ｒｇａ ｒ ｅｅ ｅ ， ｅ ｄ ｅ ｕ ｔ ｍ ｔ ａ ｍ ｄ ｌ ａ ｄｏ ｔ ｉ ｂｅｔ ｅｗ ｒ ｓ ｗ ｏ ｈ ｔ ｈ ｃ ｌ ｍｉ ｎ ｖ
内偏转 约 ２ ｏ ０ 相 对 于二 元矢量 喷管 。 对称 矢量 喷 轴 管增 重 较 少 ， 既适 合 现 役 飞 机ｆ 别 是 单发 飞机 ） 特 的
ＬＩＸｉｏ ｍｉ ｇ，Ｆ ＹＵ ａ— ｎ Ｕ
（ｈｎ ａ ｕｂｎ ｓ ｂｉ ｍ ｎ， ｈ ｎ ｄ ５ ０ Ｃ ｉａ Ｃ ｉａＧ ｓ ｒｉｅＥ ｔ ｌ ｈ ｅ ｔＣ ｅ ｇ ｕ６ ０ ， ｈｎ ） Ｔ ａ ｓ １ ０
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落滑跑 距离 。根据 Ｘ ３ 一 １验证机 与 Ｆ １ － ８战斗机进行 的模拟 空战结 果 ，使用 矢量推 力后 ， 一 １ 证机 的 Ｘ３验 空战损失 比可 成倍 降低 。 当前 ， 国空军 已在其 Ｆ ２ 美 一２ 战斗机 上装备 了改进后 的二元矢量 喷管（ 见图 １。 ） 为 弥 补 二 元 矢 量 喷管 不 能提 供 偏 航 推 力 的不
ｄ ｄ ｃ ｄ ｉ ｅｐ ｐ ｒ ｅ ｕ ｅ ｎ ｔ ａ ｅ ． ｈ Ｋｅ ｒ ｓ ＡＶＥＮ； ｒ ｓ ｖ ｃ ｏ ； ｃｉ ｎ ｍｅ ｈ ｎ ｓ ； ｐ ｉ ｚ ｔ ｎ ｙ ｗｏ ｄ ： ｔ ｕ ｔ ｅ ｔｒ ａ ｔ ｃ ａ ｉ ｏ ｔ ｈ ｏ ｍ ｍｉａｉ ｏ
１ 引 言
要 是 以摆动 喷管 为基础 发展 的矢 量喷 管 。 英 国 Ｒ・ 公 司在 ２ Ｒ ０世 纪 ６ ０：①改善在大 迎角和低速飞行下的机动性和操纵性 ； ②双发飞机
尾部匹配 良好 ， 阻力小； ③可大角度俯冲 ， 提高武器 投射精度 ； ④红外和雷达信号特征小 ； ⑤大幅缩短起
摘
要 ： 文 介 绍 了矢 量推 力 技 术 的 发展 、 状 和 目前 工 程 应用 的主 要 矢 量 喷 管方 案 。 对 某轴 对 称 矢 量 喷 管 ， 发 了 本 现 针 开
优 化 设 讣 程 序 ， 出了 建 立 数学 模 型 、 择 优 化 设计 目标 函 数 的 一般 方 法 。 给 选
足 ． 国随后 进行 了轴 对称 矢量喷 管研 究。 美 其主 要特
带 推 力转 向喷 管 的“ 飞马 ” 发动 机 。 使装 备 该 发动 机 的“ 式战 斗 机 具备 垂直 起 降和 超 常 规飞 行 能 力 ． 鹞” 显示 出矢量 推进 在 军用飞 机上 的 巨大 应用 价值 。研
究表 明 。矢量 推力 技术用 于军 用飞 机不仅 可取 代 由
第 ｌ ９卷 第 ３期
２ｏ ０ ６年 ８ 月
燃气 满轮 试验 与研 究
Ｇａ ｕ ｂ ｎ ｘ ｅ ｉ ｎ ｎ ｓ ａ ｃ ｓＴ ｒ ｉ ｅ Ｅ ｐ ｒ ｍｅ ｔ ｄ Ｒｅ ｅ ｒ ｈ ａ
Ｖ １１ ． ． ｏ ．９ Ｎｏ３
Ａｕ ． ０ ６ ｇ， ０ ２
舵 面产 生 的外 部力 。 减少 飞机 的气动控 制面 ， 能使 还
飞机 具有超 敏捷 性（ 失速机 动和 过失速 操 纵能 力） 过 、 短距 起 降和 隐身能 力 。 因此 ， 量推进 已成为 未来 战 矢
点是在基 本保 留轴 对称 收扩 喷管结 构 的基础上 增加
一
套偏 转 机 构 。 使扩 张 段鱼 鳞 片可在 周 向 ３ ０ 范 围 ６。
关 键 词 ： 对 称 矢量 喷 管 ； 量 推 力 ； 构 ； 化 轴 矢 机 优 中图 分 类 号 ： ２ ５１＋ Ｖ ３． ３ ３ 文 献 标识 码 ： Ａ 文 章 编 号 ：６ ２ ２ ２ （０ ６ ３ ０ ０ － ５ １７－ ６ ０ ２ ０ ）０ － ０ １０
Ｏｐ ｉ ｕ Ｄｅ ｉ ｎ ｏ ｔ ｍ ｍ ｓｇ ｆＡＶＥＮ ｅ ｈ ｎ ｓ Ｍ ｃ ａ ｉｍ
矢量 推 进最 早是 为满足 无 舵 飞行器 （ 箭 、 空 火 太
斗机 的基本 要求 ， 发达 国家竞相 研究和 发展 。 各 美 国从 ２ ０世 纪 ７ ０年 代起开始 研究用 于 空中优 势战 斗机 的具有 俯 仰偏 转 能力 的二元 矢 量 喷管 ， 通 过 Ｘ３ 一 １和 Ｆ １ ＳＭＴ 一 ５ ／ Ｄ验 证机 所 进 行 的试验 ， 实 证
飞 行 器 等） 的操 纵 要 求 （ 态 控 制） 发展 的 一种 技 姿 而 术。 它不 仅 能够为 飞行器 提供 向前 的推力 ， 而且 还 能 够在 飞行 器 俯仰 、 航或 横滚 时提供 推 力。 见 的矢 偏 常 量 推力 装 置 有燃 气舵 、 动 喷管 、 面 开 孔 喷 管等 ， 摆 侧 燃 气舵 因工 作条 件恶劣 ， 寿命 短 ， 多用 于一 次性 使用 的飞行 器或试 验机 。而 用于 飞机 的矢量 推进 装 置主
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落滑跑 距离 。根据 Ｘ ３ 一 １验证机 与 Ｆ １ － ８战斗机进行 的模拟 空战结 果 ，使用 矢量推 力后 ， 一 １ 证机 的 Ｘ３验 空战损失 比可 成倍 降低 。 当前 ， 国空军 已在其 Ｆ ２ 美 一２ 战斗机 上装备 了改进后 的二元矢量 喷管（ 见图 １。 ） 为 弥 补 二 元 矢 量 喷管 不 能提 供 偏 航 推 力 的不
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１ 引 言
要 是 以摆动 喷管 为基础 发展 的矢 量喷 管 。 英 国 Ｒ・ 公 司在 ２ Ｒ ０世 纪 ６ ０：①改善在大 迎角和低速飞行下的机动性和操纵性 ； ②双发飞机
尾部匹配 良好 ， 阻力小； ③可大角度俯冲 ， 提高武器 投射精度 ； ④红外和雷达信号特征小 ； ⑤大幅缩短起
摘
要 ： 文 介 绍 了矢 量推 力 技 术 的 发展 、 状 和 目前 工 程 应用 的主 要 矢 量 喷 管方 案 。 对 某轴 对 称 矢 量 喷 管 ， 发 了 本 现 针 开
优 化 设 讣 程 序 ， 出了 建 立 数学 模 型 、 择 优 化 设计 目标 函 数 的 一般 方 法 。 给 选
足 ． 国随后 进行 了轴 对称 矢量喷 管研 究。 美 其主 要特
带 推 力转 向喷 管 的“ 飞马 ” 发动 机 。 使装 备 该 发动 机 的“ 式战 斗 机 具备 垂直 起 降和 超 常 规飞 行 能 力 ． 鹞” 显示 出矢量 推进 在 军用飞 机上 的 巨大 应用 价值 。研
究表 明 。矢量 推力 技术用 于军 用飞 机不仅 可取 代 由