基于非轴对称拉瓦尔喷管的双轴承旋转矢量喷管及其设计方法

本发明涉及基于非轴对称拉瓦尔喷管的双轴承旋转矢量喷管及其设计方法，属于航空发动机推力矢量喷管。

背景技术：

1、在当今军事技术的高速发展中，提高高性能战机的机动性、敏捷性、隐身性和短距/垂直起降能力成为各国军事研究的焦点。短距起降飞行器(stol)在极短的距离内起飞和降落，在军事和民用领域都具有广泛的应用场景。在军事方面，短距起降飞行器可以用于快速部署和撤离，执行特种任务以及在狭窄的空间中操作，使其成为军事战略和战术上的重要资产。而在民用领域，短距起降飞行器可以用于连接偏远地区或地形复杂的地区，支持医疗救援、人员运输和物资投送等任务，提供了可靠的解决方案。

2、推力矢量喷管是短距起降飞行器实现短距起降的关键技术之一，它可在飞行器起飞与降落过程中调整推力矢量的方向，有助于飞行器在极短的距离内实现起飞和降落。如f35b作为一款能实现短距/垂直起降的飞行器，使用了三轴承旋转矢量喷管，它的喷管可以通过调整喷口的方向来改变推力矢量，实现短距/垂直起降。然而，三轴承旋转矢量喷管存在着结构复杂、重量大、响应慢等问题，成为其进一步发展的制约因素，无法满足对高性能战机的不断增长的需求，使得三轴承推力矢量喷管技术逐渐被淘汰。因此，科研人员急需合理、简单而高效的设计方法，以优化推力矢量喷管的性能，使其更符合未来战机的要求。

技术实现思路

1、为解决上述技术背景中存在的问题，本发明提供了基于非轴对称拉瓦尔喷管的双轴承旋转矢量喷管结构及其设计方法，该喷管简化了三轴承机械旋转喷管的作动结构，使用两个轴承即可完成该喷管的矢量偏转，使其能够更高效、轻便地实现短距起降功能。此外，通过将喷管截面改为椭圆形，使得喷管轴承的旋转可以在扩张筒体中进行。两个轴承分别布置在等直段和扩张段，通过采用双轴承结构与拉瓦尔喷管的结合的方式，飞行器可在平飞状态下获得更大的推力。

2、本发明的技术方法是：基于非轴对称拉瓦尔喷管的双轴承旋转矢量喷管，包括：喷管等直段筒体a，第一旋转段筒体b，第二旋转段筒体c以及设于喷管等直段筒体a、第一旋转段筒体b之间的第一轴承d和设于第一旋转段筒体b、第二旋转段筒体c之间的第二轴承e，通过第一旋转段筒体b，第二旋转段筒体c的旋转实现喷管出口方向的偏转。

3、优选的，所述的喷管等直段筒体a前端连接发动机的涡轮出口或发动机的燃烧室出口，其后端与第一轴承d相连，所述的喷管等直段筒体a的沿程截面为面积相等的圆形截面。

4、优选的，所述的第一旋转段筒体b相对所述的喷管等直段筒体a绕着第一轴承d转动，所述的第一旋转段筒体b包括收缩段和前半段扩张段：收缩段的内型面为圆转椭圆型面，收缩段的入口截面和所述的喷管等直段筒体a的沿程截面相同，收缩段的出口即喷管的喉道，收缩段的出口截面为长短轴之比t＝a/b的椭圆，其中a为椭圆的长轴，b为椭圆的短轴；所述收缩段的流道截面在圆形截面和椭圆截面之间顺滑过渡。

5、优选的，所述的第二旋转段筒体c的内型面为后半段被斜切的椭圆锥或台面，其流道截面形状为长短轴之比t＝a/b的椭圆；所述的第二旋转段筒体c相对于所述的第一旋转段筒体b绕着第二轴承e旋转，所述第二轴承e所在截面与所述的喷管等直段筒体a的轴线的夹角为α，且α的取值范围为15°≤α≤45°。

6、优选的，当喷管处于平飞模态时，喷管等直段筒体a，第一旋转段筒体b，第二旋转段筒体c三者的轴线共线，第一旋转段筒体b的后端与第二旋转段筒体c的前端之间的交接平面法线位于水平面内。

7、优选的，当喷管处于矢量偏转模态时，在旋转驱动机构的作动下，第一旋转段筒体b相对于喷管等直段筒体a绕着第一轴承d旋转，第二旋转段筒体c对于第一旋转段筒体b绕着第二轴承e的轴线偏转；旋转过程中，喷管的矢量偏转角度β由0逐渐增大至最大。

8、优选的，在模态切换过程中，第一旋转段筒体b相对喷管等直段筒体a旋转、第二旋转段筒体c相对第一旋转段筒体b旋转且第一旋转段筒体b相对喷管等直段筒体a的转向与第二旋转段筒体c相对第一旋转段筒体b的转向相反；模态切换过程指喷管平飞模态向矢量偏转模态转换或矢量偏转模态向平飞模态转换的过程。

9、优选的，在模态切换过程中，第一旋转段筒体b相对喷管等直段筒体a旋转的角速度是第二旋转段筒体c相对第一旋转段筒体b旋转角速度的二分之一，以实现喷管等直段筒体a，第一旋转段筒体b，第二旋转段筒体c均在竖直平面内运动。

10、基于非轴对称拉瓦尔喷管的双轴承旋转矢量喷管的设计方法，其特征在于，具体设计步骤包括：

11、步骤s1、根据发动机总体需求确定喷管的喉道面积ath、喷管的出口面积ae、喷管的整体扩张段长度l以及所需的矢量偏转角度β；

12、步骤s2、根据矢量偏转角度β获取第二轴承e的安装角度，即夹角α；

13、步骤s3、求解整体扩张段的椭圆截面的长短轴比t；

14、步骤s4、根据喷管喉道面积ath、出口面积ae以及椭圆截面的长短轴之比t计算喉道截面和喷管出口截面的长、短轴长度，进而获取喷管截面形状；

15、步骤s5、进行喷管等直段筒体a，第一旋转段筒体b，第二旋转段筒体c型面的设计，第一旋转段筒体b的收缩段为圆转椭圆型面，其入口和喷管等直段筒体a出口平滑连接，收缩段出口与前半段扩张段平滑连接。

16、优选的，基于非轴对称拉瓦尔喷管的双轴承旋转矢量喷管的设计方法，其特征在于，步骤s2中，第二轴承e的安装角度α与喷管的矢量偏转角度β存在如下关系：α＝90°-β/2；

17、步骤s3中，第二轴承e的安装角度α与椭圆锥参数间存在如下关系：

18、

19、其中，ae为喷管出口截面椭圆长轴长度，be为喷管出口截面椭圆短轴长度，c根据整体扩张段长度l以及整体扩张段扩张比n获得：扩张比n为喷管出口面积与喉道面积的比值

20、步骤s4中，喷管喉道椭圆截面和喷管出口椭圆截面的长短轴的计算方法如下：其中ath，bth分别为喷管喉道椭圆截面的半长轴、半短轴，ae，be分别为喷管出口椭圆截面半长轴、半短轴。

21、有益效果：

22、本发明提出了基于非轴对称拉瓦尔喷管的双轴承旋转矢量喷管及其设计方法。该设计方法不仅简化了喷管的结构，降低了重量，同时通过双轴承系统提高了偏转响应速度。相较于传统技术，本发明的优势主要体现在以下几个方面：

23、首先，本发明采用拉瓦尔喷管设计，相比于传统的收缩出口的旋转矢量喷管，有望提高喷管在设计状态下的推力，使飞行器拥有更高的机动性。其次，矢量偏转机构采用双轴承系统，通过减少轴承和作动机构数量，减少了整个偏转系统的重量，提高了稳定性，这有助于提高整个发动机的可靠性和寿命。最后，本发明的优势还体现在提供了一套简洁、合理的设计方法，能根据需求进行双轴承旋转矢量喷管的设计和计算，提高了方案实现的可行性。

24、本发明克服了部分传统推力矢量技术弊端，在喷管结构和设计方法上都具有显著的创新性。通过提供更为高效和可行的推力矢量技术，有望为未来高性能战机的发展提供有力的支持。