矢量推力喷管技术的发展研究

基于机电伺服技术的固体火箭发动机球窝喷管限位技术研究作者：史晨虹陈晨徐志书杨金鹏潘龙来源：《机电信息》2020年第03期摘要：對采用机电伺服技术作为执行机构的固体火箭发动机球窝喷管的控制特性进行了研究，针对球窝喷管的技术特点，分析了球窝喷管的不同限位措施及其对系统整体特性的影响。

关键词：球窝喷管;机电伺服;推力矢量控制;限位0 引言球窝喷管作为当前应用广泛的先进矢量喷管之一（注：其他典型矢量控制技术包括柔性喷管及珠承喷管等），具有重量轻、结构简单、寿命长、可检测，环境适应性强（贮存、运输、冲击、振动、宽温度条件使用），轴向位移、摆心偏移小，利于精确控制，可逐台进行冷态高压性能检测，易于实现实物冷态仿真等优点[1]。

由于球窝喷管自身不具备零位附近锁定限位的能力，因此必须在系统设计中采取相应的措施，以实现喷管在运输等环节的零位附近锁定限位，避免发生喷管活动体因受重力影响，扩张段自然下垂造成的结构碰撞。

本文综合研究了采用机电伺服系统作为推力矢量控制执行机构的球窝喷管的不同零位限位措施的技术特点，分析了采用不同限位措施对系统整体特性的影响。

1 系统组成固体运载火箭推力矢量控制通常采用单喷管设计方案实现火箭的俯仰、偏航姿态控制，辅以栅格舵、全动舵或其他控制装置实现火箭的滚转姿态控制。

随着控制技术的不断进步，系统产品逐渐向紧凑型、集成化方向发展，基于机电伺服技术的球窝喷管推力矢量控制系统包括一套固体火箭发动机球窝喷管、两台机电作动器、一台伺服控制驱动器、一台伺服动力电源和一套伺服电缆网。

系统连接关系如图1所示。

2 球窝喷管的技术特点2.1 球窝喷管的结构组成与力矩特性球窝喷管是一种机械式全轴摆动的固体发动机喷管，包含固定体、活动体和球窝接头三个主要部分。

固定体采用金属法兰盘与发动机后封头相连接;活动体以互成90°的两个下支耳与伺服作动器相连接，在伺服作动器的作用下，依靠球窝接头阴、阳球面之间的滑动摩擦实现全轴摆动。

流体推力矢量技术研究综述肖中云;江雄;牟斌;陈作斌【期刊名称】《实验流体力学》【年(卷),期】2017(031)004【摘要】流体推力矢量技术不采用机械偏转,以流动控制方式实现推力转向,有望成为一种更加高效的推力矢量控制方法.目前实现流体推力矢量的主要方法有激波矢量法、双喉道方法、逆流控制方法和同向流方法等,对以上方法选择具有共性的计算与试验数据,对喷管的推力矢量效率、推力损失和流量系数进行了对比分析.结果表明激波矢量方法、双喉道方法和逆流方法能够在大落压比范围内(NPR=1.89~10)实现推力矢量控制,并且具有俯仰/偏航耦合甚至多轴控制的潜力.相比激波矢量法和逆流方法,双喉道和同向流方法在减少推力损失和提高矢量效率上占有优势,不足之处是双喉道方法对喉道进行控制限制了流量系数,而同向流方法的适用落压比范围受到严重限制.为寻求更加高效的矢量喷管技术,国内外相继发展了多种新概念流体推力矢量方法,对每种方法的控制原理、潜在优势和存在的问题挑战进行了探讨,新方法着眼于从喷流出口下游进行控制,对主流的干扰很小,值得深入研究,同时也为流体推力矢量的下一步研究方向提供了借鉴参考.【总页数】8页(P8-15)【作者】肖中云;江雄;牟斌;陈作斌【作者单位】中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所, 四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所, 四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所, 四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所, 四川绵阳 621000【正文语种】中文【中图分类】V211.3【相关文献】1.流体二次喷射推力矢量控制技术研究进展 [J], 赵康;张飞;吕江彦;刘元敏;汪海滨;李耿2.一种有前途的推力矢量技术——流体推力矢量控制喷管 [J], 靳宝林;郑永成3.水下海豚式打水技术的运动学与流体动力学研究综述 [J], 杨同新4.流体推力矢量技术验证机研制及飞行试验研究 [J], 曹永飞; 顾蕴松; 韩杰星5.流体推力矢量技术的应用验证研究进展 [J], 瞿丽霞; 李岩; 白香君因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

航空发动机尾喷管中文名称：尾喷管英文名称：nozzle相关技术：传统的收敛/扩张喷管；新型矢量喷管；操纵机构设计分类：发动机；尾喷管；定义与概念：尾喷管又称排气喷管、喷管或推力喷管。

它是喷气发动机中使高压燃气（或空气）膨胀加速并以高速排出发动机的部件。

国外概况：为了获得大的推力，排气必须具有很高的动能，这意味着具有很高的排气速度。

喷管前后的落压比控制膨胀过程。

当出口压力等于外界压力时，对于给定的发动机来说，就获得了最大得的推力。

尾喷管的功能可以概括如下：·以最下小的总压损失把气流加速到很高的速度；·使出口压力尽可能接近外界大气压力；·允许加力燃烧室工作不影响主发动机工作，这就需要采用可调面积喷管；·如果需要，可使涡扇发动机的核心气流与外涵气流混合；·如果需要，可使推力反向和/或转向；·如果需要，可抑制喷气噪声和红外辐射。

各种不同类型的尾喷管归结为两大类：一类为固定喷管，包括简单收敛喷管和高涵道比分开排气喷管；另一类为可调面积喷管，包括引射喷管、收敛-扩张喷管、塞式喷管以及各种不同类型的非轴对称喷管。

尾喷管类型的选择主要是根据发动机、飞机和任务的综合要求以及适当的权衡分析决定。

对尾喷管的研究主要集中在喷管的内特性和气动载荷两方面。

在喷管的内特性方面所考虑的是喷管的推力系数和流量系数随喷管的流动损失、漏气量、冷却空气损失和气流分离损失的变化，供发动机性能计算用。

在气动载荷研究方面，要估算作用在主喷管、副喷管调节和外鱼鳞片上的气动载荷，用于零件结构强度设计和作动系统设计。

在喷气发动机发展的初期，飞机大多是亚音速或低超音速的，此时一般采用固定的简单收敛喷管。

70年代，高涵道比涡扇发动机采用了分开排气喷管。

在早期的超音超音速飞机的涡喷发动机上采用引射喷管,允许不同流量的外部空气进入喷管,用以冷却,又使进气道与发动机流量匹配更好,底部阻力减小.随着飞行速度的提高，涡扇发动机装备了加力燃烧室，喷管落压比增大，研制出喉部和出口面积都可调的收敛-扩张喷管。

AL-41F动力来源为留里卡土星公司的AL-41F发动机，该发动机研发多年，因涡轮前温度相当高，比AL-31多出约摄氏250度，而一直存在瓶颈，近年技术上有所突破，1997年27具此型发动机进行了地面试验，后来还先后在Tu-16、MiG-25的一侧进行飞行试验，2000年1月装在MiG-1.44上试飞。

最大净推力略大于12000kg，最大后然推力20000kg(196knt)，推重比11.1，不论推力或推重比均高于较早来的F-22使用的F-119，这将是同代战机动力最大的发动机，一如AL-31系列的地位。

但S-37一开始使用的是MiG-31所用的D-30-F6,最大后燃推力150knt,最大静推力94knt，是当时俄国推力最大的动机，也是体积嘴大的战机用发动机。

目前看到的S-37飞行性能，如1.2马赫巡航、略大于2马赫极速应该是用D-30-F6的数据。

AL-41F将有轴对称向量喷嘴及扁平向量喷嘴供选择。

具备三维转向能力，其喷嘴可上下偏转15度，左右偏转8度。

关于会不会影响向量喷嘴的问题，我们可以自己来观察一下，她的尾杆作成一长一短，如果将来她的向量喷嘴是像AL-31FP的模式的话，那么应该会装在我们现在看到的喷嘴外侧，这样一来，短的尾刺影响就较小了。

AL-37FU，制式化型号即AL-31FP。

4级低压9级高压压气机，涡轮进口温度1938K，最大军用推力83.4knt(8500kg)，最大后燃推力143.2knt(14500kg)，推重比8.7，重量约1666kg。

AL-31FP还附加向量推力喷嘴，能上下偏转15度，偏转速率为每秒30度。

其喷嘴之外型与基本型没有太大的区别，都是圆筒状的敛散喷嘴。

AL-31FP之向量推力控制与飞控系统整合在一起，飞控系统可以根据飞行条件自动控制喷嘴方向。

除了自动控制，飞行员也可以用手动控制之，在飞行员左手边有个按键控制版，可以用按键的方式控制向量推力，这种控制方式在美国F-22上也有用到。

基于三环驱动的轴对称矢量喷管运动学与力学分析李维维;赵志刚;刘洋;石广田【摘要】基于三环驱动的轴对称矢量喷管,其喉道面积影响飞机发动机性能,所以准确调节其面积显得尤为重要.因此,为达到更好的膨胀比和准确调整其喉道面积,就此轴对称矢量喷管进行运动学分析,建立运动学模型,将分析计算结果与实际运动进行比较,得到较高的吻合度,反映了此运动学分析的正确性.轴对称矢量喷管在发动机推力作用下做变载荷运动,所以必须对轴对称矢量喷管进行力学分析,力学分析对轴对称矢量喷管的结构设计与强度校核有一定的指导作用.【期刊名称】《机械研究与应用》【年(卷),期】2018(031)002【总页数】4页(P43-45,48)【关键词】三环驱动;轴对称矢量喷管;运动学分析;力学分析【作者】李维维;赵志刚;刘洋;石广田【作者单位】兰州交通大学机电工程学院,甘肃兰州 730070;兰州交通大学机电工程学院,甘肃兰州 730070;兰州交通大学机电工程学院,甘肃兰州 730070;兰州交通大学机电工程学院,甘肃兰州 730070【正文语种】中文【中图分类】V190 引言推力矢量控制技术[1]是为了提高战斗机的机动性和敏捷性，有利于超声速巡航，至关紧要的就是发动机的排气系统设计[2]。

在多种矢量喷管方案中，轴对称矢量喷管(axial-symmetric vectoring exhaust nozzle，AVEN)由于具备了结构简单、重量轻、能实现360°全方位连续偏转等优点，自20世纪90年代以来得到了长足的发展[3]。

文献[4]研究了三维外形对喉道流体注入和推力矢量控制的影响；文献[5]通过实验和数值分析建立了小型发动机的热力学模型；文献[6]研究了喷管尺寸对火箭发射火焰长度的影响；文献[7]提出了双喉道射流推力矢量的概念。

国内也对矢量喷管进行了研究，文献[8]利用数值模拟方法，研究了喷管喉道注气对喷管流动的影响；文献[9]研究了轴对称矢量喷管在温度场和气动载荷联合作用下，出口面积和偏转角度误差的补偿问题；文献[10]研究了AVEN 装置驱动机构和扩张调节片导引机构的构型分岔特性；文献[11]研究了输入误差、构件加工误差、运动副间隙对机构输出的影响；文献[12]建立了AVEN 驱动机构主要参数的多目标优化数学模型；文献[13]对A8和A9分别驱动和耦合驱动的以凸轮副机构调节喉道面积的轴对称矢量喷管进行运动学分析与建模；文献[14]类似于文献[13]，对于凸轮副机构的轴对称矢量喷管进行A8环的运动学求解；文献[15]在UG中建立三维模型，然后在ADAMS中添加约束和载荷，分析喷管零部件的运动及受力情况。