本申請涉及矢量推力，具體涉及一種大范圍變面積比矢量排氣裝置及其排氣方法。

背景技術(shù)：

1、垂直起降技術(shù)顯著降低了飛行器對起降跑道的依賴性，甚至能實(shí)現(xiàn)完全擺脫，從而大幅減少了起降區(qū)域的基礎(chǔ)設(shè)施需求。因此，垂直起降飛行器相較于傳統(tǒng)固定翼飛行器，展現(xiàn)出更為卓越的環(huán)境適應(yīng)能力，尤其在起降空間有限或地形復(fù)雜的區(qū)域(如偏遠(yuǎn)山區(qū)、城市中心、地震災(zāi)區(qū))具有廣泛的應(yīng)用潛力。隨著全球垂直起降飛行器技術(shù)的不斷創(chuàng)新，目前主流的技術(shù)路徑主要包括以下四種：

2、1)多旋翼飛行器：依靠多個(gè)水平安裝的旋翼提供升力和推力，通過調(diào)節(jié)各旋翼轉(zhuǎn)速實(shí)現(xiàn)姿態(tài)與方向控制。例如，大疆的t1?00農(nóng)業(yè)無人機(jī)、億航公司的eh216載人evtol即為此類典型代表。

3、2)復(fù)合式直升機(jī)：在垂直起降時(shí)依靠頂部旋翼產(chǎn)生升力，類似傳統(tǒng)直升機(jī)；而在水平飛行狀態(tài)下，則利用機(jī)身兩側(cè)或尾部安裝的水平發(fā)動(dòng)機(jī)提供推力。美國西科斯基公司的x2高速直升機(jī)、峰飛航空公司的盛世龍載人evtol是其主要代表。

4、3)傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器：通過發(fā)動(dòng)機(jī)整體傾轉(zhuǎn)改變動(dòng)力方向，實(shí)現(xiàn)垂直起降與水平飛行之間的轉(zhuǎn)換。美國joby公司的s4載人evtol、v-22魚鷹式傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)是其典型應(yīng)用。

5、4)噴氣轉(zhuǎn)向固定翼飛機(jī)：運(yùn)用可傾轉(zhuǎn)矢量噴管和涵道風(fēng)扇技術(shù)實(shí)現(xiàn)垂直起降與水平飛行，如英國的鷂式戰(zhàn)斗機(jī)、美國的f-35b。

6、多旋翼飛行器由于缺乏機(jī)翼等升力面，其平飛效率相對較低。復(fù)合式直升機(jī)采用兩套獨(dú)立動(dòng)力系統(tǒng)，但平飛時(shí)垂直起降動(dòng)力系統(tǒng)成為無效負(fù)載，影響裝載效率。傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器雖采用矢量推進(jìn)，但結(jié)構(gòu)復(fù)雜且氣動(dòng)控制存在挑戰(zhàn)，小型化困難，且作動(dòng)機(jī)構(gòu)重量大，降低載荷能力。

7、鑒于此，我們提出了一種新型動(dòng)力方案，采用固定位置的轉(zhuǎn)子部件(風(fēng)扇)，并通過矢量排氣裝置偏轉(zhuǎn)噴流，實(shí)現(xiàn)升力與推力的轉(zhuǎn)換，無需傾轉(zhuǎn)整個(gè)涵道風(fēng)扇。

8、垂直起降飛行器的矢量推力技術(shù)在20世紀(jì)七八十年代經(jīng)歷了快速發(fā)展，多種矢量推力構(gòu)型應(yīng)運(yùn)而生，包括帶偏轉(zhuǎn)器的排氣噴管、百葉窗式排氣噴管、腹側(cè)排氣噴管及三軸承旋轉(zhuǎn)噴管等。然而，受限于當(dāng)時(shí)技術(shù)，僅有帶偏轉(zhuǎn)器的排氣噴管與三軸承旋轉(zhuǎn)噴管成為研究主流。這些方案主要適用于f-35式的升力風(fēng)扇前置、核心渦輪機(jī)后置且需噴口轉(zhuǎn)向的動(dòng)力布局。近年來，結(jié)構(gòu)更為簡單的氣動(dòng)矢量噴管吸引了眾多研究者的關(guān)注。盡管氣動(dòng)矢量噴管存在二次流注入和較大流動(dòng)損失問題，且矢量推力偏角難以達(dá)到±45°，目前主要用于提升戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)動(dòng)性能。同時(shí)，常規(guī)矢量噴管技術(shù)的高膨脹比(大于1.893)和極限矢量角狀態(tài)下的高總壓損失(通常超過0.05)表明其不適用于無傾轉(zhuǎn)涵道風(fēng)扇動(dòng)力系統(tǒng)。

9、近年來，提升垂直起降飛行器的高速性能成為研究焦點(diǎn)。這意味著未來的飛行器需同時(shí)具備垂直起降與高速巡航能力。此類飛行器的排氣裝置出口氣動(dòng)面積必須適應(yīng)從垂直起降到平飛狀態(tài)的大范圍流量變化，滿足兩種狀態(tài)下的出口面積比需求。

10、現(xiàn)有技術(shù)如三軸承旋轉(zhuǎn)噴管、導(dǎo)葉式排氣裝置和常規(guī)氣動(dòng)矢量噴管均無法實(shí)現(xiàn)大幅度面積變化。因此，研發(fā)一種新型矢量排氣裝置，以適應(yīng)垂直起降飛行器在高速巡航時(shí)對大出口面積比和高總壓恢復(fù)系數(shù)的需求，顯得尤為重要。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、針對上述存在的技術(shù)不足，本申請要解決的技術(shù)問題是提供一種大范圍變面積比矢量排氣裝置及其排氣方法，旨在滿足對垂直起降和高空高速巡航時(shí)涵道風(fēng)扇的大出口面積比和高總壓恢復(fù)系數(shù)需求，以實(shí)現(xiàn)寬范圍流量氣流在排氣角度大范圍變化下高效流動(dòng)。

2、為解決上述技術(shù)問題，本申請采用如下技術(shù)方案：本申請?zhí)峁┮环N大范圍變面積比矢量排氣裝置，包括：過渡段、導(dǎo)葉段和旋轉(zhuǎn)后體；

3、所述導(dǎo)葉段與過渡段出口相連，所述旋轉(zhuǎn)后體與過渡段后側(cè)連接；

4、在包括垂直起降狀態(tài)、過渡狀態(tài)和平飛狀態(tài)的不同工作狀態(tài)之間轉(zhuǎn)換時(shí)，通過改變所述導(dǎo)葉段和所述旋轉(zhuǎn)后體的位置來調(diào)整氣流方向和噴射角度。

5、進(jìn)一步的，所述過渡段為圓轉(zhuǎn)方管路，所述過渡段進(jìn)口為直徑為d的圓形截面，所述過渡段進(jìn)口尺寸由連接的動(dòng)力系統(tǒng)尺寸決定，所述過渡段出口為方形截面，方形截面面積由垂直起降狀態(tài)出口所需出口排氣面積決定。

6、進(jìn)一步的，所述導(dǎo)葉段由若干導(dǎo)葉構(gòu)成的百葉窗式的方形排氣通道，所述方形排氣通道便于簡化導(dǎo)葉的調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)及導(dǎo)葉內(nèi)部的流場結(jié)構(gòu)；

7、所述導(dǎo)葉在平飛狀態(tài)時(shí)首尾相互搭接形成密閉的漸縮噴管通道下壁面；

8、所述導(dǎo)葉段的末尾導(dǎo)葉長度大于其他導(dǎo)葉，同時(shí)，任一導(dǎo)葉的長度比柵距長10mm，以便于導(dǎo)葉前后緣互相緊密搭接。

9、進(jìn)一步的，其中，所述導(dǎo)葉為naca0009翼型，可進(jìn)行0°-90°偏轉(zhuǎn)。

10、進(jìn)一步的，所述旋轉(zhuǎn)后體由圓弧段和平直段組成；

11、其中，所述平直段為一段長度為l的橋接曲線首尾與圓弧段和水平線相切構(gòu)成，在垂直起降狀態(tài)時(shí)形成過渡段的后側(cè)壁面。

12、進(jìn)一步的，在平飛狀態(tài)時(shí)，所述旋轉(zhuǎn)后體向后傾斜角度θ放置作為漸縮噴管通道上壁面，與導(dǎo)葉段的末尾導(dǎo)葉構(gòu)成漸縮噴管通道。

13、進(jìn)一步的，所述旋轉(zhuǎn)后體與導(dǎo)葉段形成的漸縮噴管通道尺寸由飛行器平飛狀態(tài)所需出口排氣面積決定。

14、進(jìn)一步的，所述漸縮噴管通道、過渡段與旋轉(zhuǎn)后體的位置滿足設(shè)定的幾何約束如下：

15、(h+h)·tan?θ+r＝h/cos?θ

16、r＝0.2d

17、其中，h為漸縮噴管通道高度，h為在平飛狀態(tài)時(shí)旋轉(zhuǎn)后體的圓心到橋接曲線端點(diǎn)的縱向距離；r為旋轉(zhuǎn)后體的圓弧段半徑。

18、進(jìn)一步的，在垂直起降狀態(tài)時(shí)，導(dǎo)葉段的導(dǎo)葉豎直向下，過渡段將氣流引導(dǎo)至導(dǎo)葉前緣，氣流沿導(dǎo)葉豎直向下排出產(chǎn)生升力；

19、在過渡狀態(tài)時(shí)，旋轉(zhuǎn)后體和導(dǎo)葉段的導(dǎo)葉同時(shí)偏轉(zhuǎn)相同的角度，形成矢量排氣通道；

20、在平飛狀態(tài)時(shí)，導(dǎo)葉段的導(dǎo)葉前后緣相互搭接形成漸縮噴管通道下壁面，旋轉(zhuǎn)后體作為漸縮噴管通道的上壁面，氣流在由導(dǎo)葉段和旋轉(zhuǎn)后體形成的漸縮噴管通道加速噴出產(chǎn)生水平推力。

21、本申請的有益效果：

22、1、與現(xiàn)有矢量噴管方案相比，本申請的技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)了氣流從0°至90°的連續(xù)可調(diào)偏轉(zhuǎn)，克服了傳統(tǒng)方案偏轉(zhuǎn)角度有限(±45°)的局限性，顯著提升了飛行器的機(jī)動(dòng)性和適應(yīng)性。同時(shí)，本申請能夠?qū)崿F(xiàn)高達(dá)3.8的垂直起降狀態(tài)和平飛狀態(tài)出口面積比，有效應(yīng)對了從垂直起降到平飛過程中的大流量變化，保證了飛行器在不同飛行狀態(tài)下的穩(wěn)定性和效率。此外，本申請的總壓恢復(fù)系數(shù)高達(dá)0.98，優(yōu)于傳統(tǒng)矢量噴管方案，有效降低了能量損失，提升了推力，為飛行器提供了更強(qiáng)勁的動(dòng)力。本申請適用于垂直起降飛行器，能夠滿足其在垂直起降、過渡狀態(tài)和平飛狀態(tài)下對氣流方向、噴射角度和出口面積的需求，為垂直起降飛行器的發(fā)展提供了重要的技術(shù)支持

技術(shù)特征：

1.一種大范圍變面積比矢量排氣裝置，其特征在于，包括：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種大范圍變面積比矢量排氣裝置，其特征在于，所述過渡段(1)為圓轉(zhuǎn)方管路，所述過渡段(1)進(jìn)口為直徑為d的圓形截面，所述過渡段(1)進(jìn)口尺寸由連接的動(dòng)力系統(tǒng)尺寸決定，所述過渡段(1)出口為方形截面，方形截面面積由垂直起降狀態(tài)出口所需出口排氣面積決定。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種大范圍變面積比矢量排氣裝置，其特征在于，所述導(dǎo)葉段(3)由若干導(dǎo)葉構(gòu)成的百葉窗式的方形排氣通道，所述方形排氣通道便于簡化導(dǎo)葉的調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)及導(dǎo)葉內(nèi)部的流場結(jié)構(gòu)；

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種大范圍變面積比矢量排氣裝置，其特征在于，其中，所述導(dǎo)葉為naca0009翼型，可進(jìn)行0°-90°偏轉(zhuǎn)。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種大范圍變面積比矢量排氣裝置，其特征在于，所述旋轉(zhuǎn)后體(2)由圓弧段和平直段組成；

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種大范圍變面積比矢量排氣裝置，其特征在于，在平飛狀態(tài)時(shí)，所述旋轉(zhuǎn)后體(2)向后傾斜角度θ放置作為漸縮噴管通道上壁面，與導(dǎo)葉段(3)的末尾導(dǎo)葉構(gòu)成漸縮噴管通道。

7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的一種大范圍變面積比矢量排氣裝置，其特征在于，所述旋轉(zhuǎn)后體(2)與導(dǎo)葉段(3)形成的漸縮噴管通道尺寸由飛行器平飛狀態(tài)所需出口排氣面積決定。

8.根據(jù)權(quán)利要求6所述的一種大范圍變面積比矢量排氣裝置，其特征在于，所述漸縮噴管通道、過渡段(1)與旋轉(zhuǎn)后體(2)的位置滿足設(shè)定的幾何約束如下：

9.根據(jù)權(quán)利要求1-8任意一項(xiàng)所述的一種大范圍變面積比矢量排氣裝置的排氣方法，其特征在于，

技術(shù)總結(jié)
本申請涉及矢量推力技術(shù)領(lǐng)域，公開了一種大范圍變面積比矢量排氣裝置及其排氣方法。包括：過渡段、導(dǎo)葉段和旋轉(zhuǎn)后體；導(dǎo)葉段與過渡段出口相連，旋轉(zhuǎn)后體與過渡段后側(cè)連接；在包括垂直起降狀態(tài)、過渡狀態(tài)和平飛狀態(tài)的不同工作狀態(tài)之間轉(zhuǎn)換時(shí)，通過改變導(dǎo)葉段和旋轉(zhuǎn)后體的位置來調(diào)整氣流方向和噴射角度。本申請能夠?qū)崿F(xiàn)氣流從0°到90°的連續(xù)偏轉(zhuǎn)，確保飛行器在不同飛行狀態(tài)中保持優(yōu)異的氣動(dòng)性能和產(chǎn)生足夠的推力，滿足垂直起降狀態(tài)和平飛狀態(tài)大出口面積比需求，有效應(yīng)對了從垂直起降到平飛過程中的大流量變化，實(shí)現(xiàn)了高總壓恢復(fù)系數(shù)，不僅提升了氣動(dòng)性能，還在垂直起降和平飛狀態(tài)下提供了強(qiáng)大的推力。

技術(shù)研發(fā)人員：程姣姣,黃國平,梁杰林,朱遠(yuǎn)昭,金波
受保護(hù)的技術(shù)使用者：南京航空航天大學(xué)
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/5/15