一种二元分段式控制流体推力矢量喷管

1.本发明属于矢量喷管技术领域，具体是涉及一种二元分段式控制流体推力矢量喷管。


背景技术：

2.推力矢量技术不仅能为飞行器提供推力，还能通过提供力和力矩对飞行器进行姿态控制。它的应用可以增加飞行器的敏捷性和机动性、提高隐身性能、实现短距起降等，它还可以消除飞行器的垂直和水平尾部结构，很好地改善了飞行器性能。该技术是目前先进战斗机的关键技术之一。
3.目前常见的推力矢量喷管分为机械式推力矢量喷管和流体式推力矢量喷管两种。机械式推力矢量利用机械装置带动喷管或整个发动机旋转，它原理较为简单，但结构复杂、重量大、活动部件多、偏转响应慢，限制了它的全面应用。流体式推力矢量通过二次流控制喷流的偏转流动，因此喷管的壁面无需活动，使矢量喷管结构较为简单，重量减轻。
4.利用康达效应的流体矢量喷管存在固有的缺点，即对喷流康达效应的控制是通过改变分离泡的大小实现的。不稳定的分离泡结构使得喷管的控制规律中存在明显突跳和迟滞现象。而楔形喷管的出现，有效减缓了突跳现象，但楔形喷管作为一个三维流体推力矢量喷管，应用于飞行器机翼时会导致机翼后体过厚，影响飞行器的气动特性，因此研究二元流体推力矢量喷管是有其不可或缺的重要性的。但现有的二元流体推力矢量喷管又缺少既能实现大矢量偏角，又能减缓突跳、迟滞的控制方式。
5.突跳是指喷管在控制喷流偏转的过程中，力矢量角或流动矢量角突然迅速增大的现象。这使得飞行器的控制会有一个力方向的突变，可能会导致飞行轨迹产生偏差，严重的还可能使飞行器不受控产生事故。
6.迟滞是指喷管处在相同的控制状态时，附壁过程和离壁过程的喷流状态不同。这种控制量相同在偏转和回中过程中得到的喷管力不同的情况容易导致飞行器的驾驶员在控制时产生偏差，控制量不够或过多导致需要进行再调整，在遇到紧急情况时容易发生事故。
7.国内外对多段壁面的壁面流场特性展开了研究，但并没有进行对各段壁面分别进行流动控制的喷管研究，而现有的二元流体推力矢量喷管存在明显突跳和迟滞现象。区别于已有的二元流体推力矢量喷管，本发明设计了一种二元分段式控制流体推力矢量喷管，它沿喷流流向设置有多段参数不同的康达壁面，且每一段康达壁面都有一个对应的次流调节阀对喷流进行偏转控制，它既能实现矢量推力更大角度的控制又能减缓迟滞现象，消除喷管出口喷流偏转的非受控附壁，这有利于提高飞行控制的安全性和稳定性。


技术实现要素：

8.本发明要解决的技术问题是提供一种二元分段式控制流体推力矢量喷管，能够消除喷管出口喷流偏转的非受控附壁，减缓推力矢量控制规律存在的迟滞和突跳现象，同时
增加喷流稳定偏转的最大角度。
9.为实现上述发明目的，本发明采用以下技术方案：一种二元分段式控制流体推力矢量喷管，包括内喷管段、流动控制段和侧板，所述内喷管段为上下两个长方体形成的中间通道。
10.所述流动控制段包括多段流动控制段，各段流动控制段皆为上下两个梯形体形成的扩张管道，两个梯形体形成扩张管道的内侧面为康达壁面，与内喷管段的中心线之间具有一定夹角，扩张管道的外侧面设置有次流调节阀，每一个梯形体侧壁上开有独立的静压腔，与次流调节阀连通；在所述康达壁面靠近各段流动控制段的出口位置处设置有多个控制孔，与所述静压腔连通。
11.所述侧板为多边形板，连接固定在所述内喷管段和流动控制段的两侧，使所述内喷管段和流动控制段具有侧壁，抑制三维流动。
12.作为优选的一种技术方案，同一个康达壁面上的所有控制孔的面积之和不超过该康达壁面面积的8％。
13.作为优选的一种技术方案，相邻两个控制孔的圆心间距不超过所述控制孔半径的四倍。
14.作为优选的一种技术方案，各段流动控制段的康达壁面与所述内喷管段的中心线之间的夹角角度沿流向逐渐增大。以实施例为例，所述一段康达壁面与所述内喷管段的中心线之间的夹角角度范围在10-20
゜
之间，所述二段康达壁面与所述内喷管段的中心线之间的夹角角度范围在20-40
゜
之间。
15.作为优选的一种技术方案，每个梯形体的外壁外侧设置有次流调节阀，所述次流调节阀与所述静压腔连通。
16.在上述技术方案的基础上，作为优选的一种技术方案，所述次流调节阀采用蝶形阀、滑板阀、球阀中的一种或多种。
17.优选的，通过控制各段次流调节阀开闭度使喷流发生阶梯式偏转。以实施例为例，通过控制一段次流调节阀开度使喷流发生第一次偏转，通过控制二段次流调节阀开度使喷流发生第二次偏转，通过二次偏转减弱流体推力的突跳、迟滞现象，增加喷流稳定偏转的最大角度。
18.本发明的有益效果是：
19.和常规的流体推力矢量喷管比较，通过在喷流流向方向布置多段康达壁面和次流调节阀，依次控制次流调节阀，就能够对喷流进行更精确的控制，即可增加喷流稳定偏转的最大角度，同时减弱推力矢量的迟滞现象以及喷管出口喷流偏转的非受控附壁，使得流体推力矢量技术能够更安全稳定地应用于飞行器控制。
附图说明
20.为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例所需要使用的附图作简单的介绍，显而易见的，下面描述中的实施例仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
21.图1是本实施例不带侧板的正等轴测图；
22.图2是本实施例的侧视图；
23.图3是本实施例不带侧板的侧视图；
24.图4是本实施例的俯视图；
25.图5是本实施例的侧剖视图；
26.图6是本实施例无控制喷流中立状态时的示意图；
27.图7是本实施例控制喷流向一段上壁面偏转时的示意图；
28.图8是本实施例控制喷流向一段下壁面偏转时的示意图；
29.图9是本实施例控制喷流向二段上壁面偏转时的示意图；
30.图10是本实施例控制喷流向二段下壁面偏转时的示意图；
31.图11是本实施例在改变一段上次流调节阀开闭度得到的力矢量角变化曲线；
32.图12是本实施例在改变一段上次流调节阀和二段上次流调节阀开闭度得到的力矢量角变化曲线；
33.图13是本实施例在改变一段上次流调节阀和二段上次流调节阀开闭度得到的流动矢量角变化曲线；
34.其中，1-内喷管段，21-一段流动控制段，22-二段流动控制段，3-侧板，41-一段上康达壁面，42-一段下康达壁面，43-二段上康达壁面，44-二段下康达壁面,51-一段上控制孔，52-一段下控制孔，53-二段上控制孔，54-二段下控制孔，61-一段上静压腔，62-一段下静压腔，63-二段上静压腔，64-二段下静压腔，71-一段上次流调节阀，72-一段下次流调节阀，73-二段上次流调节阀，74-二段下次流调节阀。
具体实施方式
35.为使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合具体实施方式对本发明作进一步详细描述。
36.本发明实施例提供一种二元分段式控制流体推力矢量喷管，参照图1-5所示，包括内喷管段1和一段流动控制段21和二段流动控制段22。
37.内喷管段1为上下两个长方体形成的中间通道，入口和出口皆为长方形，用于稳定从收缩段而来的气流。
38.流动控制段分为一段流动控制段21和二段流动控制段22，一段流动控制段21和二段流动控制段22皆为上下两个梯形体形成的扩张管道，一段流动控制段21包括一段上康达壁面41、一段下康达壁面42、一段上控制孔51、一段下控制孔52、一段上静压腔61、一段下静压腔62、一段上次流调节阀71、一段下次流调节阀72。
39.二段流动控制段22包括二段上康达壁面43、二段下康达壁面44、二段上控制孔53、二段下控制孔54、二段上静压腔63、二段下静压腔64、二段上次流调节阀73、二段下次流调节阀74。
40.内喷管段1的出口为长方形，上下侧壁面分别无缝衔接一段上康达壁面41和一段下康达壁面42，所述康达壁面均为长方形。一段上康达壁面41与内喷管段1中心线之间具有一定夹角，该夹角在10-20
゜
之间，一段下康达壁面42与一段上康达壁面41相对内喷管段1中心线对称。在每一侧的梯形体上都开有静压腔，根据位置分布分别为一段上静压腔61和一段下静压腔62。
41.一段流动控制段21的出口为长方形，一段上康达壁面41和一段下康达壁面42分别无缝衔接二段上康达壁面43和二段下康达壁面44，所述康达壁面均为长方形。二段上康达壁面43与内喷管段1中心线之间具有一定夹角，该夹角在20-40
゜
之间，二段下康达壁面44与二段上康达壁面43相对内喷管段1中心线对称。在每一侧的梯形体上都开有静压腔，根据位置分布分别为二段上静压腔63和二段下静压腔64。二段流动控制段22的出口为长方形。
42.一段康达壁面与内喷管段1出口的连接处以及二段康达壁面与一段流动控制段21出口的连接处，沿展向设置多个圆形控制孔，根据位置分布分别为一段上控制孔51、一段下控制孔52、二段上控制孔53和二段下控制孔54。所述控制孔的面积不超过所在康达壁面面积的8％，相邻两个控制孔的圆心间距不超过所述控制孔半径的四倍，各个康达壁面上的控制孔分布完全一致。在流动控制段的上下外壁上设置有次流调节阀，根据位置分布分别为一段上次流调节阀71、一段下次流调节阀72、二段上次流调节阀73和二段下次流调节阀74。
43.所述次流调节阀均连通外界大气。一段上次流调节阀71与一段上静压腔61连通，一段下次流调节阀72与一段下静压腔62连通，二段上次流调节阀73与二段上静压腔63连通，二段下次流调节阀74与二段下静压腔64连通。一段上静压腔61与一段上控制孔51连通，一段下静压腔62与一段下控制孔52连通，二段上静压腔63与二段上控制孔53连通，二段下静压腔64与二段下控制孔54连通。
44.传统的单段流体推力矢量喷管无法进行喷流大角度偏转控制，而这种二元分段式控制流体推力矢量喷管能够在减缓突跳、迟滞的前提下，同时完成喷流大角度偏转控制。
45.本实施例中喷管工作原理为：
46.在非矢量状态下，一段和二段的上、下共4个次流调节阀都完全开启，4个静压腔均分别与大气连通。喷流从发动机喷口喷出，通过稳定流动的装置以及收缩段后，进入内喷管段1，随后喷流经过康达壁面上的控制孔，由于此时喷流和康达壁面之间产生了低压，外界大气流经完全开启的次流调节阀时被吸入静压腔，通过控制孔补充喷流与康达壁面之间的压强，使上下两侧康达壁面上的压力升高，喷流保持离壁状态。
47.矢量状态下，一段偏转以喷流一段上偏为例，一段上次流调节阀71关闭，一段下次流调节阀72、二段上次流调节阀73和二段下次流调节阀74完全开启。喷流从发动机喷口喷出，通过稳定流动的装置以及收缩段后，进入内喷管段1，随后喷流经过康达壁面上的控制孔，由于此时喷流和康达壁面之间产生了低压，外界大气流经完全开启的次流调节阀时被吸入静压腔，通过控制孔补充喷流与康达壁面之间的压强，使一段下康达壁面42、二段上康达壁面43和二段下康达壁面44的压强升高，而一段上控制孔51由于一段上次流调节阀71关闭，没有流体的补充，一段上康达壁面41的压强无法升高，从而一段下康达壁面42的压强高于一段上康达壁面41的压强，一段上下侧产生压强差使喷流向一段上康达壁面41偏转，产生矢量推力，而二段上下侧康达壁面几乎没有压力差，喷流不会继续向二段康达壁面附壁。
48.二段偏转以二段上偏为例，在一段上偏的基础上，关闭二段上次流调节阀73，二段上控制孔53由于二段上次流调节阀73关闭，没有流体的补充，二段上康达壁面43的压强无法升高，从而二段下康达壁面44的压强高于二段上康达壁面43的压强，二段上下侧产生压强差使喷流继续向二段上康达壁面43偏转，产生更大的矢量推力。
49.本实施例具体包括以下几种工作方式：
50.1.控制喷流中立
51.参照图6，在喷流中立状态，一段上次流调节阀71、一段下次流调节阀72、二段上次流调节阀73和二段下次流调节阀74完全开启，一段上静压腔61、一段下静压腔62、二段上静压腔63和二段下静压腔64均分别与大气连通。喷流从发动机喷出，通过整流装置以及收缩段后，进入内喷管段1，随后喷流经过一段上康达壁面41、一段下康达壁面42、二段上康达壁面43、二段下康达壁面44上的一段上控制孔51、一段下控制孔52、二段上控制孔53、二段下控制孔54，由于此时喷流和康达壁面之间产生了低压，外界大气流经完全开启的次流调节阀时被吸入静压腔，通过控制孔补充喷流与康达壁面之间的压强，使上下两侧康达壁面上的压力升高，喷流保持离壁状态，一段上康达壁面41和一段下康达壁面42的间距相等，二段上康达壁面43和二段下康达壁面44的间距相等，喷流不发生偏转，即推力方向不发生改变。
52.2.控制喷流一段上偏
53.参照图7，控制喷流一段上偏时，一段上次流调节阀71关闭，一段下次流调节阀72、二段上次流调节阀73、二段下次流调节阀74完全开启，一段下静压腔62、二段上静压腔63、二段下静压腔64均分别与大气连通。发动机喷流喷出时，喷流与康达壁面之间产生了低压，外界大气流经完全开启的次流调节阀时被吸入静压腔，通过控制孔补充喷流与康达壁面之间的压强，使一段下康达壁面42、二段上康达壁面43和二段下康达壁面44的压力升高，而一段上控制孔51由于一段上次流调节阀71关闭，没有流体的补充，喷流与一段上康达壁面41之间的压强无法升高，从而一段下康达壁面42的压强高于一段上康达壁面41的压强，一段上下侧产生压强差使喷流向一段上康达壁面41偏转，喷流向上偏转，即产生向上的矢量推力，而二段上下侧康达壁面几乎没有压力差，喷流不会继续向二段康达壁面偏转。当一段上次流调节阀71完全关闭时，喷流一段上偏的推力矢量角最大。
54.3.控制喷流一段下偏
55.参照图8，控制喷流一段下偏时，一段下次流调节阀72关闭，一段上次流调节阀71、二段上次流调节阀73、二段下次流调节阀74完全开启，一段上静压腔61、二段上静压腔63、二段下静压腔64均分别与大气连通。发动机喷流喷出时，喷流与康达壁面之间产生了低压，外界大气流经完全开启的次流调节阀时被吸入静压腔，通过控制孔补充喷流与康达壁面之间的压强，使一段上康达壁面41、二段上康达壁面43和二段下康达壁面44的压力升高，而一段下控制孔52由于一段下次流调节阀72关闭，没有流体的补充，喷流与一段下康达壁面42之间的压强无法升高，从而一段上康达壁面41的压强高于一段下康达壁面42的压强，一段上下侧产生压强差使喷流向一段下康达壁面42偏转，喷流向下偏转，即产生向下的矢量推力，而二段上下侧康达壁面几乎没有压力差，喷流不会继续向二段康达壁面偏转。当一段下次流调节阀72完全关闭时，喷流一段下偏的推力矢量角最大。
56.4.控制喷流二段上偏
57.参照图9，控制喷流二段上偏时，一段上次流调节阀71、二段上次流调节阀73关闭，一段下次流调节阀72、二段下次流调节阀74完全开启，一段下静压腔62、二段下静压腔64均分别与大气连通。发动机喷流喷出时，喷流与康达壁面之间产生了低压，外界大气流经完全开启的一段下次流调节阀72、二段下次流调节阀74时被吸入一段下静压腔62、二段下静压腔64，通过一段下控制孔52、二段下控制孔54分别补充喷流与一段下康达壁面42、喷流与二段下康达壁面44之间的压强，使一段下康达壁面42、二段下康达壁面44的压力升高，而一段上控制孔51、二段上控制孔53由于一段上次流调节阀71、二段上次流调节阀73关闭，没有流
体的补充，喷流与一段上康达壁面41、喷流与二段上康达壁面之间43的压强无法升高，从而一段下康达壁面42的压强高于一段上康达壁面41的压强，一段上下侧产生压强差使喷流向一段上康达壁面41偏转，喷流向上偏转，而二段下康达壁面44的压强也高于二段上康达壁面43的压强，二段上下侧产生压强差使喷流继续向二段上康达壁面43偏转，喷流继续向上偏转，即产生向上的更大的矢量推力。当一段上次流调节阀71和二段上次流调节阀73完全关闭时，喷流二段上偏的推力矢量角最大。
58.5.控制喷流二段下偏
59.参照图10，控制喷流二段下偏时，一段下次流调节阀72、二段下次流调节阀74关闭，一段上次流调节阀71、二段上次流调节阀73完全开启，一段上静压腔61、二段上静压腔63均分别与大气连通。发动机喷流喷出时，喷流与康达壁面之间产生了低压，外界大气流经完全开启的一段上次流调节阀71、二段上次流调节阀73时被吸入一段上静压腔61、二段上静压腔63，通过一段上控制孔51、二段上控制孔53分别补充喷流与一段上康达壁面41、喷流与二段上康达壁面43之间的压强，使一段上康达壁面41、二段上康达壁面43的压力升高，而一段下控制孔52、二段下控制孔54由于一段下次流调节阀72、二段下次流调节阀74关闭，没有流体的补充，喷流与一段下康达壁面42、喷流与二段下康达壁面44之间的压强无法升高，从而一段上康达壁面41的压强高于一段下康达壁面42的压强，一段上下侧产生压强差使喷流向一段下康达壁面42偏转，喷流向下偏转，而二段上康达壁面43的压强也高于二段下康达壁面44的压强，二段上下侧产生压强差使喷流继续向二段下康达壁面44偏转，喷流继续向下偏转，即产生向下的更大的矢量推力。当一段下次流调节阀72和二段下次流调节阀74完全关闭时，喷流二段下偏的推力矢量角最大。
60.在图11中可以看出，保持一段下次流调节阀72、二段上次流调节阀73和二段下次流调节阀74完全开启，控制一段上次流调节阀71从完全开启到完全关闭，完成喷流的一段附壁过程，再控制一段上次流调节阀71从完全关闭到完全开启，完成喷流的一段离壁过程。在图11中，一段最大力矢量角达到18.5
゜
，且几乎没有迟滞；
61.在图12和图13中可以看出，保持一段下次流调节阀72、二段下次流调节阀74完全开启，先控制二段上次流调节阀73在完全开启状态，控制一段上次流调节阀71从完全开启到完全关闭，然后保持一段上次流调节阀71在完全关闭状态，控制二段上次流调节阀73从完全开启到完全关闭，完成喷流的二段附壁过程，再控制二段上次流调节阀73从完全关闭到完全开启，保持二段上次流调节阀73在完全开启状态，控制一段上次流调节阀71从完全关闭到完全开启，完成喷流的二段离壁过程。
62.在图12中可以看出，二段偏转突跳大大减缓，一定程度上增加了力矢量角的整体线性度，同时最大力矢量角达到25.3
゜
。
63.在图13中，同力矢量角变化趋势类似，二段偏转突跳大大减缓，一定程度上增加了流动矢量角的整体线性度，一段最大流动矢量角达到22
゜
，二段最大流动矢量角达到27
゜
。
64.由图11、图12、图13综合分析可以得出分段式控制的方法能减弱突跳和迟滞现象，同时增大喷流稳定偏转的最大角度。
65.本发明采用无源流体推力矢量控制的方法，或采用有源流体推力矢量控制的方法。
66.本发明可以用于火箭发动机、涡扇发动机、涡喷发动机，但保护范围不局限于上述
发动机范畴。
67.本发明的有益效果：
68.1、该二元分段式控制流体推力矢量喷管可以实现更大的稳定推力矢量角，在30m/s速度的喷管内喷流状态下，一段上次流调节阀71控制向上偏转的一段最大力矢量角为18.5
゜
，最大流动矢量角为22
゜
，在此基础上，二段上次流调节阀73控制继续向上偏转的二段最大力矢量角为25.3
゜
，最大流动矢量角为27
゜
。因此该喷管增大了喷流稳定偏转的最大角度。
69.2、在控制喷流一段偏转和二段偏转时，突跳和迟滞现象明显减缓。
70.3、本发明喷管型面固定，不需要复杂的液压伺服机构，结构简单、重量较轻，只需要沿喷流流向布置的多段康达壁面和对应的次流调节阀控制就可以控制喷管实现更大角度的偏转。
71.以上所述，仅为本发明的具体实施措施，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种二元分段式控制流体推力矢量喷管，其特征在于：包括内喷管段、流动控制段和侧板，所述内喷管段为上下两个长方体形成的中间通道；所述流动控制段包括多段流动控制段，各段流动控制段皆为上下两个梯形体形成的扩张管道，两个梯形体形成扩张管道的内侧面为康达壁面，与内喷管段的中心线之间具有一定夹角，扩张管道的外侧面设置有次流调节阀，每一个梯形体侧壁上开有独立的静压腔，与次流调节阀连通；在所述康达壁面靠近各段流动控制段的出口位置处设置有多个控制孔，与所述静压腔连通；所述侧板为多边形板，连接固定在所述内喷管段和流动控制段的两侧，使所述内喷管段和流动控制段具有侧壁，抑制三维流动。2.根据权利要求1所述的二元分段式控制流体推力矢量喷管，其特征在于：所述流动控制段包括一段流动控制段、二段流动控制段；所述一段流动控制段包括一段上次流调节阀、一段下次流调节阀、一段上静压腔、一段下静压腔、一段上控制孔、一段下控制孔、一段上康达壁面、一段下康达壁面；所述二段流动控制段包括二段上次流调节阀、二段下次流调节阀、二段上静压腔、二段下静压腔、二段上控制孔、二段下控制孔、二段上康达壁面、二段下康达壁面。3.根据权利要求2所述的二元分段式控制流体推力矢量喷管，其特征在于:所述一段上康达壁面为平面形壁面，与所述内喷管段出口的上壁面无缝衔接，所述一段上康达壁面与所述内喷管段出口的上壁面形成交角；所述一段下康达壁面为平面形壁面，与所述内喷管段出口的下壁面无缝衔接，所述一段下康达壁面与所述内喷管段出口的下壁面形成交角。4.根据权利要求2所述的二元分段式控制流体推力矢量喷管，其特征在于:所述二段上康达壁面为平面形壁面，与所述一段上康达壁面无缝衔接，所述二段上康达壁面与所述一段上康达壁面形成交角；所述二段下康达壁面为平面形壁面，与所述一段下康达壁面无缝衔接，所述二段康达下壁面与所述一段下康达壁面形成交角。5.根据权利要求2所述的二元分段式控制流体推力矢量喷管，其特征在于:所述控制孔其形状不仅可以为圆形、椭圆形、三角形、矩形、六边形等中的一种，所述控制孔还可以用控制缝、控制槽等形式代替。6.根据权利要求1所述的二元分段式控制流体推力矢量喷管，其特征在于:所述次流调节阀与所述康达壁面之间保持距离，所述次流调节阀与所述康达壁面由静压腔相连通；所述喷管每一侧的所述次流调节阀数量与同侧所述静压腔的数量相等。7.根据权利要求2所述的二元分段式控制流体推力矢量喷管，其特征在于:所述上控制孔与所述上静压腔连通，所述下控制孔与所述下静压腔连通。所述上静压腔与所述上次流调节阀连通，所述下静压腔与所述下次流调节阀连通。所述次流调节阀与外界气体相通。8.根据权利要求7所述的外界气体，其特征在于:所述外界气体的来源是飞行器外部的环境气体，或来自飞行器的进气道、压气机等内流道。9.根据权利要求1所述的二元分段式控制流体推力矢量喷管，其特征在于:所述喷管利用康达效应和分段式控制产生连续可变且更大的稳定矢量推力。10.根据权利要求1所述的二元分段式控制流体推力矢量喷管，其特征在于:所述喷管的控制方式为在所述次流调节阀完全开启时，喷流状态中立，从所述内喷管段出口沿流向依次关闭所述多段次流控制段上的所述次流调节阀，使喷流依次向对应的所述次流控制段
上的所述康达壁面偏转。

技术总结
本发明公开了一种二元分段式控制流体推力矢量喷管，属于矢量喷管技术领域，能够通过喷流分段控制使喷流“阶梯式”偏转实现稳定的大角度推力矢量。本发明包括：内喷管段、流动控制段和侧板。内喷管段为上下两个长方体形成的中间通道，流动控制段为上下两个梯形体形成的扩张管道，沿喷流流动方向可以布置多个流动控制段，流动控制段包括次流调节阀、静压腔、控制孔和康达壁面；本发明和现有二元流体式喷管相比，通过依次控制各个流动控制段上的次流调节阀的开闭度，实现喷流阶梯式偏转，能够增大喷流稳定偏转的角度，同时减缓推力矢量角控制过程中的“突跳”和“迟滞”现象，即喷管在控制过程中产生较为稳定连续的喷流，且可用角度范围更大。大。大。


技术研发人员：王怡 顾蕴松 黄紫 史楠星 周宇航 方瑞山
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：2023.01.06
技术公布日：2023/5/16