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公开(公告)号：CN118934327A
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202410998192.3
申请日：2024-07-24
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请提高发动机矢量侧向推力的二元喷管匹配控制方法，通过考虑总推力和偏转角度提升带来的侧向力明显收益，以增加矢量侧向推力为设计目标，综合考虑冲压阻力、矢量调节能力等因素，进行控制规律优化设计，通过在现有控制方法基础上，综合调节喷管喉道面积、涡轮落压比、加力燃油量、喷管面积比等参数，实现矢量侧向推力提升；通过重新设计控制规律方法，在部分矢量喷管偏转受限、矢量侧向力不足的区域，增加典型区域矢量能力，以净推力的微小损失和矢量偏转角度的小幅度提高实现矢量侧向力的大幅增加，效果明显，可明显提升矢量发动机的偏转能力，改善二元矢量发动机的功能性能特性，有效提升矢量飞机的综合作战效能。
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公开(公告)号：CN111520251B
公开(公告)日：2024-09-27
申请号：CN202010481866.4
申请日：2020-05-29
申请人： 山东理工大学
摘要： 本发明涉及一种航空发动机可调节尾喷管，包括机匣、调节片、调节片收敛电机、牵引绳、调节片扩张簧片、调节片铰支座、调节片尾端连接件、牵引绳安装环、固定端；所述调节片之间通过调节片尾端连接件连接，所述调节片通过调节片铰支座与机匣连接，所述调节片扩张簧片分别与机匣和调节片连接，所述调节片收敛电机和固定端安装在机匣上，所述牵引绳一端与调节片收敛电机连接，另一端依次穿过牵引绳安装环与固定端连接；所述牵引绳安装环包括起始环、终止环及其他安装环。本发明航空发动机可调节尾喷管通过调节片收敛电机缩短和伸长牵引绳的有效长度，与调节片扩张簧片的弹性力共同作用改变尾喷管口径大小，进而调整出口气流压力，具有仅通过一个电机驱动，执行机构少，控制简单，价格低廉的优点。
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公开(公告)号：CN118088343A
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202410121888.8
申请日：2024-01-30
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种高超声速推力矢量喷管及其平动调节和流动控制方法。高超声速推力矢量喷管包括内套环、中套环、外套环，三种套环均被分成四个四分之一套环，可独立沿轴向平动。平动调节方法通过调节中套环、外套环的位置，既可以调节喷管出口面积又可以进行推力矢量调节。通过在中环和外环流量通道通入外界高速大气的流动控制方法，可以提高高超声速推力矢量喷管的推力性能。本发明高超声速推力矢量喷管适用于高超声速飞行工况和宽速域工作，推力性能优秀，可以在俯仰和偏航方向产生四个方向的矢量角，在高超声速飞行工况仍能产生不小的矢量角，矢量性能优秀，有利于高超声速飞行器飞行姿态的控制，提高高超声速飞行器的机动性。
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公开(公告)号：CN111931366B
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202010757416.3
申请日：2020-07-31
申请人： 中国航发贵阳发动机设计研究所
摘要： 本发明公开了一种航空发动机可调喷管反馈钢索行程的计算方法，该方法通过计算连杆边缘孔心和支架孔心之间的距离EH由可调喷管喉道直径D8引起的变化量△EH确定反馈钢索行程，即△S4＝△EH。结合UG建模软件建立可调喷管零部件与反馈钢索连接结构的简化物理模型，避免了通过三角函数等经验公式计算的复杂性以及存在的误差，同时经Minitab软件拟合大量数据可精确确定可调喷管各参数间的数学关系式。
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公开(公告)号：CN115653781B
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202211256124.7
申请日：2022-10-13
申请人： 中国航发四川燃气涡轮研究院
摘要： 本发明涉及航空发动机密封技术领域，公开了一种用于矢量喷管侧向的组合密封结构，主要包括密封片I、密封片II、弧形密封片一、弧形密封片二和密封圈；密封片I、密封片II安装在调节板组件两侧；弧形密封片一和弧形密封片二与转轴同轴；密封片I、密封片II、弧形密封片一和弧形密封片二与侧壁接触时处于受挤压状态形成线接触密封；密封圈安装在转轴两端，与矢量喷管的侧壁接触。本发明中调节板组件的两侧通过弹性的密封片、密封圈组合结构与矢量喷管侧壁实现线接触密封，通过结构设计使得密封片可以具有优良的弹性，通过预先干涉保持弹性密封部处于受挤压状态，和侧壁实现紧密接触，在不同的工作状态下，均可以实现主流高温燃气的有效密封。
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公开(公告)号：CN115059553B
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202210593345.7
申请日：2022-05-27
申请人： 中国航发四川燃气涡轮研究院
摘要： 本申请提供了一种采用记忆合金变形驱动控制的可调喷管，属于航空发动机喷管技术领域，具体包括：喷管前段机匣；多个主动调节片，沿喷管前段机匣的周向间隔分布；多个从动调节片，沿喷管前段机匣周向的分布在相邻的两个主动调节片之间；记忆合金驱动杆，一端连接主动调节片，另一端连接喷管前段机匣；控温机构，控温机构控制记忆合金驱动杆的温度，使记忆合金驱动杆伸缩；其中，主动调节片和从动调节片的一端转动的连接在喷管前段机匣上，另一端为自由端，记忆合金驱动杆的伸缩带动主动调节片转动，使自由端远离或靠近后段流道的轴心，从动调节片的自由端随主动调节片的自由端转动。通过本申请的处理方案，提高喷管调节机构的可靠性。
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公开(公告)号：CN117588327A
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202311681629.2
申请日：2023-12-08
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明属于发动机排气系统领域，尤其涉及一种低红外特征的自适应变循环发动机塞式排气系统，它包括外机匣、第三机匣、外涵机匣、加力筒、第三涵道、内涵机匣、外涵道、中心锥、内涵道、隔热屏，其特征在于：它还包括外塞锥、内塞锥A、内塞锥B、作动筒A、调节套筒、作动筒B、扩张调节片、挡片、环套A、环套D，其中末端封闭的第三涵道通过周向均匀分布的若干尾支板与位于尾喷管中部且尾部开口的纺锤形外塞锥内连通。本发明中主流喉道后方的气流速度快压力低，第三涵道中的低压气流从第三涵道气流出口排出后与主流气流掺混，从而降低了主流气流的温度，削弱了尾喷流红外辐射信号。
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公开(公告)号：CN117345464A
公开(公告)日：2024-01-05
申请号：CN202311501670.7
申请日：2023-11-13
申请人： 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司
IPC分类号： F02K1/15
摘要： 本发明涉及一种航空发动机转向控制环控制系统，包括电动液压分配器、转向控制环、液压作动筒和变压式反馈传感器，电动液压分配器通过液压作动筒与转向控制环相连接，同时电动液压分配器与飞机的综合控制系统电连接；转向控制环连接在尾喷口上；变压式反馈传感器布置在转向控制环上，与飞机的综合控制系统电连接；电动液压分配器与液压作动筒通过管路连通。当液压分配器不动作或电动液压分配器掉电时，液压活门转换到最右侧位置启用备用系统。本发明能够实现航空发动机尾喷口偏转角度的准确控制。
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公开(公告)号：CN115853665B
公开(公告)日：2023-12-22
申请号：CN202210896777.5
申请日：2022-07-28
申请人： 宁波天擎航天科技有限公司
摘要： 本发明适用于固体火箭发动机用喷管技术领域，提供了一种小型战术导弹用摆动喷管，包括：固定体，固定体设有外层球面体；活动体，活动体设有内层球面体及中层球面体，外层球面体与中层球面体形成球面配合，中层球面体通过第一转轴与外层球面体连接并可绕第一转轴转动，内层球面体通过第二转轴与中层球面体连接并可绕第二转轴转动；驱动机构，用于驱动活动体绕第一转轴或第二转轴摆动。本发明的小型战术导弹用摆动喷管将活动体与固定体之间密封及承载功能分离，大幅降低活动体与固定体之间摩擦阻力，利用小功率和小尺寸的驱动机构即可驱动摆动喷管的活动体摆动，便于实现摆动喷管轻(56)对比文件杨思孝.珠承全轴摆动喷管的设计和分析.固体火箭技术.1993,(第03期),第23-29页.史晨虹;陈晨;徐志书;杨金鹏;潘龙.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.机电信息.2020,(第03期),全文.刘文芝;薛俊芳;李超超;赵永忠.固体火箭发动机滚动球窝喷管摆动性能分析.机械工程学报.2013,(第13期),全文.
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公开(公告)号：CN114810414B
公开(公告)日：2023-09-19
申请号：CN202210412339.7
申请日：2022-04-19
申请人： 清华大学
摘要： 本申请提出一种矢量调节喷管和自适应变循环发动机，所述矢量调节喷管包括：加力筒体(1)，所述加力筒体(1)为圆筒状；外机匣(2)，所述外机匣(2)设置于所述加力筒体(1)的径向外侧，在所述加力筒体(1)和所述外机匣(2)之间限定了部分的外涵道(100)；承力环(3)，所述承力环(3)设置有孔(31)，所述孔(31)能够使气流在所述外涵道(100)内流动至所述矢量调节喷管的尾部喷口，所述加力筒体(1)和所述外机匣(2)通过所述承力环(3)连接；以及矢量调节机构，所述矢量调节机构连接于所述外机匣(2)，所述矢量调节机构能够使所述矢量调节喷管收缩、扩张或矢量偏转。
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