基于混合动力合成射流激励器的推力矢量控制系统和方法技术方案

本发明专利技术公开了一种基于混合动力合成射流激励器的推力矢量控制系统和方法，系统包括喷管和设置在喷管扩张段内外壁之间的多个混合动力合成射流激励器，混合动力合成射流激励器包括两个电极、一个压电振动薄膜、激励器腔体、电源和喉部喷管，压电振动薄膜设置在激励器腔体的前端面上，两个电极设置在激励器腔体内，电源与两个电极和所述压电振动薄膜连接，激励器腔体的出口通过喉部喷管与扩张段内壁面连通。在混合动力合成射流激励器两电极施加高电压产生放电形成高温高压的等离子体，同时压电振动薄膜开始工作，在射流排出阶段将高温高压的气体加速排出腔外，在气体回填阶段将腔外的空气吸入腔内。本发明专利技术结构简单，响应频率快，射流速度快。

Thrust vector control system and method based on hybrid jet actuator

The invention discloses a thrust vector control system and method based on hybrid synthetic jet actuator, the system comprises a nozzle and a plurality of hybrid synthetic jet actuators arranged between the inner and outer walls of the nozzle expansion section, the hybrid synthetic jet actuator comprises two electrodes, a piezoelectric vibration film, an actuator cavity, a power supply and a throat nozzle, and a piezoelectric vibration film The utility model is arranged on the front end face of the actuator cavity, two electrodes are arranged in the actuator cavity, the power supply is connected with two electrodes and the piezoelectric vibration film, and the outlet of the actuator cavity is connected with the inner wall surface of the expansion section through the throat nozzle. At the same time, the piezoelectric vibration film starts to work. In the jet discharge stage, the high-temperature and high-pressure gas is accelerated out of the cavity, and in the gas backfill stage, the air outside the cavity is sucked into the cavity. The invention has the advantages of simple structure, fast response frequency and fast jet speed.

【技术实现步骤摘要】
基于混合动力合成射流激励器的推力矢量控制系统和方法
本专利技术涉及飞行器发动机推力矢量控制领域，具体涉及一种基于混合动力合成射流激励器的推力矢量控制系统和方法。
技术介绍
在传统的超超音速飞行器动力装置的设计中，发动机只能提供平行于机身轴向的动力，而飞行器的姿态调整需要靠气动舵面偏转所产生的非对称气动力矩来实现。随着推力矢量技术在飞行器姿态控制中的不断应用，飞行器的机动性得到了较大程度的提升。推力矢量技术是指通过改变发动机喷出气流方向来控制飞行器飞行姿态的一种方法。推力矢量技术由发动机推力的分量产生气动力矩，可以直接对飞行器的姿态进行控制，大大的提高了飞行器的机动性能。然而传统的推力矢量技术主要是机械式的被动流动控制，比如折流板，二元矢量喷管和轴对称矢量喷管等装置。这些技术还存在一些难以解决的问题，例如结构复杂、响应速度慢、推力损失大等。随着流体技术的不断发展，专家们提出了许多流体式推力矢量装置的设计思路。流体式推力矢量装置是想借助于二股射流去影响主流的方向，从而达到推力矢量控制的目的。流体式推力矢量装置大致可以分为：激波矢量喷管、喉道偏斜喷管、合成射流喷管、Coanda效应喷管和引射效应矢量喷管等。由于目前一般的流体式推力矢量装置仍然存在射流强度不高、对高超声速主流影响不明显、以及机械结构复杂不利于轻量化设计等不足，导致无法较好的满足超高声速飞行器的流动矢量控制的要求。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种基于混合动力合成射流激励器的推力矢量控制系统和方法以解决上述问题。实现本专利技术的技术解决方案为：一种基于混合动力合成射流激励器的推力矢量控制系统，其特征在于包括喷管和设置在喷管扩张段内外壁之间的多个混合动力合成射流激励器，所述混合动力合成射流激励器包括两个电极、一个压电振动薄膜、激励器腔体、电源和喉部喷管，所述压电振动薄膜设置在激励器腔体的前端面上，所述两个电极设置在激励器腔体内，所述电源与两个电极和所述压电振动薄膜连接，所述激励器腔体的出口通过喉部喷管与扩张段内壁面连通。进一步地，所述喷管为拉瓦尔喷管，包括收缩段、喉部过渡段和扩张段。进一步地，多个混合动力合成射流激励器对称布置在扩张段内外壁之间。进一步地，所述混合动力合成射流激励器数量为8个。进一步地，所述激励器腔体为圆柱体。进一步地，所述喉部喷管的轴向方向与喷管轴线平行。进一步地，所述混合动力合成射流激励器与喉部过渡段的距离为5-30cm。进一步地，混合动力合成射流激励器还包括变压器M、电阻R、电容C、绝缘栅双极型晶体管IGBT、开关S，所述电源包括直流电源E和交流电源Vc，所述直流电源E的正极通过绝缘栅双极型晶体管IGBT与变压器M的一端连接，所述直流电源E的负极与变压器M的一端连接，变压器M的另一端通过电阻R与电容C的两端连接，电容C的两端分别连接所述两个电极，所述交流电源Vc通过开关S与压电振动薄膜的两端连接。一种根据上述所述的基于混合动力合成射流激励器的推力矢量控制系统的矢量控制方法，根据飞行器所需的动力方向，使得与所述动力方向相反的混合动力合成射流激励器处于工作状态。进一步地，所述混合动力合成射流激励器的工作方法包括通过控制绝缘栅双极型晶体管IGBT使得所述两个电极在压电振动薄膜的排气状态下工作放电，在压电振动薄膜的吸气状态下不工作。相对于现有技术，本专利技术的优点在于：(1)本专利技术根据不同飞行工况，可以通过调节不同混合动力合成射流激励器的开关、激励器放电频率、薄膜振动频率和单次放电能量控制激励器合成射流速度和涡量的大小，来控制主射流的偏转方向和偏转程度，为飞行器提供一定的力矩来改变飞行器的飞行姿态，等离子体合成射流激励器具有结构简单，响应频率快，射流速度快，无需气源供应装置的优点；(2)在等离子体合成射流激励器的基础上添加了压电振动薄膜，不仅可以提高气体的回填率而且还能起到散热的作用，从而大大提高了合成射流激励器的持续性工作能力和使用寿命；(3)混合动力合成射流激励器通过设置变压器M、电阻R、电容C以控制电容C的充放电，通过电容C为电极提供高压脉冲从而使其达到电离空气所需的击穿电压，通过设计直流电源E和交流电源Vc分别控制电极和压电振动薄膜实现配合工作的状态。除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本专利技术还有其它的目的、特征和优点。下面将参照附图，对本专利技术作进一步详细的说明。附图说明图1为本专利技术的基于混合动力合成射流激励器的推力矢量控制系统的结构示意图。图2为未启动混合动力合成射流激励器时喷管内部流场示意图。图3为启动喷管扩张段上部混合动力合成射流激励器时喷管内部流场示意图。图4为启动喷管扩张段下部混合动力合成射流激励器时喷管内部流场示意图。图5为混合动力合成射流激励器电路图。具体实施方式下面结合说明书附图，对本专利技术的具体实施方式作进一步的说明。结合图1-5，一种基于混合动力合成射流激励器的推力矢量控制系统，包括喷管1和设置在喷管1扩张段6内外壁之间的多个混合动力合成射流激励器2，所述混合动力合成射流激励器2包括两个电极8、一个压电振动薄膜7、激励器腔体9、电源和喉部喷管10，所述压电振动薄膜7设置在激励器腔体9的前端面上，所述两个电极8设置在激励器腔体9内，所述电源与两个电极8和所述压电振动薄膜7连接，所述激励器腔体9的出口通过喉部喷管10与扩张段6内壁面连通。进一步地，所述喷管1为拉瓦尔喷管，包括收缩段4、喉部过渡段5和扩张段6。进一步地，多个混合动力合成射流激励器2对称布置在扩张段6内外壁之间。进一步地，所述混合动力合成射流激励器2数量为8个。进一步地，所述激励器腔体9为圆柱体。进一步地，所述喉部喷管10的轴向方向与喷管1轴线平行。进一步地，所述混合动力合成射流激励器2与喉部过渡段5的距离为5-30cm。进一步地，结合图5，混合动力合成射流激励器2还包括变压器M、电阻R、电容C、绝缘栅双极型晶体管IGBT、开关S，所述电源包括直流电源E和交流电源Vc，所述直流电源E的正极通过绝缘栅双极型晶体管IGBT与变压器M的一端连接，所述直流电源E的负极与变压器M的一端连接，变压器M的另一端通过电阻R与电容C的两端连接，电容C的两端分别连接所述两个电极8，所述交流电源Vc通过开关S与压电振动薄膜7的两端连接。本专利技术的基于混合动力合成射流激励器的推力矢量控制系统的矢量控制方法，根据飞行器所需的动力方向，使得与所述动力方向相反的混合动力合成射流激励器2处于工作状态，所述混合动力合成射流激励器2的工作方法包括通过控制绝缘栅双极型晶体管IGBT使得所述两个电极8在压电振动薄膜7的排气状态下工作放电，在压电振动薄膜7的吸气状态下不工作。参照图1，发动机喷气从喷管1入口处进入经由收缩段4，过渡段5和扩张段6，从喷管出口3向外喷出。混合动力合成射流激励器2对称安装于喷管扩张段内壁四周，当需要使得发动机推力本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于混合动力合成射流激励器的推力矢量控制系统，其特征在于包括喷管(1)和设置在喷管(1)扩张段(6)内外壁之间的多个混合动力合成射流激励器(2)，所述混合动力合成射流激励器(2)包括两个电极(8)、一个压电振动薄膜(7)、激励器腔体(9)、电源和喉部喷管(10)，所述压电振动薄膜(7)设置在激励器腔体(9)的前端面上，所述两个电极(8)设置在激励器腔体(9)内，所述电源与两个电极(8)和所述压电振动薄膜(7)连接，所述激励器腔体(9)的出口通过喉部喷管(10)与扩张段(6)内壁面连通。/n

【技术特征摘要】
1.一种基于混合动力合成射流激励器的推力矢量控制系统，其特征在于包括喷管(1)和设置在喷管(1)扩张段(6)内外壁之间的多个混合动力合成射流激励器(2)，所述混合动力合成射流激励器(2)包括两个电极(8)、一个压电振动薄膜(7)、激励器腔体(9)、电源和喉部喷管(10)，所述压电振动薄膜(7)设置在激励器腔体(9)的前端面上，所述两个电极(8)设置在激励器腔体(9)内，所述电源与两个电极(8)和所述压电振动薄膜(7)连接，所述激励器腔体(9)的出口通过喉部喷管(10)与扩张段(6)内壁面连通。


2.根据权利要求1所述的基于混合动力合成射流激励器的推力矢量控制系统，其特征在于，所述喷管(1)为拉瓦尔喷管，包括收缩段(4)、喉部过渡段(5)和扩张段(6)。


3.根据权利要求1所述的基于混合动力合成射流激励器的推力矢量控制系统，其特征在于，多个混合动力合成射流激励器(2)对称布置在扩张段(6)内外壁之间。


4.根据权利要求3所述的基于混合动力合成射流激励器的推力矢量控制系统，其特征在于，所述混合动力合成射流激励器(2)数量为8个。


5.根据权利要求1所述的基于混合动力合成射流激励器的推力矢量控制系统，其特征在于，所述激励器腔体(9)为圆柱体。


6.根据权利要求1所述的基于混合动力合成射流激励器的推力矢量控制系统，其特征在于，所述喉...

【专利技术属性】
技术研发人员：张小兵，李晋峰，
申请(专利权)人：南京理工大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32