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公开(公告)号：CN108561242A
公开(公告)日：2018-09-21
申请号：CN201810240316.6
申请日：2018-03-22
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： F02K1/00
摘要： 本发明公开了一种基于平移运动的短距起降型喉道偏移式气动矢量喷管，包括：选取二喉道前部扩张收敛段上壁面的尾段作为平移部件，在平飞模态下平移部件与二喉道前部扩张收敛段的上侧固定部紧密贴合，两者构成完整的二喉道前部扩张收敛段上壁面，且与下侧喷管壁面对称；由平飞模态切换至短距起降模态时平移部件沿特殊设计的运动轨迹向后下方平移，且平移部件与上侧固定部之间设置一个阻塞气流流动的气帘部件以关闭流通通道，实现便捷的短距起降。本发明通过特殊设计的平移部件及其沿特定运动轨迹的平移运动，实现平飞模态和短距起降模态的相互切换，具备高效、便捷的短距起降功能，拓宽了它的应用场合。
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公开(公告)号：CN107387260A
公开(公告)日：2017-11-24
申请号：CN201710521402.X
申请日：2017-06-30
申请人： 南京航空航天大学
CPC分类号： F02K1/78 , G06F17/5086
摘要： 本发明公开了一种具有滑动式开关的旁路式无源气动矢量喷管及其滑动式开关的设计方法，包括设置于喷管本体内流道中的旁路通道，所述旁路通道的出口位置处配装有滑动式开关，包括内型面均呈圆弧状设置的滑槽、滑片；其中：滑动式开关通过滑片的运动，实现旁路通道的开启/关闭；滑片开启旁路通道时，滑片能够嵌入滑槽中；滑片闭合旁路通道时，滑片的一端与滑槽连接，另一端则与旁路通道出口位点A所在端部相切；同时滑片的外型面凸出旁路通道的出口截面设置。因此，本发明所述的开关通过特殊设计的、凸出旁路通道出口截面的外型面，改变了一喉道下游流场流动结构，将原先的斜激波改为“λ”型激波，流动更加贴近壁面，矢量性能更加优异，且流动损失很小。
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公开(公告)号：CN107618661B
公开(公告)日：2021-03-02
申请号：CN201710674570.2
申请日：2017-08-09
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种基于喉道偏移式气动矢量喷管的短距垂直起降飞行器，包括机身以及机翼，机翼包括前翼和后翼；所述前翼、后翼上均对称地配置垂直起降动力装置，垂直起降动力装置包括发动机、喉道偏移式气动矢量喷管以及转接段，发动机的排气口通过转接段与喉道偏移式气动矢量喷管连通，其起飞过程是：起飞阶段，喷管矢量为低头矢量（气流向下偏转），在其后的过程中，随着速度的不断增加，机翼升力逐渐提高，喷管的矢量方向由低头矢量变为抬头矢量（气流向上偏）。考虑到动力组轴线倾斜，完全可以实现在飞行器平飞时喷管的最终推力为水平或接近水平，满足飞行需要。
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公开(公告)号：CN107618654A
公开(公告)日：2018-01-23
申请号：CN201710654819.3
申请日：2017-08-03
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： B64C15/02
摘要： 本发明公开了一种飞行器姿态控制系统及其控制方法、控制喷嘴。本发明以旁路式无源双喉道矢量喷管为基础，设计了一种可以双向切换推力方向的控制喷嘴，并利用该控制喷嘴组成姿态控制系统。以合适的方式安装在飞行器各部分的姿态控制喷嘴能够切换向上、向下或者向左、向右的推力，单独或组合实现对飞行器低速或悬停状态下的滚转、俯仰、偏航控制，可以应用于垂直起降固定翼飞机在悬停以及低速飞行时的姿态控制。与现有垂直起降飞机的机械式姿态控制系统相比，本发明提供的姿态控制系统的活动部件少、重量更轻、体积更小、响应快、无外露活动部件，可以用紧凑的结构实现喷嘴射流的双向快速切换。
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公开(公告)号：CN107618654B
公开(公告)日：2021-03-30
申请号：CN201710654819.3
申请日：2017-08-03
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： B64C15/02
摘要： 本发明公开了一种飞行器姿态控制系统及其控制方法、控制喷嘴。本发明以旁路式无源双喉道矢量喷管为基础，设计了一种可以双向切换推力方向的控制喷嘴，并利用该控制喷嘴组成姿态控制系统。以合适的方式安装在飞行器各部分的姿态控制喷嘴能够切换向上、向下或者向左、向右的推力，单独或组合实现对飞行器低速或悬停状态下的滚转、俯仰、偏航控制，可以应用于垂直起降固定翼飞机在悬停以及低速飞行时的姿态控制。与现有垂直起降飞机的机械式姿态控制系统相比，本发明提供的姿态控制系统的活动部件少、重量更轻、体积更小、响应快、无外露活动部件，可以用紧凑的结构实现喷嘴射流的双向快速切换。
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公开(公告)号：CN107401956B
公开(公告)日：2020-07-07
申请号：CN201710674930.9
申请日：2017-08-09
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种基于喉道偏移式气动矢量喷管的两栖巡航导弹及其姿态控制方法，两栖巡航导弹包括导弹本体、转接段及喉道偏移式气动矢量喷管；通过控制尾部喉道偏移式气动矢量喷管来改变导弹的前进方向和实现跃出水面；与传统导弹相比，取消了方向舵等结构，具有更小的雷达反射面积，因此隐身性能更好；所述喉道偏移式气动矢量喷管在水下工作时，以水作为工作介质，优点是不排气、无航迹、噪音小且隐蔽性好；在空中工作时，矢量喷管以高温燃气为工作介质，优点是反应灵敏、航速快、航程远。
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公开(公告)号：CN107218154B
公开(公告)日：2019-04-16
申请号：CN201710452088.4
申请日：2017-06-15
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种机械辅助的流量可调喉道偏移式气动矢量喷管及其控制方法，包括喷管内流道，该喷管内流道按照流体的流向依次设置有一喉道、二喉道；喷管内流道在紧靠着一喉道的位置处，通过布置主次流隔离块，分隔成沿着喷管主流道轴线布置的主流道及处于喷管内流道壁面和主次流隔离块之间的次流道；所述主次流隔离块包括两块，对称地分布在喷管主流道轴线的上下两侧；各主次流隔离块的截面均呈内腔面积可变的空心三角状，且两三角状主次流隔离块的顶点相邻、底边相背设置；另外，主次流隔离块底边的两个端点中，与一喉道相邻的端点位置固定，余下的另一个端点以及主次流隔离块的顶点位置可动。因此，本发明能够改变喉道的面积进而调节喷管流量。
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公开(公告)号：CN107401956A
公开(公告)日：2017-11-28
申请号：CN201710674930.9
申请日：2017-08-09
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： F42B10/66
CPC分类号： F42B10/665
摘要： 本发明公开了一种基于喉道偏移式气动矢量喷管的两栖巡航导弹及其姿态控制方法，两栖巡航导弹包括导弹本体、转接段及喉道偏移式气动矢量喷管；通过控制尾部喉道偏移式气动矢量喷管来改变导弹的前进方向和实现跃出水面；与传统导弹相比，取消了方向舵等结构，具有更小的雷达反射面积，因此隐身性能更好；所述喉道偏移式气动矢量喷管在水下工作时，以水作为工作介质，优点是不排气、无航迹、噪音小且隐蔽性好；在空中工作时，矢量喷管以高温燃气为工作介质，优点是反应灵敏、航速快、航程远。
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公开(公告)号：CN108561242B
公开(公告)日：2020-04-07
申请号：CN201810240316.6
申请日：2018-03-22
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： F02K1/00
摘要： 本发明公开了一种基于平移运动的短距起降型喉道偏移式气动矢量喷管，包括：选取二喉道前部扩张收敛段上壁面的尾段作为平移部件，在平飞模态下平移部件与二喉道前部扩张收敛段的上侧固定部紧密贴合，两者构成完整的二喉道前部扩张收敛段上壁面，且与下侧喷管壁面对称；由平飞模态切换至短距起降模态时平移部件沿特殊设计的运动轨迹向后下方平移，且平移部件与上侧固定部之间设置一个阻塞气流流动的气帘部件以关闭流通通道，实现便捷的短距起降。本发明通过特殊设计的平移部件及其沿特定运动轨迹的平移运动，实现平飞模态和短距起降模态的相互切换，具备高效、便捷的短距起降功能，拓宽了它的应用场合。
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公开(公告)号：CN108590884B
公开(公告)日：2020-01-17
申请号：CN201810240317.0
申请日：2018-03-22
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种基于导流板的垂直起降型喉道偏移式气动矢量喷管，包括：所述二喉道前部扩张收敛段的下壁面处布置有固定部以及固定部后侧可绕转轴转动的“菜刀”形导流片，平飞模态下“菜刀”形导流片的头部与固定部的内壁面贴紧封闭，“菜刀”形导流片的内表面与上侧壁面形成二喉道前部的流通通道；垂直起降模态下“菜刀”形导流片转动至其尖点头部触及二喉道前部扩张收敛段的上壁面，通过“菜刀”形导流片不超过90°的转动实现水平流过一喉道的气流不小于90°的向下转向，进而实现平飞模态与垂直起降模态的相互切换。本发明使得矢量喷管在推力矢量性能不受影响的前提下具有了高效、可靠的垂直起降能力，拓宽了它的应用场合。
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