3-筛选及标引后的专利著录项目数据及专利全文cn103939235a_W

1、(19)人民国家知识产权局(12)发明专利申请 (10)申请公布号 CN 103939235 A(43)申请公布日2014. 07. 23(21)申请号 201410168873. 3(22)申请日 2014. 04. 25(71) 申请人西北工业大学地址710072陕西省西安市友谊西路127号(72) 发明人刘帅学程稳周莉孙啸林(51) Int. Cl.F02 /75(2006. 01)权利要求书页说明书3页附图3页(54)发明名称一种用于短距垂直起降发动机的旋转式推力矢量喷管(57)摘要适用于短距垂直起降发动机用旋转式推力矢轴承喷管巡航状态量喷管可以精确、高效的完成巡航工作状态（喷管处于水

2、平位置）与短距垂直起降工作状态（喷喷管管处于垂直或其他角度向下偏转位置）之间的模出口态转换。基于垂直起降飞机用发动机对喷管的矢 量需求，对旋转喷管进行了型面设计及结构设计， 且零件具有可替换性，结构简便利于加工。采用三段分别驱动的齿轮传动方案使第一、二段喷管的偏转角度之间可轻松实现非线性变化趋势；采用轴承形势的过渡联接结构可以减少两段相对运动 筒体之间的摩擦，使喷管工作更敏捷，高效。CN 103939235 权利要求书1/1页 1.可实现短距垂直起降发动机用旋转式推力矢量喷管结构，其结构包括：喷管连接轴承，驱动齿轮，从动齿轮，电机及喷管结构附件。喷管通过固联于喷管筒体的电机带动驱动齿轮驱动固联

3、于喷管的从动齿轮从而实现喷管的转动。喷管转动时两段喷管筒体间 通过深沟球陶瓷轴承标准件连接保证了热状态下喷管不会由于轴承的热载荷限制导致转动 卡死。三段喷管之间通过相互转动实现三维矢量偏转。2. 根据权利要求1所述的可实现三维矢量偏转的推力矢量喷管结构，制定了喷管的制方案，保证了喷管从水平状态到短距垂直起降位置过渡的过程中三段喷管轴线保持在同 一俯仰面内。2 筒体，控CN 103939235 说明书1/3页 一种用于短距垂直起降发动机的旋转式推力矢量喷管0001本发明属于航空领域，特别适用于短距垂直起降航空发动机用推力矢量喷管，小型短距垂直起降飞行器实验验证等航空领域。背景技术：0002英国“

4、鹞”式战斗机的诞生并在战场上发挥巨大的作用，使得具有短距垂直起降能力的战斗机受到了各军事强国的持续关注。目前，除“鹞”式战斗机外，具有短距垂直起降功能的典型战斗机还有前苏联的Yakl41、美国的F35B，这些战斗机都采用了可实现大偏角的推力矢量技术，特别是美国F-35B短距垂直起降战斗机的创新式设计和其未来潜在的军事 用途和威慑力又给该项技术的发展注入了新的活力，可以说，短距垂直起降战斗机的发展 极大程度上满足了对舰载航空作战力量的需求，成为目前航空技术的研究重点。 0003短距垂直起降战斗机的关键技术之一是推力矢量技术，该推力矢量技术要求该类战斗机用发动机的喷管满足相对于常规矢量喷管更大的矢

5、量偏转角，且喷管矢量偏角能够连续可调并同时满足飞机短距起降、垂直起降、巡航过程中俯仰和偏航控制以及优越的巡 航性能等多方面战技指标。这些特殊的战技指标大大增加了该类喷管的设计难度。飞机在垂直起飞或降落时利用喷气流的偏转产生垂直于地面方向的升力，喷管偏转过程中要保证飞机机身平稳，不造成侧向力且在巡航飞行时可保证巡航推力不受矢量需求的影响，并可 以通过喷管不同偏转角度实现飞机的偏航及俯仰操作，基于飞机的性能需求对旋转喷管提出如下设计要求：偏转过程中喷管矢量角保持连续变化；偏转过程中喷管矢量角保持在同一俯仰面内；喷管巡航状态工作时，性能与常规喷管相似。0004 国内有关垂直起降的发明侧重于升力系统的

6、概念研究，而关于矢量喷管的研究也限于喷管附件及轴对称矢量喷管的研究，关于旋转式推力矢量喷管的研究较少，且没有详 细的阐述喷管机械结构、驱动方式及相关型面的计算，本发明相对于常规飞机用矢量喷管， 进一步增大了喷管的偏转矢量角，使之能够达到短距垂直起降飞行器的作战要求。发明内容：0005本发明采用三段可旋转筒体和一段过渡联接筒体的机械结构实现推力转向，过渡 联接段筒体可将喷管与多型号发动机相联，使该发明更具通用性，且满足垂直起降发动机对喷管的需求：偏转过程中喷管矢量角保持连续变化；偏转过程中喷管矢量角保持在同一俯仰面内；喷管巡航状态工作时，性能与常规喷管相似。喷管实现从平飞到垂直降落的模态转换过程

7、中，三段筒体采用分别驱动的控制方式，并设计了满足喷管俯仰矢量的控 制规律，以保证俯仰推力的精确度。该发明根据喷管工作需要的最大矢量角对喷管型面进 行了设计计算。此发明相对于国内现有技术，应用范围广阔，机械结构完整，喷管型面设计科学，对 国内现有矢量喷管技术进行了补充。附图说明：0006图是旋转式推力矢量喷管原理图；3 CN 103939235 说明书2/3页0007图2是旋转式推力矢量喷管方案结构图；0008图3是旋转式推力矢量喷管垂直起降模态型面图；0009图4是-圆截面剖面图；0010图5是-椭圆截面剖面图；0011图6是C-C圆截面剖面图；0012图7是喷管安装位置正视图；0013图8是

8、实施实例中喷管矢量角转至30的型面图；0014图9是实施实例中喷管矢量角转至60的型面图。0015 图中1.喷管过渡联接筒体；2.轴承定位环；3.齿轮定位环；4.第一传动齿轮； 5.联接轴承；6.喷管第一段转动筒体；7.是第二传动齿轮；8.喷管第二段转动筒体；9.第三传动齿轮；1.喷管第三段转动筒体；ll.电机支座；12.第一电机；13.第一主动齿轮 14.第二电机；15.第二主动齿轮；16.第三电机；17.第三主动齿轮具体实施方式：0016 本发明依据喷管的工作原理及工作模态（见图1)对短距垂直起降用旋转式推力矢量喷管进行了方案设计，包括几何型面结构设计和运动方案设计。0017 适用于短距垂

9、直起降发动机用旋转式推力矢量喷管采用轴承联接，齿轮传动的机械构造形式。图2中，为喷管与发动机的过渡连接段，6、8、10分别为喷管第一、二、三段转动筒体，图3中，第一段转动筒体的-至-截面为圆截面至椭圆截面的过渡，-截面之后为椭圆筒体，C-C斜截面为椭圆筒体的斜切面，其型面为圆截面以便轴承的安装，-、 - 与C-C截面图分别如图4、图5、图6所示。第二、三段转动筒体皆为椭圆筒体，尺寸与- 截面后的椭圆筒体相同。0018 图3中，为喷管最大矢量角，为喷管第一段转动筒体型面斜切角度。值的选定取决于，与的关系可表示为： = 90-/4。基于该几何型面的设计，喷管工作时，三段喷管同时旋转且相邻两段喷管的

10、旋转方向相反，三段喷管转速呈非线性关系，所以 本发明采用三段转动筒体分别驱动的方案实现喷管在俯仰面矢量角的精确控制。图2中， 喷管过渡段联接筒体与轴承内圈配合并通过轴承定位环固定相对位置，喷管第二段转动筒 体与轴承外圈配合并通过轴承定位环固定相对位置。第一传动齿轮与喷管第一段转动筒体 通过齿轮定位环进行刚性联接，喷管工作时，发动机与喷管间的过渡联接段固定不动，第一电机 带动第一主动齿轮转动通过第一传动齿轮传动使喷管第一段转动筒体转动。第二、三 段筒体采用同样的传动方式实现转动。19 图7为喷管安装位置正视图，喷管由水平位置运动到垂直位置时喷管第一段转动筒体逆时针转动,角度，喷管第二段转动筒体顺

11、时针转动2角度，喷管第三段转动筒体逆时针转动3角度。0020 具体实施方式：以jetcat小型涡喷发动机实验台架为依托，旋转式推力矢量喷管各段尺寸均参考jetcat原装喷管尺寸设计，轴承选用标准深沟球轴承。喷管第一段转动筒 体采用匀转速控制规律，旋转范围是95 由此可得喷管最大偏转矢量角 =95 =90_/4 = 66. 25 由于三段筒体间的非线性转角规律，第二、三段喷管均采用变转速控制规律。4 CN 103939235 说明书3/3页0021 图2中，同时启动第一、二、三电机12、14、16,第一电机12驱动第一主动齿轮13转动， 第一传动齿轮4与第一主动齿轮13 互相哨合， 由于第一传动

12、齿轮4与喷管第一段转动筒体6通过齿轮定位环3刚性连接， 且第一段转动筒体6 与轴承5 的外圈配合并通过轴承定位环2固定相对位置， 故喷管第一段转动筒体6与轴承5外圈相对轴承5内圈转动， 轴承5内圈与喷管过渡联接段配合并通过轴承定位环2固定相对位置。喷管第一段转动筒体6转动的同时，第二电机14与第三电机16通过同样的方式驱动喷管第二段转动筒体8和喷 管第三段转动筒体10转动，第一、二、三段喷管管转动筒体的转动方向如图7所示。0022通过CATIA三维造型软件可以对喷管由巡航模态过渡到短距垂直起降模态的过程进行动态模拟。图8与图9所示分别为喷管模态转换过程中捕捉到的30和60的矢量偏角状态，模拟过程中，三段喷管筒体轴线保持在同一俯仰面