超级军网眼瞅着二元推力矢量喷管没戏了，那么LOAN低可探测喷管呢 ...
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 04:23:11
F-16 LOAN（Low-Observable Asymmetric Nozzle），低可观测轴对称喷管
历史
1996 年末，洛马/PW 团队改装了一架安装 F100-PW-200 发动机的 F-16C，给发动机装上了低可观测轴对称喷管（LOAN），进行了为期两天的快速成型项目地面试车。LOAN 是为 JSF 项目研制的喷管，大大降低了雷达截面积和红外特征，同时还有降低维护成本的潜力。
低可观测轴对称喷管（LOAN），可以看到用于冷却喷管的进气孔
洛马/PW 团队在试车中对发动机从怠速到最大加力的红外图像、喷管温度、进气道压力和气流速度等数据进行了采集。LOAN 喷管也在 PW 的 JTDE FX650 发动机（JSF 项目的联合技术演示发动机）上进行了成功的测试。
试车中的 F-16 LOAN
LOAN 喷管通过几种技术的结合来实现隐身能力，包括几何外形、先进冷却系统、内外结构上的特殊涂层。先进冷却系统的效率很高，使喷管的扩张调节片寿命延长的两倍，显著降低了维护费用。
LOAN 喷管既适用于新飞机也适用于老飞机改进，F-35就采用了这种喷管，全世界庞大的 F-16 机队也可改装这种喷管。
LOAN 喷管与 F100 喷管的外形对比
而F35 3BSD喷管又融入了低可探测性轴对称喷管（LOAN）的隐身特性，后者在F-16上通过了验证。
F-16 LOAN（Low-Observable Asymmetric Nozzle），低可观测轴对称喷管
历史
1996 年末，洛马/PW 团队改装了一架安装 F100-PW-200 发动机的 F-16C，给发动机装上了低可观测轴对称喷管（LOAN），进行了为期两天的快速成型项目地面试车。LOAN 是为 JSF 项目研制的喷管，大大降低了雷达截面积和红外特征，同时还有降低维护成本的潜力。
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低可观测轴对称喷管（LOAN），可以看到用于冷却喷管的进气孔
洛马/PW 团队在试车中对发动机从怠速到最大加力的红外图像、喷管温度、进气道压力和气流速度等数据进行了采集。LOAN 喷管也在 PW 的 JTDE FX650 发动机（JSF 项目的联合技术演示发动机）上进行了成功的测试。
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试车中的 F-16 LOAN
LOAN 喷管通过几种技术的结合来实现隐身能力，包括几何外形、先进冷却系统、内外结构上的特殊涂层。先进冷却系统的效率很高，使喷管的扩张调节片寿命延长的两倍，显著降低了维护费用。
LOAN 喷管既适用于新飞机也适用于老飞机改进，F-35就采用了这种喷管，全世界庞大的 F-16 机队也可改装这种喷管。
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LOAN 喷管与 F100 喷管的外形对比
而F35 3BSD喷管又融入了低可探测性轴对称喷管（LOAN）的隐身特性，后者在F-16上通过了验证。
目测我们的J20改装LOAN 低可探测喷管并无困难啊
对比F35的LOAN喷管
目测我们的J20改装LOAN 低可探测喷管并无困难啊
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对比F35的LOAN喷管
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好东西啊
可以把这个P到歼20上，样子估计非常接近歼20装WS15。
2015-9-22 14:20 上传
记得去年不是有篇八股说攻克了隐身矢量喷管技术吗
我猜J20的那个白色菊花套子就是低可探测的。
北京航展上的FC31模型的喷管出口是锯齿型的，应该有考虑隐形方面的设计。J20现在用俄发，也没法改吧。等将来换装国产发动机的时候发动机应该会有隐形设计的。
北京航展上的FC31模型的喷管出口是锯齿型的，应该有考虑隐形方面的设计。J20现在用俄发，也没法改吧。等将来换装国产发动机的时候发动机应该会有隐形设计的。
像不像三分样 先把喷口锉几个锯齿出来 现在还没做 说明还没顾得上喷口隐身这部分
F35的LOAN
我们一贯是对新技术从善如流，这个LOAN低可探测喷管应该也不会放过，而且在没有办法装机二元推力矢量喷管的情况下，这个也是解决后机身方向尾喷管隐身的唯一措施了。
就实现的难度来说，恐怕也是最小的
F35的LOAN
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我们一贯是对新技术从善如流，这个LOAN低可探测喷管应该也不会放过，而且在没有办法装机二元推力矢量喷管的情况下，这个也是解决后机身方向尾喷管隐身的唯一措施了。
就实现的难度来说，恐怕也是最小的
TVC倒是无所谓，还是希望有矩形喷口
之前就有，这次2016没装吗？
西四胡同打酱油 发表于 2015-9-22 14:39
记得去年不是有篇八股说攻克了隐身矢量喷管技术吗
矢量喷管本身好弄，但是采用矢量之后发动机的内部调整、飞控的相应变化就难弄了。
记得去年不是有篇八股说攻克了隐身矢量喷管技术吗
矢量喷管本身好弄，但是采用矢量之后发动机的内部调整、飞控的相应变化就难弄了。
untlia 发表于 2015-9-22 16:21
TVC倒是无所谓，还是希望有矩形喷口
矩形喷口也就是二元推力矢量喷管了，那个估计难搞。
untlia 发表于 2015-9-22 16:21
TVC倒是无所谓，还是希望有矩形喷口
矩形喷口也就是二元推力矢量喷管了，那个估计难搞。
矩形喷口也就是二元推力矢量喷管了，那个估计难搞。
未必，YF23,F117,B2都是矩形，但都没有矢量
未必，YF23,F117,B2都是矩形，但都没有矢量
untlia 发表于 2015-9-22 16:55
未必，YF23,F117,B2都是矩形，但都没有矢量
那个也是麻烦事吧，我记得当年看过报道说是有推力损失的，美帝的发动机功率储备大，损失一些也可以接受。
天朝本来就是发动机推力不足的，再损失就不要搞了
引用一下TSQ的文
TSQ 发表于 2012-5-29 23:22
关于矢量喷管中长方形喷管为什么更难很多人不了解，因为从结构上零件数量比圆喷管要少，但为什么还难呢？个人在这方面简单思考了一下，谈出来供大家参考。
在谈长方形喷管之前，先看喷管的作用:
对于战斗机发动机喷管，主要由两个作用，一个是把高温气流笼住向后喷，一个是喷的过程中对气流进行调节。要笼住气流就要承受高温高压气流的压力和冲击，而对气流调节是因为气流有压缩特征，所以喷管可以通过先缩小再扩展的办法让喷出气流达到超音速，从而更好的利用气流能量来贡献推力。
很多人对先缩小后扩展为什么能够更好利用气流能量不太清楚，这里简单说说：在缩小截面之前，气流基本是亚音速的，那么会像非压缩流体（譬如水）那样，随着截面减小而速度加快（小孩玩水枪就是这个道理，水枪的活塞面积比喷口面积大，活塞运动慢，但水喷出去快，因为活塞推动的水要从更小的孔流出，所以一定加快速度）；当气流速度达到音速后，再缩小截面就没有多大作用了，因为碰到了所谓音障的问题，也就是气体的压缩特征起作用的问题，所以继续缩小截面只是把气流的压力进一步提高，反而浪费了能量，因为能量用于压缩气流而不是提高推力上。那么在这种情况下怎么办，人们很聪明，让气流膨胀，即气流超过音速后通过膨胀继续提高速度，这样气流总的喷出速度加快，根据动量平衡原理，向后喷的速度越快，那么动量越大，相应的给飞机的推力也就越大。
好了，了解完喷管的作用后，对于长方形喷管的技术难度的讨论就可以开始了。
前面提到喷管要笼住高温高压气体，这个看上去像是废话，但实际上非常重要，因为二元喷管的相当多难度体现在这一块。大家知道，常见的氧气罐、油煤气罐、甚至是可乐瓶等承受内部较大压力的东西都是圆柱状，这是因为圆形在承受内部压力时受力比较均匀且不会轻易变形。可以想象一下如果是个方的或者是长方形的容器，在压力下这些容器一定会鼓起来，这是因为非圆形的其他结构的边会承受压力后而抵抗压力造成的变形方面的刚度不够，如果要增加刚度，那么容器的壁厚就要非常大，重量急剧增加。如果不想让重量增加，那么在材料上要求就会很高，或者说在材料外面增加抗变形的结构，由此来避免变形。
笼住气体还有一个很重要的事项就是密封，因为喷管的内是高温高压的气体，如果不密封让这些高温高压的气体冲击到飞机机体上，飞机机体可承受不住。这个密封在长方形喷管要能够实现提交情况下比圆形喷管更难。前面提到喷管要能够实现先缩小再扩展，在圆形喷管是用非常多的调节片相互层叠来实现调节的（这就是大家看到AL-31后面有双层叶片并且叶片之间有缝隙的原因，因为要调节必须有缝隙，而缝隙要密封主要靠多层重叠来遮挡封闭）；对于长方形喷管，调节时很难让四个边都调节，因为四个边都调节的话四个边之间就必须留出调节的间隙，而这个间隙很难用比的办法来密封，所以选择了两个边来调节，这样密封时需要密封的地方就是上下两个边与侧面两个边之间的缝隙，密封起来相对容易，这就是F-22上下两个边可动而两侧不可动的原因。但是，即便如此这个密封仍然不容易，因为这个缝隙是上下来回变动的，而侧面大小则不能这样随便动，所以这个缝隙密封仍然比圆形喷管利用双层边来遮挡难度更大。
长方形喷管除了上述笼主其他难度外，在气流过渡和调节上也有难度，也有很多问题。我们知道，发动机是截面是圆的，气流从圆形过渡到方形，存在气流重新调整的过程，在这个调整过程中，一些气流会改变运动方向，而改变运动方向就会让气流产生压力不均衡，所以造成圆形到方形的部分地方承受更大压力和气流冲击，这些都要想办法来解决。而在喷管处进行缩小和扩展膨胀时，圆形喷管是向四周方向膨胀，这符合压缩气体的特征，而长方形喷管则要约束向上下两个方向膨胀，所以在这个阶段仍然会对有一些冲击。另外由于这个气流的过渡很显然会造成推力随时。
综合上面的探讨，可以得知，长方形喷管要能够抗变形，抗气流冲击，在气流从圆到方过渡时需要平滑过渡，而且还需要能够在过渡中对气流进行调节，在调节过程中要能够密封得严实，这就对材料、结构设计、密封设计等都提出了很高要求。
相对而言，圆形喷管在笼住气流方面有天然优势，在喷管的调节膨胀方面也更符合气流的特征，在气流流动上不存在圆到方的调整过程，所以从技术难度上来说反而小了。
简单总结一下：圆形喷管更多是顺势而为，而长方形喷管则是逆势而动，所以虽然零件数量长方形喷管更少，但长方形喷管技术难度更大。
那么，长方形喷管技术难度大，对推力还有损失，干嘛要用长方形喷管呢？这就要从其他方面着手了。
从雷达反射截面上来看，长方形喷管对涡轮叶片具有遮挡作用，喷管本身也是把雷达波向几个方向反射，而圆形喷管对涡轮叶片的遮挡作用要小，而圆形喷管本身会向各个方向反射雷达波。所以长方形喷管在雷达反射截面上有其优势。正是因为这个原因，像F-117和B-2把喷管都压缩的很扁，甚至是完全把喷气口遮挡住来降低雷达发射截面。
另外长方形喷管在降低红外特征方面也有优势，因为长方形喷管把高温气流压缩成扁的喷出，喷管本身与冷空气接触面积大，扁的气流更容易与周围的冷空气混合来降低温度，所以长方形喷管后的高温气流长度是低于圆形喷管的。
对于双发战斗机而言，如果发动机是窄间距，那么机体后部安装发动机的部分一般是长方形，在这种情况下，如果圆喷管那么在圆喷管之间就会有间隔，这个间隔会让气流在流动到这里会产生低压区，带来阻力。而如果是长方形喷管，喷管之间的间隔会小，喷管气流和机体会有更平滑的过渡，所以长方形喷管更能降低阻力，另外由于长方形喷管自身与机体形成了一个很好的升力体过渡面，对提高升力也是有好处的。
正是因为长方形喷管在隐形、红外特征和降低阻力的好处，所以长方形喷管得以在F-22上有应用，包括后来老美的海军A/F-X等机型，基本也也是延续了这样的设计。
那么，是不是长方形喷管一定就比圆形喷管优势非常大，其实也都是各有优势。圆形喷管由于符合气流运动特征，所以圆形喷管技术难度要小；由于不像长方形喷管那么需要靠结构设计和材料来克服上述问题，所以在重量上也有优势；圆形喷管也更容易实现三维矢量，所以在机动性上会有帮助；圆形喷管在降低雷达反射截面上和降低红外特征上也可以采用一些措施来降低，虽然效果可能没有长方形那么好，但通过努力也有可能降低到可接受的程度；圆形喷管也可以和机体进行融合设计来降低阻力，虽然总体上降低阻力没有长方形那么大，但与长方形喷管会降低推力相比，也减少了推力损耗。
所以，未来在J-20上，如果是长方形喷管，那么俺会感到由衷的欣慰，这意味着我们在材料、结构设计等方面都有了长足的进展，J-20的各项隐形特征都会非常好。如果是圆形喷管，也不会感到气馁，毕竟技术进步需要克服很多困难，圆形喷管也可以优化达到相当水平，虽然感觉上不如长方形喷管那么科幻，但也是可以接受的。
untlia 发表于 2015-9-22 16:55
未必，YF23,F117,B2都是矩形，但都没有矢量
那个也是麻烦事吧，我记得当年看过报道说是有推力损失的，美帝的发动机功率储备大，损失一些也可以接受。
天朝本来就是发动机推力不足的，再损失就不要搞了
引用一下TSQ的文
TSQ 发表于 2012-5-29 23:22
关于矢量喷管中长方形喷管为什么更难很多人不了解，因为从结构上零件数量比圆喷管要少，但为什么还难呢？个人在这方面简单思考了一下，谈出来供大家参考。
在谈长方形喷管之前，先看喷管的作用:
对于战斗机发动机喷管，主要由两个作用，一个是把高温气流笼住向后喷，一个是喷的过程中对气流进行调节。要笼住气流就要承受高温高压气流的压力和冲击，而对气流调节是因为气流有压缩特征，所以喷管可以通过先缩小再扩展的办法让喷出气流达到超音速，从而更好的利用气流能量来贡献推力。
很多人对先缩小后扩展为什么能够更好利用气流能量不太清楚，这里简单说说：在缩小截面之前，气流基本是亚音速的，那么会像非压缩流体（譬如水）那样，随着截面减小而速度加快（小孩玩水枪就是这个道理，水枪的活塞面积比喷口面积大，活塞运动慢，但水喷出去快，因为活塞推动的水要从更小的孔流出，所以一定加快速度）；当气流速度达到音速后，再缩小截面就没有多大作用了，因为碰到了所谓音障的问题，也就是气体的压缩特征起作用的问题，所以继续缩小截面只是把气流的压力进一步提高，反而浪费了能量，因为能量用于压缩气流而不是提高推力上。那么在这种情况下怎么办，人们很聪明，让气流膨胀，即气流超过音速后通过膨胀继续提高速度，这样气流总的喷出速度加快，根据动量平衡原理，向后喷的速度越快，那么动量越大，相应的给飞机的推力也就越大。
好了，了解完喷管的作用后，对于长方形喷管的技术难度的讨论就可以开始了。
前面提到喷管要笼住高温高压气体，这个看上去像是废话，但实际上非常重要，因为二元喷管的相当多难度体现在这一块。大家知道，常见的氧气罐、油煤气罐、甚至是可乐瓶等承受内部较大压力的东西都是圆柱状，这是因为圆形在承受内部压力时受力比较均匀且不会轻易变形。可以想象一下如果是个方的或者是长方形的容器，在压力下这些容器一定会鼓起来，这是因为非圆形的其他结构的边会承受压力后而抵抗压力造成的变形方面的刚度不够，如果要增加刚度，那么容器的壁厚就要非常大，重量急剧增加。如果不想让重量增加，那么在材料上要求就会很高，或者说在材料外面增加抗变形的结构，由此来避免变形。
笼住气体还有一个很重要的事项就是密封，因为喷管的内是高温高压的气体，如果不密封让这些高温高压的气体冲击到飞机机体上，飞机机体可承受不住。这个密封在长方形喷管要能够实现提交情况下比圆形喷管更难。前面提到喷管要能够实现先缩小再扩展，在圆形喷管是用非常多的调节片相互层叠来实现调节的（这就是大家看到AL-31后面有双层叶片并且叶片之间有缝隙的原因，因为要调节必须有缝隙，而缝隙要密封主要靠多层重叠来遮挡封闭）；对于长方形喷管，调节时很难让四个边都调节，因为四个边都调节的话四个边之间就必须留出调节的间隙，而这个间隙很难用比的办法来密封，所以选择了两个边来调节，这样密封时需要密封的地方就是上下两个边与侧面两个边之间的缝隙，密封起来相对容易，这就是F-22上下两个边可动而两侧不可动的原因。但是，即便如此这个密封仍然不容易，因为这个缝隙是上下来回变动的，而侧面大小则不能这样随便动，所以这个缝隙密封仍然比圆形喷管利用双层边来遮挡难度更大。
长方形喷管除了上述笼主其他难度外，在气流过渡和调节上也有难度，也有很多问题。我们知道，发动机是截面是圆的，气流从圆形过渡到方形，存在气流重新调整的过程，在这个调整过程中，一些气流会改变运动方向，而改变运动方向就会让气流产生压力不均衡，所以造成圆形到方形的部分地方承受更大压力和气流冲击，这些都要想办法来解决。而在喷管处进行缩小和扩展膨胀时，圆形喷管是向四周方向膨胀，这符合压缩气体的特征，而长方形喷管则要约束向上下两个方向膨胀，所以在这个阶段仍然会对有一些冲击。另外由于这个气流的过渡很显然会造成推力随时。
综合上面的探讨，可以得知，长方形喷管要能够抗变形，抗气流冲击，在气流从圆到方过渡时需要平滑过渡，而且还需要能够在过渡中对气流进行调节，在调节过程中要能够密封得严实，这就对材料、结构设计、密封设计等都提出了很高要求。
相对而言，圆形喷管在笼住气流方面有天然优势，在喷管的调节膨胀方面也更符合气流的特征，在气流流动上不存在圆到方的调整过程，所以从技术难度上来说反而小了。
简单总结一下：圆形喷管更多是顺势而为，而长方形喷管则是逆势而动，所以虽然零件数量长方形喷管更少，但长方形喷管技术难度更大。
那么，长方形喷管技术难度大，对推力还有损失，干嘛要用长方形喷管呢？这就要从其他方面着手了。
从雷达反射截面上来看，长方形喷管对涡轮叶片具有遮挡作用，喷管本身也是把雷达波向几个方向反射，而圆形喷管对涡轮叶片的遮挡作用要小，而圆形喷管本身会向各个方向反射雷达波。所以长方形喷管在雷达反射截面上有其优势。正是因为这个原因，像F-117和B-2把喷管都压缩的很扁，甚至是完全把喷气口遮挡住来降低雷达发射截面。
另外长方形喷管在降低红外特征方面也有优势，因为长方形喷管把高温气流压缩成扁的喷出，喷管本身与冷空气接触面积大，扁的气流更容易与周围的冷空气混合来降低温度，所以长方形喷管后的高温气流长度是低于圆形喷管的。
对于双发战斗机而言，如果发动机是窄间距，那么机体后部安装发动机的部分一般是长方形，在这种情况下，如果圆喷管那么在圆喷管之间就会有间隔，这个间隔会让气流在流动到这里会产生低压区，带来阻力。而如果是长方形喷管，喷管之间的间隔会小，喷管气流和机体会有更平滑的过渡，所以长方形喷管更能降低阻力，另外由于长方形喷管自身与机体形成了一个很好的升力体过渡面，对提高升力也是有好处的。
正是因为长方形喷管在隐形、红外特征和降低阻力的好处，所以长方形喷管得以在F-22上有应用，包括后来老美的海军A/F-X等机型，基本也也是延续了这样的设计。
那么，是不是长方形喷管一定就比圆形喷管优势非常大，其实也都是各有优势。圆形喷管由于符合气流运动特征，所以圆形喷管技术难度要小；由于不像长方形喷管那么需要靠结构设计和材料来克服上述问题，所以在重量上也有优势；圆形喷管也更容易实现三维矢量，所以在机动性上会有帮助；圆形喷管在降低雷达反射截面上和降低红外特征上也可以采用一些措施来降低，虽然效果可能没有长方形那么好，但通过努力也有可能降低到可接受的程度；圆形喷管也可以和机体进行融合设计来降低阻力，虽然总体上降低阻力没有长方形那么大，但与长方形喷管会降低推力相比，也减少了推力损耗。
所以，未来在J-20上，如果是长方形喷管，那么俺会感到由衷的欣慰，这意味着我们在材料、结构设计等方面都有了长足的进展，J-20的各项隐形特征都会非常好。如果是圆形喷管，也不会感到气馁，毕竟技术进步需要克服很多困难，圆形喷管也可以优化达到相当水平，虽然感觉上不如长方形喷管那么科幻，但也是可以接受的。
2015-9-22 17:09 上传
davidxtb 发表于 2015-9-22 16:57
那个也是麻烦事吧，我记得当年看过报道说是有推力损失的，美帝的发动机功率储备大，损失一些也可以接受 ...
你的思路不对 如果TG的发动机不过关 那就不会上矢量 无论哪种型号 一旦WS15能实际运用上 采取矩形喷管是妥妥的 而且现在的技术已经较之前进步了很多 二元矢量的增重也比当初减轻许多 且从技术路线来讲 往后二元是发展趋势
那个也是麻烦事吧，我记得当年看过报道说是有推力损失的，美帝的发动机功率储备大，损失一些也可以接受 ...
你的思路不对 如果TG的发动机不过关 那就不会上矢量 无论哪种型号 一旦WS15能实际运用上 采取矩形喷管是妥妥的 而且现在的技术已经较之前进步了很多 二元矢量的增重也比当初减轻许多 且从技术路线来讲 往后二元是发展趋势
白人救世主 发表于 2015-9-22 17:14
你的思路不对 如果TG的发动机不过关 那就不会上矢量 无论哪种型号 一旦WS15能实际运用上 采取矩形喷管 ...
我担心即使是WS15出来了，也还是推力勉强够用，根本不足以支撑矩形喷管。
而且矩形喷管设计后机身的修改，你仔细看一下F22和YF23的后机身就可以知道了。
如果我们愿意付出此种代价的话，倒是很值得，在机尾方向的隐身能力全面提升，同时在降低跨音速阻力方面也都有明显的提升。
当然，还有一个严重的问题就是，我们的歼20采用的结构布局是发动机往后布置，可能需要对发动机本身做更大的修改才能安装二元矩形喷管。当然，不排除发动机的尾喷管如此突出，是给未来安装三元推力矢量喷管用的。
白人救世主 发表于 2015-9-22 17:14
你的思路不对 如果TG的发动机不过关 那就不会上矢量 无论哪种型号 一旦WS15能实际运用上 采取矩形喷管 ...
我担心即使是WS15出来了，也还是推力勉强够用，根本不足以支撑矩形喷管。
而且矩形喷管设计后机身的修改，你仔细看一下F22和YF23的后机身就可以知道了。
如果我们愿意付出此种代价的话，倒是很值得，在机尾方向的隐身能力全面提升，同时在降低跨音速阻力方面也都有明显的提升。
当然，还有一个严重的问题就是，我们的歼20采用的结构布局是发动机往后布置，可能需要对发动机本身做更大的修改才能安装二元矩形喷管。当然，不排除发动机的尾喷管如此突出，是给未来安装三元推力矢量喷管用的。
我不明白楼主在说啥
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赵春生，男，32岁，中共党员，现为中航工业动力所燃烧设计研究室设计员，主要从事航空发动机喷管及排气装置设计，自参加工作至今的6年时间里，共申请专利65项，其中发明专利33项、国防专利26项、实用新型6项。
推力矢量和隐身能力已经成为未来先进战斗机必备的关键技术。轴对称矢量喷管作为一种具有良好推力矢量功能的先进喷管，其实现隐身修型设计却异常困难，国内外还没有一种轴对称矢量喷管应用隐身修型设计。为了解决轴对称矢量喷管隐身修型的设计问题，赵春生通过对现有轴对称矢量喷管的结构特点和运动特性进行深入分析和研究，发明了一种新型锯齿形裙边修型结构，此种结构解决了各状态下对内部构件的有效遮挡与运动干涉相矛盾的问题。目前，此种锯齿形裙边修型结构经过了计算机仿真验证和技术验证，充分验证了其结构可行性，在很大程度上提高了轴对称矢量喷管的隐身能力，填补了类似轴对称矢量喷管进行锯齿修型的技术空白，此种结构已申请国防专利。
此外，在轴对称矢量喷管研制过程中，先后发生多种故障。排故过程中，赵春生和排故团队通过多方查找资料和数次的技术讨论，明确了故障原因，并在最短时间内拿出了排故方案。经过试车验证有效排除了以上故障，实现了故障归零。基于研制过程中出现的故障，为提高其结构可靠性，赵春生查阅了大量国内外相关文献资料并进行深入的分析研究。结合轴对称矢量喷管结构特点，对多个运动机构提出了改进优化方案，并积极申请专利保护。目前针对轴对称矢量喷管运动机构，他已申请国防专利5项和发明专利3项。
赵春生主动关注、跟踪和研究国外发动机公司的专利技术，积极拓展视野，把握航空发动机喷管专业的发展方向，努力探索和研究其他各种形式先进喷管及各项新技术，并对研究成果申请专利保护，目前已申请各类专利60余项。塞式球面轴对称矢量喷管作为一种先进的新型航空发动机喷管，想进一步工程化应用，需要突破众多关键技术的限制。为此，赵春生和项目团队积极查阅和研究分析大量国内外航空发动机各种形式喷管结构和运动机构的文献资料，利用所学专业知识和多年从事喷管及排气装置设计的经验，提出了喷管多个主要运动机构和组成结构的结构方案，完成了塞式球面轴对称矢量喷管运动机构工程应用可行性分析，为喷管的工程化设计指明了方向。目前，针对此种喷管，已申请国防专利10项和发明专利2项。
通过参加中航工业组织的知识产权培训和申请专利过程中经验积累，赵春生意识到知识产权已经成为国家核心竞争力的战略资源。每当自己有了解决问题的奇思妙想或者完成了创新的结构设计时，他便及时专利主管部门沟通，将适合通过专利保护的技术创新成果申报专利。
另外，这位工作仅6年的年轻工程师，非常注重就研究成果和技术创新申请专利保护的问题对同事提供指导和帮助。他曾多次以如何挖掘专利和申报专利为主题做专题培训，介绍专利申请的方法和专利挖掘的途径，充分带动了所在单位知识产权保护的氛围。在赵春生的影响和带动下，他所在单位的技术创新水平、专利申请数量和质量都大幅提升，成为中航工业动力所知识产权保护的标杆单位。
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赵春生，男，32岁，中共党员，现为中航工业动力所燃烧设计研究室设计员，主要从事航空发动机喷管及排气装置设计，自参加工作至今的6年时间里，共申请专利65项，其中发明专利33项、国防专利26项、实用新型6项。
推力矢量和隐身能力已经成为未来先进战斗机必备的关键技术。轴对称矢量喷管作为一种具有良好推力矢量功能的先进喷管，其实现隐身修型设计却异常困难，国内外还没有一种轴对称矢量喷管应用隐身修型设计。为了解决轴对称矢量喷管隐身修型的设计问题，赵春生通过对现有轴对称矢量喷管的结构特点和运动特性进行深入分析和研究，发明了一种新型锯齿形裙边修型结构，此种结构解决了各状态下对内部构件的有效遮挡与运动干涉相矛盾的问题。目前，此种锯齿形裙边修型结构经过了计算机仿真验证和技术验证，充分验证了其结构可行性，在很大程度上提高了轴对称矢量喷管的隐身能力，填补了类似轴对称矢量喷管进行锯齿修型的技术空白，此种结构已申请国防专利。
此外，在轴对称矢量喷管研制过程中，先后发生多种故障。排故过程中，赵春生和排故团队通过多方查找资料和数次的技术讨论，明确了故障原因，并在最短时间内拿出了排故方案。经过试车验证有效排除了以上故障，实现了故障归零。基于研制过程中出现的故障，为提高其结构可靠性，赵春生查阅了大量国内外相关文献资料并进行深入的分析研究。结合轴对称矢量喷管结构特点，对多个运动机构提出了改进优化方案，并积极申请专利保护。目前针对轴对称矢量喷管运动机构，他已申请国防专利5项和发明专利3项。
赵春生主动关注、跟踪和研究国外发动机公司的专利技术，积极拓展视野，把握航空发动机喷管专业的发展方向，努力探索和研究其他各种形式先进喷管及各项新技术，并对研究成果申请专利保护，目前已申请各类专利60余项。塞式球面轴对称矢量喷管作为一种先进的新型航空发动机喷管，想进一步工程化应用，需要突破众多关键技术的限制。为此，赵春生和项目团队积极查阅和研究分析大量国内外航空发动机各种形式喷管结构和运动机构的文献资料，利用所学专业知识和多年从事喷管及排气装置设计的经验，提出了喷管多个主要运动机构和组成结构的结构方案，完成了塞式球面轴对称矢量喷管运动机构工程应用可行性分析，为喷管的工程化设计指明了方向。目前，针对此种喷管，已申请国防专利10项和发明专利2项。
通过参加中航工业组织的知识产权培训和申请专利过程中经验积累，赵春生意识到知识产权已经成为国家核心竞争力的战略资源。每当自己有了解决问题的奇思妙想或者完成了创新的结构设计时，他便及时专利主管部门沟通，将适合通过专利保护的技术创新成果申报专利。
另外，这位工作仅6年的年轻工程师，非常注重就研究成果和技术创新申请专利保护的问题对同事提供指导和帮助。他曾多次以如何挖掘专利和申报专利为主题做专题培训，介绍专利申请的方法和专利挖掘的途径，充分带动了所在单位知识产权保护的氛围。在赵春生的影响和带动下，他所在单位的技术创新水平、专利申请数量和质量都大幅提升，成为中航工业动力所知识产权保护的标杆单位。
龙王破山剑 发表于 2015-9-22 17:27
我不明白楼主在说啥
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直接看专利更有说明意义。
就是在轴对称推力矢量尾喷口内加了一个通冷却风的管子，管子用支架固定在尾喷管内，支架也通冷却风，管子内有旋流叶片转动，起冷却和遮挡尾部发动机热端作用，管子尾端修型为锯齿状，发动机尾喷管修型为锯齿状
http://dbpub.cnki.net/Grid2008/d ... iYZk5eUF%2B5a8TWg==
一种具有良好隐身功能的轴对称矢量喷管
【申请号】 CN201310657176.X 【申请日】 2013-12-04
【公开号】 CN103696873A 【公开日】 2014-04-02
【申请人】 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 【地址】 110015 辽宁省沈阳市沈河区万莲路1号
【发明人】 赵春生;徐速;任利锋
【专利代理机构】 沈阳晨创科技专利代理有限责任公司 21001 【代理人】 任玉龙
【国省代码】 21
【摘要】 一种具有良好隐身功能的轴对称矢量喷管,其特征在于：由筒体、扩张段调节机构、喉道调节机构、密封构件、中心遮挡构件和外罩构件组成；具体为：筒体前端与发动机连接,扩张段调节机构主要由矢量作动筒、矢量调节环、拉杆、和扩张调节片组成；其中,矢量作动筒沿喷管周向布置,前端通过机械连接方式连接在筒体外壁上,后端连接在矢量调节环上；矢量调节环后端通过转动副与拉杆连接,通过定心机构与筒体连接,保证限制矢量调节环径向位移；拉杆沿喷管周向均布,另一端通过转动副与扩张调节片外侧连接。本发明的优点：具有良好的隐身能力,弥补常规轴对称矢量喷管隐身功能缺陷,同时兼具结构简单、可靠性高的优点。
【主权项】 一种具有良好隐身功能的轴对称矢量喷管,其特征在于：由筒体(1)、扩张段调节机构、喉道调节机构、密封构件、中心遮挡构件和外罩构件组成；具体为：筒体(1)前端与发动机连接,作为整个喷管的支撑构件；扩张段调节机构主要由矢量作动筒(2)、矢量调节环(4)、拉杆(8)、和扩张调节片(9)组成；其中,矢量作动筒(2)沿喷管周向布置,前端通过机械连接方式连接在筒体(1)外壁上,后端连接在矢量调节环(4)上；矢量调节环(4)后端通过转动副与拉杆(8)连接,通过定心机构与筒体(1)连接,保证限制矢量调节环(4)径向位移；拉杆(8)沿喷管周向均布,另一端通过转动副与扩张调节片(9)外侧连接；扩张调节片(9)前端通过“十”字铰运动副与收敛调节片(6)后端连接；矢量作动筒(2)同步或异步伸缩通过矢量调节环和拉杆(8)带动扩张调节片(9)完成常规收扩和矢量偏转；喉道调节机构主要由同步作动筒(3)、同步调节环(5)、收敛调节片(6)和拉杆(7)组成；其中,同步作动筒(3)沿喷管周向布置,前端通过机械连接方式连接在筒体(1)外壁上,后端连接在同步调节环(5)上；同步调节环(3)后端通过转动副与拉杆(7)连接；收敛调节片(5)前端通过转动副与筒体(1)后端连接,后端通过“十”字铰运动副与扩张调节片(9)前端连接；拉杆(7)沿喷管周向均布,另一端通过转动副与收敛调节片(5)外侧中段连接；同步作动筒(2)同步伸缩驱动同步调节环(5)通过拉杆(7)带动收 敛调节片(6)绕前端转动副转动,实现喉道面积调节；密封构件主要由收敛密封片(13)和扩张密封片(14)组成,主要用于喷管内部气流的密封；收敛密封片(13)位于周向均布的收敛调节片(6)内侧和其之间,通过常规的协动压紧机构与相邻两侧收敛调节片(6)连接；扩张密封片(14)位于周向均布的扩张调节片(9)内侧和其之间,通过常规的协动压紧机构与相邻两侧扩张调节片(9)连接；中心遮挡构件主要由支架(11)和薄壁旋流中心体(12)组成；薄壁旋流中心体(12)通过支架(11)固定连接在筒体(1)后段,主要用于对喷管以前热端构件的遮挡,从而实现良好的隐身功能；外罩(10)主要用于喷管外侧气流的整流；其中,外罩(10)前端通过转动副连接在矢量调节环(4)后端,后段通过转动副与扩张调节片(9)尾段外侧连接。
【页数】 14
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我不明白楼主在说啥
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直接看专利更有说明意义。
就是在轴对称推力矢量尾喷口内加了一个通冷却风的管子，管子用支架固定在尾喷管内，支架也通冷却风，管子内有旋流叶片转动，起冷却和遮挡尾部发动机热端作用，管子尾端修型为锯齿状，发动机尾喷管修型为锯齿状
http://dbpub.cnki.net/Grid2008/d ... iYZk5eUF%2B5a8TWg==
一种具有良好隐身功能的轴对称矢量喷管
【申请号】 CN201310657176.X 【申请日】 2013-12-04
【公开号】 CN103696873A 【公开日】 2014-04-02
【申请人】 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 【地址】 110015 辽宁省沈阳市沈河区万莲路1号
【发明人】 赵春生;徐速;任利锋
【专利代理机构】 沈阳晨创科技专利代理有限责任公司 21001 【代理人】 任玉龙
【国省代码】 21
【摘要】 一种具有良好隐身功能的轴对称矢量喷管,其特征在于：由筒体、扩张段调节机构、喉道调节机构、密封构件、中心遮挡构件和外罩构件组成；具体为：筒体前端与发动机连接,扩张段调节机构主要由矢量作动筒、矢量调节环、拉杆、和扩张调节片组成；其中,矢量作动筒沿喷管周向布置,前端通过机械连接方式连接在筒体外壁上,后端连接在矢量调节环上；矢量调节环后端通过转动副与拉杆连接,通过定心机构与筒体连接,保证限制矢量调节环径向位移；拉杆沿喷管周向均布,另一端通过转动副与扩张调节片外侧连接。本发明的优点：具有良好的隐身能力,弥补常规轴对称矢量喷管隐身功能缺陷,同时兼具结构简单、可靠性高的优点。
【主权项】 一种具有良好隐身功能的轴对称矢量喷管,其特征在于：由筒体(1)、扩张段调节机构、喉道调节机构、密封构件、中心遮挡构件和外罩构件组成；具体为：筒体(1)前端与发动机连接,作为整个喷管的支撑构件；扩张段调节机构主要由矢量作动筒(2)、矢量调节环(4)、拉杆(8)、和扩张调节片(9)组成；其中,矢量作动筒(2)沿喷管周向布置,前端通过机械连接方式连接在筒体(1)外壁上,后端连接在矢量调节环(4)上；矢量调节环(4)后端通过转动副与拉杆(8)连接,通过定心机构与筒体(1)连接,保证限制矢量调节环(4)径向位移；拉杆(8)沿喷管周向均布,另一端通过转动副与扩张调节片(9)外侧连接；扩张调节片(9)前端通过“十”字铰运动副与收敛调节片(6)后端连接；矢量作动筒(2)同步或异步伸缩通过矢量调节环和拉杆(8)带动扩张调节片(9)完成常规收扩和矢量偏转；喉道调节机构主要由同步作动筒(3)、同步调节环(5)、收敛调节片(6)和拉杆(7)组成；其中,同步作动筒(3)沿喷管周向布置,前端通过机械连接方式连接在筒体(1)外壁上,后端连接在同步调节环(5)上；同步调节环(3)后端通过转动副与拉杆(7)连接；收敛调节片(5)前端通过转动副与筒体(1)后端连接,后端通过“十”字铰运动副与扩张调节片(9)前端连接；拉杆(7)沿喷管周向均布,另一端通过转动副与收敛调节片(5)外侧中段连接；同步作动筒(2)同步伸缩驱动同步调节环(5)通过拉杆(7)带动收 敛调节片(6)绕前端转动副转动,实现喉道面积调节；密封构件主要由收敛密封片(13)和扩张密封片(14)组成,主要用于喷管内部气流的密封；收敛密封片(13)位于周向均布的收敛调节片(6)内侧和其之间,通过常规的协动压紧机构与相邻两侧收敛调节片(6)连接；扩张密封片(14)位于周向均布的扩张调节片(9)内侧和其之间,通过常规的协动压紧机构与相邻两侧扩张调节片(9)连接；中心遮挡构件主要由支架(11)和薄壁旋流中心体(12)组成；薄壁旋流中心体(12)通过支架(11)固定连接在筒体(1)后段,主要用于对喷管以前热端构件的遮挡,从而实现良好的隐身功能；外罩(10)主要用于喷管外侧气流的整流；其中,外罩(10)前端通过转动副连接在矢量调节环(4)后端,后段通过转动副与扩张调节片(9)尾段外侧连接。
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八股文而已，2008年珠海航展都展示了9500公斤级别的发动机，采用三元推力矢量控制的，现在在哪里？
赏金猎人好运姐 发表于 2015-9-22 16:27
矢量喷管本身好弄，但是采用矢量之后发动机的内部调整、飞控的相应变化就难弄了。
楼主不是问的是菊花么。。。。
矢量喷管本身好弄，但是采用矢量之后发动机的内部调整、飞控的相应变化就难弄了。
楼主不是问的是菊花么。。。。
davidxtb 发表于 2015-9-22 17:37
八股文而已，2008年珠海航展都展示了9500公斤级别的发动机，采用三元推力矢量控制的，现在在哪里？
这个尾喷口是模型吧，现实中的尾喷口停机状态下哪有这样的
八股文而已，2008年珠海航展都展示了9500公斤级别的发动机，采用三元推力矢量控制的，现在在哪里？
这个尾喷口是模型吧，现实中的尾喷口停机状态下哪有这样的
这个尾喷口是模型吧，现实中的尾喷口停机状态下哪有这样的
样机而已，非实机。
三元矢量喷管还是有希望的，甚至不排除和毛子合作的可能。二元喷管还是需要后机身改动大，而且技术难度很大。
样机而已，非实机。
三元矢量喷管还是有希望的，甚至不排除和毛子合作的可能。二元喷管还是需要后机身改动大，而且技术难度很大。
davidxtb 发表于 2015-9-22 19:05
样机而已，非实机。
三元矢量喷管还是有希望的，甚至不排除和毛子合作的可能。二元喷管还是需要后机身 ...
看模型和论文插图 是EJ200的那种靠密封片联动变形转动的AVEN 以前有过图 然后加冷却通风降低红外特征 老毛子su30mki的还是是长长的俯仰式轴对称矢量喷管（圆柱段轴线偏转矢量喷管）
AVEN已经研究很久了 有一本书就叫《喷气发动机轴对称推力矢量喷管》 还有老江以前把玩的貌似就是AVEN
样机而已，非实机。
三元矢量喷管还是有希望的，甚至不排除和毛子合作的可能。二元喷管还是需要后机身 ...
看模型和论文插图 是EJ200的那种靠密封片联动变形转动的AVEN 以前有过图 然后加冷却通风降低红外特征 老毛子su30mki的还是是长长的俯仰式轴对称矢量喷管（圆柱段轴线偏转矢量喷管）
AVEN已经研究很久了 有一本书就叫《喷气发动机轴对称推力矢量喷管》 还有老江以前把玩的貌似就是AVEN
其实我觉得 f135的那个菊花 确实好看 时尚
如果从技术难度来说二元喷管技术难度低，隐身性好，可以考虑给鹘鹰2.0使用，歼20用三元隐形矢量对其体现优秀机动性更好。
davidxtb 发表于 2015-9-22 16:57
那个也是麻烦事吧，我记得当年看过报道说是有推力损失的，美帝的发动机功率储备大，损失一些也可以接受 ...
这个说法貌似不能成立把，如果ws15真达到传说中的推力水平的话，何来不够之说？如果你是以未来装ws15的j20来衡量的话，根本不存在推力不够的问题！
那个也是麻烦事吧，我记得当年看过报道说是有推力损失的，美帝的发动机功率储备大，损失一些也可以接受 ...
这个说法貌似不能成立把，如果ws15真达到传说中的推力水平的话，何来不够之说？如果你是以未来装ws15的j20来衡量的话，根本不存在推力不够的问题！
如果从技术难度来说二元喷管技术难度低，隐身性好，可以考虑给鹘鹰2.0使用，歼20用三元隐形矢量对其体现优 ...
你确信二元喷管难度低？我看到的资料都是认为二元喷管难度大的。
你确信二元喷管难度低？我看到的资料都是认为二元喷管难度大的。
这个说法貌似不能成立把，如果ws15真达到传说中的推力水平的话，何来不够之说？如果你是以未来装ws15的j2 ...
也从来没有二元喷管的准备吧，否则歼20后机身要做比较大的修改。
我也从来没看过国内有关于二元喷管获得突破的权威资料。
这么说吧，如果本来就是准备上三元喷管的，而且刘歼20后机身的设计来说大有可能，现在改二元喷管，就要面临推力损失的问题。那么，在这种情况下，即使是涡扇15本来够用的推力，都可能不够了。
也从来没有二元喷管的准备吧，否则歼20后机身要做比较大的修改。
我也从来没看过国内有关于二元喷管获得突破的权威资料。
这么说吧，如果本来就是准备上三元喷管的，而且刘歼20后机身的设计来说大有可能，现在改二元喷管，就要面临推力损失的问题。那么，在这种情况下，即使是涡扇15本来够用的推力，都可能不够了。