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龙图腾网恭喜四川跃纳科技有限公司;中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所申请的专利一种有源双喉道射流矢量喷管缩比验证机获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN119178612B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-03-14发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202411688265.5，技术领域涉及：G01M15/02；该发明授权一种有源双喉道射流矢量喷管缩比验证机是由富佳伟;王辰;王勇设计研发完成，并于2024-11-25向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种有源双喉道射流矢量喷管缩比验证机在说明书摘要公布了：本发明涉及缩比验证机技术领域，具体为一种有源双喉道射流矢量喷管缩比验证机，包括：机体结构，机体结构的内部设置有飞行组合控制系统；起落机构；应急回收伞机构，包括回收伞单元，回收伞单元的舵机控制器与飞行组合控制系统通信连接；伺服舵系统，与飞行组合控制系统通信连接；数传导航系统，用于与飞行组合控制系统交换验证机工作中的飞行数据和实时控制验证机的导航信息；动力系统，包括动力机构、供油机构、射流机构和矢量喷口结构，动力机构与飞行组合控制系统通信连接，矢量喷口结构采用有源双喉道射流矢量喷管结构。解决了现有验证机通常在风洞环境下验证，不能获取实际飞行环境的问题。

本发明授权一种有源双喉道射流矢量喷管缩比验证机在权利要求书中公布了：1.一种有源双喉道射流矢量喷管缩比验证机，其特征在于，包括：机体结构（100），所述机体结构（100）的内部设置有飞行组合控制系统（101），所述飞行组合控制系统（101）内存储有MEMS卫星导航系统；起落机构（200），包括被配置于机体结构（100）下方的前起落架单元（201）、第一主起落架单元（202）和第二主起落架单元（203），且前起落架单元（201）、第一主起落架单元（202）和第二主起落架单元（203）的起落架控制器均与飞行组合控制系统（101）通信连接；应急回收伞机构（300），包括回收伞单元（301），所述回收伞单元（301）的舵机控制器与飞行组合控制系统（101）通信连接；伺服舵系统（400），与飞行组合控制系统（101）通信连接，用于控制验证机在飞行中调整飞行姿态；数传导航系统（500），用于与飞行组合控制系统（101）交换验证机工作中的飞行数据和实时控制验证机的导航信息；以及动力系统（600），包括动力机构（601）、供油机构（602）、射流机构（603）和矢量喷口结构（604），所述动力机构（601）与飞行组合控制系统（101）通信连接，所述矢量喷口结构（604）采用有源双喉道射流矢量喷管结构，并用于提升动力机构（601）的推力和与伺服舵系统（400）配合调整验证机的飞行姿态；所述动力机构（601）采用最大推力为90daN，转速为30000rpm-61000rpm，燃油消耗率小于等于1.4KgdaN.h的发动机，所述发动机采用高压空气启动；所述射流机构（603）包括储能机构（605）、调压阀（606）和流量控制器（607），所述储能机构（605）采用容量为0.3L-12L，最大支持压力为30Mpa的碳纤维高压气瓶，其内部存储有高压氮气；所述调压阀（606）连通在储能机构（605）和流量控制器（607）之间，并用于调整储能机构（605）输出的气体压力；所述流量控制器（607）与飞行组合控制系统（101）通信连接，并将调压阀（606）调压后的气体输送至矢量喷口结构（604），经矢量喷口结构（604）喷射的气流，用于与发动机喷射的气流协同调整验证机的飞行姿态；所述矢量喷口结构（604）包括第一喉道（608）和第二喉道（609），所述第一喉道（608）与发动机出气口相连通，所述第一喉道（608）的内部向第二喉道（609）方向逐渐收缩，且第一喉道（608）和第二喉道（609）的连通处的高度与第二喉道（609）的出气口的高度相同；所述第二喉道（609）包括扩张段（610）和收缩段（611），所述扩张段（610）位于第一喉道（608）和收缩段（611）之间；所述扩张段（610）和收缩段（611）连通处形成一个夹角θ，且150°＜θ＜165°；所述流量控制器（607）的出气口连通有射流管道（612），所述射流管道（612）与扩张段（610）相连通，且形成的射流矢量角为15°。

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