基于直接力操控原理的全流动控制飞行器制造技术

基于直接力操控原理的全流动控制飞行器，包括机身以及机身两侧的机翼，各机翼后缘设有喷管，所述喷管出口端的上侧壁面以及下侧壁面均为科恩达反应面，所述喷管的上侧壁面和下侧壁面之间设置有第一隔板和第二隔板，喷管的上侧壁面和第一隔板之间为上侧风道，第一隔板和第二隔板之间为主风道，喷管的下侧壁面和第二隔板之间为下侧风道，上侧风道、主风道和下侧风道均分别通过独立的管路连接位于机身的引气系统，由引气系统对上侧风道、主风道和下侧风道分别进行独立的供气控制。本实用新型专利技术解决了基于环量控制机理的无舵面机翼，在跨声速速域操控效能低的问题，且保留环量控制无舵面机翼高隐身、低重量、易维护的优势。易维护的优势。易维护的优势。

【技术实现步骤摘要】
基于直接力操控原理的全流动控制飞行器


[0001]本技术涉及航天飞行器
，更具体地，涉及一种基于直接力操控原理的全流动控制飞行器。

技术介绍

[0002]取代传统机械舵面的无舵面机翼，是未来飞行器的发展趋势之一。现有环量控制机翼是一种无舵面机翼，属于主动流动控制技术范畴。一般是通过环量控制装置在机翼科恩达后缘吹气，改变机翼绕流环量，产生控制力矩，起到飞行姿态控制的作用，在隐身、减重等方面比传统机械式舵面有明显优势。
[0003]现有基于环量控制原理的无舵面机翼在亚声速速域表现出较好的性能。当飞行器在亚声速速域飞行时，机翼后缘高速小股射流通过科恩达反应面实现偏转，裹入射流周围流体，可在全场范围内产生影响，改变来流迎角，加速机翼表面边界层的流动，由此改变了机翼表面的压力分布，进而产生控制力矩。
[0004]但当飞行器处于跨声速速域时，机翼周围的局部流场存在超声速流动，科恩达后缘处的射流扰动无法向上游传播，机翼表面的压力分布改变受限。因此，基于环量控制原理的无舵面机翼应用于操控更高速域的飞行器时，操控效能较低，难以在跨声速速域甚至更高速域为飞行器姿态控制提供足够的控制力矩。
[0005]此外，环量控制翼的肯恩达后缘在双缝隙同时射流时，可产生一定的偏航控制力矩，但由于小股射流的质量流量较低，不足以提供足量的推力，致使环量控制翼航向控制效能有限。

技术实现思路

[0006]针对现有技术存在的缺陷，本技术的目的是提供一种基于直接力操控原理的全流动控制飞行器，增加主喷管射流的质量流量，增强偏航控制能力，利用同向二次流矢量化的主喷流，产生的直接力操控飞机的飞行姿态，而不是通过改变机翼表面的环量实现姿态控制。
[0007]为实现上述技术目的，本技术采用的技术方案是：
[0008]基于直接力操控原理的全流动控制飞行器，包括机身以及机身两侧的机翼，各机翼后缘设有喷管，所述喷管出口端的上侧壁面以及下侧壁面均为科恩达反应面，所述喷管的上侧壁面和下侧壁面之间设置有第一隔板和第二隔板，喷管的上侧壁面和第一隔板之间为上侧风道，第一隔板和第二隔板之间为主风道，喷管的下侧壁面和第二隔板之间为下侧风道，上侧风道、主风道和下侧风道均分别通过独立的管路连接位于机身的引气系统，由引气系统对上侧风道、主风道和下侧风道分别进行独立的供气控制。
[0009]作为本技术的进一步限定，所述引气系统包括气源和引气通道，所述气源连接引气通道，引气通道连接有通往上侧风道、主风道和下侧风道的分支管路，主管路上设置有主阀门，各分支管路上分别独立设置有对应的分阀门，通过主阀门以及各分阀门实现对
各风道的喷气控制。优选地，所述气源为发动机引气，高压空气由飞行器发动机压气机引出，在发动机压气机的涵道壁上开设引气孔，引气孔连接引气通道，通过引气孔将发动机压气机的中的高压空气引入引气通道，经引气通道将进入引气孔中的高压空气引入到通往上侧风道、主风道或/和下侧凤道的管路中。在实际应用中，具体引气系统气源的实现方式有很多，能够实现将高压气体引入即可。
[0010]作为本技术的进一步限定，上侧风道喷口和下侧风道喷口为收缩型喷口，具体地，所述第一隔板的末端与对应的喷管上侧壁面形成上侧风道的压缩段，上侧风道中其上侧风道喷口处的流通面积最小，上侧风道中的气流经压缩段压缩加速后经上侧风道喷口喷出。所述第二隔板的末端与喷管下侧壁面形成下侧风道的压缩段，下侧风道中其下侧风道喷口处的流通面积最小，经压缩段压缩加速后经下侧风道喷口喷出。进一步地，上侧风道和下侧风道上下对称设置，主风道的喷口处流通面积远大于上侧风道喷口处或下侧风道喷口处流通面积。优选地，主风道的喷口处流通面积是上侧风道喷口处或下侧风道喷口处流通面积的10～20倍。
[0011]作为本技术的进一步限定，上侧风道喷口和下侧风道喷口为先收缩后扩张型喷口，具体地，所述第一隔板的末端与对应的喷管上侧壁面形成上侧风道的压缩段和扩张段，上侧风道中的气流在上侧风道的出口端先压缩后扩张后从上侧风道喷口喷出。所述第二隔板的末端与对应的喷管下侧壁面形成下侧风道的压缩段和扩张段，下侧风道中的气流在下侧风道的出口端先压缩后扩张后从下侧风道喷口喷出。进一步地，上侧风道和下侧风道上下对称设置，主风道的喷口处流通面积远大于上侧风道喷口处或下侧风道喷口处流通面积。优选地，主风道的喷口处流通面积是上侧风道喷口处或下侧风道喷口处流通面积的10～20倍。
[0012]作为本技术的进一步限定，整个主风道等流通面积。
[0013]作为本技术的进一步限定，所述机翼为无缝隙机翼。
[0014]作为本技术的进一步限定，所述喷管平行于机翼后缘。
[0015]通过以上技术方案，本技术能够实现的技术效果是：
[0016]本技术在机翼后缘设置平行于机翼后缘的喷管，喷管分隔为上侧风道、主风道和下侧风道，且各风道独立控制。本技术通过增加主风道喷射主喷流，有力的提升了主喷流的质量流量，此喷管单独作用时，可提供足量推力，实现飞行器的偏航控制，有效改善了环量控制翼航向操控效能不足的问题，提升了飞行器横航向运动协调性，达到了更好的控制效果。
[0017]同时利用上侧风道或下侧风道喷射二次流，借助科恩达反应面，利用同向二次流与主喷流的相互剪切作用，使大质量流量的主喷流矢量化。以此，通过矢量化的直接力产生足够的控制力矩满足飞机在跨声速甚至更高速域的配平和机动需求。除此之外，本技术并未引入活动部件，依然保留无舵面机翼高隐身、低重量、易维护的优势。
附图说明
[0018]为了更清楚地说明本技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提
下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
[0019]图1为本技术优选实施例的基于直接力操控原理的全流动控制飞行器的整体俯视示意图；
[0020]图2为本技术优选实施例中机翼的剖视图；
[0021]图3为本技术优选实施例中喷管的剖面图(上侧风道喷口和下侧风道喷口为收缩型喷口)；
[0022]图4为本技术优选实施例中风道的示意图(上侧风道喷口和下侧风道喷口为收缩型喷口)；
[0023]图5为本技术优选实施例中喷管的示意图(上侧风道喷口和下侧风道喷口为先收缩后扩张型喷口)；
[0024]图6为本技术优选实施例中风道的示意图(上侧风道喷口和下侧风道喷口为先收缩后扩张型喷口)；
[0025]图7为本技术优选实施例中引气系统的结构原理示意图。
[0026]图中标号：
[0027]1、机身；2、左机翼；3、右机翼；4、机翼后缘；5、喷管；6、上侧科恩达反应面；7、下侧科恩达反应面；8、第一隔板；9、第二隔板；10、上侧风道；11、主风道；12、下侧风道本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.基于直接力操控原理的全流动控制飞行器，其特征在于：包括机身以及机身两侧的机翼，各机翼后缘设有喷管，所述喷管出口端的上侧壁面以及下侧壁面均为科恩达反应面，所述喷管的上侧壁面和下侧壁面之间设置有第一隔板和第二隔板，喷管的上侧壁面和第一隔板之间为上侧风道，第一隔板和第二隔板之间为主风道，喷管的下侧壁面和第二隔板之间为下侧风道，上侧风道、主风道和下侧风道均分别通过独立的管路连接位于机身的引气系统，由引气系统对上侧风道、主风道和下侧风道分别进行独立的供气控制。2.根据权利要求1所述的基于直接力操控原理的全流动控制飞行器，其特征在于：上侧风道喷口和下侧风道喷口为收缩型喷口，所述第一隔板的末端与对应的喷管上侧壁面形成上侧风道的压缩段，上侧风道中其上侧风道喷口处的流通面积最小，上侧风道中的气流经压缩段压缩加速后经上侧风道喷口喷出；所述第二隔板的末端与喷管下侧壁面形成下侧风道的压缩段，下侧风道中其下侧风道喷口处的流通面积最小，经压缩段压缩加速后经下侧风道喷口喷出。3.根据权利要求2所述的基于直接力操控原理的全流动控制飞行器，其特征在于：上侧风道和下侧风道上下对称设置，主风道的喷口处流通面积是上侧风道喷口处或下侧风道喷口处流通面积的10～20倍。4.根据权利要求1所述的基于直接力操控原理的全流动控制飞行器，其特征在于：上侧风道喷口和下侧风道喷口为先收缩后扩张型喷口；所述第一隔板的末端与对应的喷管上侧壁面形成上侧风道的压缩段和扩张段，上侧风道中的气流在上侧风道的出口端经其收缩
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扩张喷口先压缩后...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈晔，郭正，侯中喜，邵帅，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：新型
国别省市：