一种射流环量控制装置及飞行器的制作方法

1.本实用新型涉及飞行设备技术领域，特别是涉及一种射流环量控制装置以及一种飞行器。

背景技术：

2.使飞行器飞得更快、更远、更高、更省油，是飞行器设计者共同的追求目标。目前飞机常用的气动布局一般都含有机翼、柱形机身、垂尾、平尾、鸭翼部件，如常规布局、鸭式布局和三翼面布局，经过了几十年的研究，这些布局的性能潜力几乎已经挖掘透彻，其气动性能很难有大的提升。从另一个角度讲，因为棱边数较多、雷达散射面较大、红外无遮挡的原因，容易受到雷达探测，隐身性能较差，使得其综合性能下降，生存能力降低。
3.为了实现大幅度提高飞机气动效率和隐身性能的目标，人们再一次提出了飞翼布局以及类似飞翼布局的扁平融合无尾布局。由于这种布局没有圆柱形机身、平尾和垂尾等不产生升力、但会产生阻力的部件，能够有效的增大巡航升阻比，提高巡航气动效率；但同时也是因为这些部件不存在，大面积降低了雷达散射面，大大提高了这些布局的隐身特性，因此受到各界飞行器设计者的青睐。
4.虽然飞翼布局飞行器有诸多优点，但因其无水平和垂直尾翼，姿态控制特别是俯仰和航向控制困难。为保证飞行器的操纵性和飞行品质，大量新型控制策略被用于飞翼布局的姿态控制；例如图1所示，图1为现有技术中的一种主动射流环量控制装置。但当前各种新型的控制策略在实际应用中都存在各种不同的问题，控制效果和控制性能上均有待提升。

技术实现要素：

5.本实用新型的目的是提供一种射流环量控制装置以及一种飞行器，能够在一定程度上提升对飞行器的滚转、俯仰姿态的控制效果。
6.为解决上述技术问题，本实用新型提供一种射流环量控制装置，包括设置在机翼尾部的中间件；分别设置在所述中间件两侧的第一弯尾壁和第二弯尾壁；所述第一弯尾壁和所述第二弯尾壁分别与所述中间件之间形成第一气流驻室和第二气流驻室；所述第一弯尾壁的端部和所述中间件表面之间、所述第二弯尾壁的端部和所述中间件表面之间分别形成所述第一气流驻室的喷气口和所述第二气流驻室的喷气口，且所述中间件的表面形成两个所述喷气口喷射的气流的柯恩达型面；所述第一气流驻室和所述第二气流驻室背离对应的喷气口的一侧均设置有引气口，且所述第一气流驻室和所述第二气流驻室由所述引气口指向所述喷气口方向的横截面尺寸均逐渐渐缩；
7.其中，所述第一弯尾壁和所述第二弯尾壁的端部均向所述中间件的端部表面弯曲，且所述第一弯尾壁的端部、所述中间件的端部表面的中心位置以及所述第二弯尾壁的端部之间设置在同一平面上。
8.在本技术的一种可选的实施例中，所述中间件上对应所述第一气流驻室的喷气口
和所述第二气流驻室的喷气口的位置均设置有楔形台阶面。
9.在本技术的一种可选的实施例中，所述楔形台阶面和所述喷气口所在表面之间夹角为20
°
～30
°
。
10.在本技术的一种可选的实施例中，所述中间件上位于两个所述楔形台阶面之间的表面是半径为30mm～60mm，弧长为5mm～10mm的圆弧面。
11.在本技术的一种可选的实施例中，所述第一气流驻室和所述第二气流驻室分别对应的喷气口的法向之间的夹角为80
°
～140
°
。
12.在本技术的一种可选的实施例中，每个所述喷气口的宽度尺寸为0.2mm～1.0mm。
13.在本技术的一种可选的实施例中，所述第一气流驻室和所述第二气流驻室的中间位置均设置有气流稳定器。
14.在本技术的一种可选的实施例中，所述气流稳定器包括1～3排平行布置且孔占率为50％～70％的孔板；
15.或者，所述气流稳定器为蜂窝状内部结构的整流器。
16.一种飞行器，包括机翼，其中所述机翼上设置有如上任一项所述的射流环量控制装置。
17.本实用新型所提供的一种射流环量控制装置以及飞行器，该射流环量控制装置包括设置在机翼尾部的中间件；分别设置在中间件两侧的第一弯尾壁和第二弯尾壁；第一弯尾壁和第二弯尾壁分别与中间件之间形成第一气流驻室和第二气流驻室；第一弯尾壁的端部和中间件表面之间、第二弯尾壁的端部和中间件表面之间分别形成第一气流驻室的喷气口和第二气流驻室的喷气口，且中间件的表面形成两个喷气口喷射的气流的柯恩达型面；第一气流驻室和第二气流驻室背离对应的喷气口的一侧均设置有引气口，且第一气流驻室和第二气流驻室由引气口指向喷气口方向的横截面尺寸均逐渐渐缩；其中，第一弯尾壁和第二弯尾壁的端部均向中间件的端部表面弯曲，且第一弯尾壁的端部、中间件的端部表面的中心位置以及第二弯尾壁的端部之间设置在同一平面上。
18.本技术中的射流环量控制装置中，将第一弯尾壁和第二弯尾壁均向中间件的表面进行弯曲，在此基础上，还将中间件的端部中心和第一弯尾壁的端部以及第二弯尾壁的端部之间共面设置，也即是说该中间件的柯恩达型面并没有过多的凸出于第一弯尾壁的端部和第二弯尾壁的端部所对应的两个喷气口，从而避免该中间件对两个喷气口的气流造成遮挡，使得位于中间件上方的喷气口的气流能够更好的向下方偏转，而位于中间件下方的喷气口喷射的气流能够更好的向上方偏转，进而使得每个喷气口喷射出的气流能够被进一步地加速，在保证飞行器低速飞行时能够很好的俯仰和滚转姿态有效控制的基础上，还在飞行器高速飞行时也能够实现很好的调控效果。
附图说明
19.为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术的技术方案，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的介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，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获得其他的附图。
20.图1为现有技术中的一种主动射流环量控制装置；
21.图2为本技术实施例提供的机翼的结构示意图；
22.图3为图2中机翼的区域a部分的局部结构示意图。
具体实施方式
23.针对图1所示的主动射流环量控制装置，其同样是设置在机翼尾部的结构，在中间部位存在一个较大的类似于球形的曲面结构，其表面即形成柯恩达型面，且在该柯恩达型面的上下方对称设置有一对喷口。且该柯恩达型面的曲面结构端部相对于两个喷口而言，向机翼尾部延伸的更远。进行图1所示的曲面结构能在一定程度上对两个喷口11喷射出来的气流形成柯恩达效应，但相对于两个喷口11而言过于外凸的曲面结构10也在一定程度上对气流的流动方向产生负面干扰。
24.如图1中带箭头的虚线所示，其示出了主动射流环量控制装置的一个喷口11喷射气流的流动方向，由该带箭头的虚线所指示的方向可知，气流在喷口11处基本上是水平方向喷射的，气流从喷口11喷出后，由于曲面结构10的圆弧型附着面的附着效应，气流贴着曲面结构10附着流动，气流流线呈圆弧型弯曲，且气流流线的弯曲弧度大；在喷口11附近、圆弧型附着面表面产生低速气流区，甚至是两个喷口11喷射的气流之间分离区(如图1中产生弯折的带箭头的虚线所示)，使得射流气流进一步加速能力减弱，影响了该气流对飞行器的姿态调节能力。
25.对于图1所示的结构，当喷口11喷射气流的射流速度达到亚/跨声速级别时机翼尾缘弧面上依然能够很好的附体流动，飞行器在ma0.4以下飞行速度时具有较好的俯仰和滚转姿态控制效果；但随着飞行器飞行速度提高，需要射流速度更快，而当射流速度达到超声速级别时，机翼尾缘弧面上附体流动随着射流速度增大而逐渐变差，甚至不附体流动(分离流动)，导致飞行器的姿态控制效果也就变差，无法实现飞行器在ma0.4～ma1.0飞行速度范围内的俯仰和滚转姿态有效控制。
26.为此，本技术中提出了一种能够在射流速度更大的情况下，也能够实现飞行器的俯仰和滚转姿态有效控制的技术方案。
27.为了使本技术领域的人员更好地理解本实用新型方案，下面结合附图和具体实施方式对本实用新型作进一步的详细说明。显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。
28.如图2和图3所示，图2为本技术实施例提供的机翼的结构示意图；图3为图2中机翼的区域a部分的局部结构示意图。
29.在本技术的一种具体实施例中，该射流环量控制装置可以包括：
30.在机翼尾部的中间件30；分别设置在中间件30两侧的第一弯尾壁311和第二弯尾壁312；
31.第一弯尾壁311和第二弯尾壁312分别与中间件30之间形成第一气流驻室321和第二气流驻室322，且第一弯尾壁311的端部和中间件30表面之间、第二弯尾壁312的端部和中间件30表面之间分别形成第一气流驻室321的喷气口323和第二气流驻室322的喷气口323；且中间件30的表面形成两个喷气口323喷射的气流的柯恩达型面；
32.第一气流驻室321和第二气流驻室322背离对应的喷气口323的一侧均设置有引气
口324，且第一气流驻室321和第二气流驻室322由引气口324指向喷气口323方向的横截面尺寸均逐渐渐缩；
33.其中，第一弯尾壁311和第二弯尾壁312的端部均向中间件30的端部表面弯曲，且第一弯尾壁311的端部、中间件30的端部表面的中心位置以及第二弯尾壁312的端部之间设置在同一平面上。
34.需要说明的是，第一弯尾壁311和第二弯尾壁312，第一气流驻室321和第二气流驻室322之间均是关于中间件对称设置在中间件30的上方和下方。本技术中的上方和下方均是以飞机未发生反转时机翼20呈水平状态下，机翼20的上下方向为准的上方和下方，以及机翼20的尾端则是图2所示的区域a的端部区域，后续对于涉及上下方向的相关内容的不再重复说明。
35.在实际应用中，在机翼20的内部设置有通过引气口324分别向第一气流驻室321和第二气流驻室322通入气流的充气设备。
36.在飞行器飞行过程中，通过向第一气流驻室321以及第二气流驻室322内充入气流，气流由引气口324向喷气口323流动，因为第一气流驻室321和第二气流驻室322的横截面均是有引气口324到喷气口渐缩，使得气流有引气口324向喷气口323流动过程中得以加速，并在喷气口323处加速到最大而从喷气口323喷出。此外，参照图2和图3，在中间件30的端部具有大体上呈圆弧型的附着面，该附着面即作为柯恩达型面。
37.当第一气流驻室321的喷气口323喷气时，喷气口323喷射气流产生引射作用，促使机翼20上表面气流加速而形成更低的压力区域，气流在中间件30的圆弧型附着面附着弯曲流动，促使机翼20下表面产生阻流作用而形成更高的压力区域，此时机翼20上表面压力相对于不喷气状态减小且后加载增大，导致升力增大和低头力矩增大；
38.当第二气流驻室322的喷气口323喷气时，则在喷气口323喷射气流喷气口323喷射气流产生引射作用，促使机翼20下表面气流加速而形成更低的压力区域，气流在中间件30的圆弧型附着面附着弯曲流动，促使机翼20上表面产生阻流作用而形成更高的压力区域，此时机翼20相对于不喷气状态的环量增大，致使后加载减小，导致升力减小和抬头力矩增大。
39.而在飞行器中，机翼20是在机身两侧对称设置的，当两侧机翼20尾部的射流环量控制装置中，一侧是第一气流驻室321的喷气口323喷气，而另一侧则是第二气流驻室323的喷气口323喷气，那么飞行器一侧升力增加而另一侧升力减小，进而使得飞行器两侧产生的升力存在差异而让飞行器实现滚转姿态的控制。
40.而当对飞行器两侧的机翼20同时控制第一气流驻室321的喷气口323喷射气流，则可以实现飞行器低头，而当对飞行器两侧的机翼20同时控制第二气流驻室322的喷气口323喷射气流，则可以实现飞行器的抬头飞行；由此也就可以实现飞行器的俯仰姿态控制。
41.如前所述，本技术中的射流环量控制装置，在实现对飞行器的滚转、俯仰姿态控制，是通过向第一气流驻室321或第二气流驻室322内注入气流并从喷气口323喷出高速射流，改变机翼20的上表面或下表面的压力分布，从而改变机翼20的升力；由此，也就要求从喷气口323喷射出的气流要相对于机翼20上下表面的气流速度更快，也就是说在飞行器飞行的速度越快的条件下，喷气口323喷射出来的气流速度也就需要越大。
42.而在如图1所示的结构中气流在喷口11处气流基本处于水平方向，即大致和机翼
弦线平行，从喷口11喷出后，由于曲面结构10上的圆弧型附着面的几何外形约束，高速射流的气流流线明显有个大弧度的弯曲，在喷口附近、圆弧型附着面表面产生低速气流区，甚至是分离区，使得射流气流进一步加速能力减弱，影响了在同等压比引气条件下气流能达到的最大超声速速度。
43.而本技术中图2所示的实施例中，气流从喷气口323喷出后，第一弯尾壁311和第二弯尾壁312均向中间件30弯曲设置，进而使得第一气流驻室321的喷气口323喷射方向向下偏转，而第二气流驻室322的喷气口323喷射方向向上偏转，且因为第一弯尾壁311的端部、中间件30的端部表面的中心位置以及第二弯尾壁312的端部之间设置在同一平面上，进而使得中间件30的端部不会相对于两个喷气口323过多的向机翼20尾部凸出，进而避免对两个喷气口323喷射的气流形成遮挡的问题，使得两个喷气口323喷射出气流后具有一个扩展型隐形射流通道，能够使得喷射出的气流进一步地加速。
44.可选的，为了进一步地提升对喷气口323喷射出的气流进行加速的加速效果。在本技术的另一可选的实施例中，还可以进一步地包括：
45.中间件30上对应第一气流驻室321的喷气口323和第二气流驻室322的喷气口323的位置均设置有楔形台阶面301。
46.该楔形台阶面301应当和两个喷气口323喷射气流的方向之间存在一定的倾斜角，该楔形台阶面301向固壁方向倾斜，楔形台阶面301与喷气口323之间锐角夹角可以为20
°
～30
°
，在喷气口323的法向上投影长度约1.0～1.5倍喷口缝隙大小。每个喷气口323的宽度尺寸可以为0.2mm～1.0mm。
47.扩张型的楔形台阶面301给了喷气口323喷射气流一侧的扩张空间，形成双边膨胀的射流隐形通道，射流气流不再向一侧偏移，气流流线可以绕着中间件30的端部表面流至机翼20下表面后缘，更有效地将射流气流加速甚至可以达到超声速速度，使得射流气流速度相对于高速飞行状态下的外流场气流速度的相对速度更大，从而产生更有效的环量控制效果，即机翼20上下表面的压力分布改变更明显，从而产生更大的俯仰力矩改变量，达到滚转俯仰姿态有效控制。
48.当喷气口323处喷射的气流速度小于声音速度(ma《1.0)时，外部隐形射流通道中的射流速度也小于声音速度；当喷气口323处气流速度等于声音速度(ma＝1.0)时，气流在外部隐形射流通道中继续加速，速度可以达到超声速(ma》1.0)，外部隐形射流通道中所需气流速度取决于飞行器飞行速度，飞行速度越快，需要的射流速度越大；在射流气流引射作用下，飞行器机翼表面气流速度加速，使得机翼表面压力分布(环量分布)改变，导致俯仰力矩或滚转力矩改变，利用相应变化量来控制飞行器的俯仰或滚转姿态，从而实现环量控制。
49.另外，在中间件30上的两个楔形台阶面301之间的表面可以是半径为30mm～60mm，弧长为5mm～10mm的圆弧面；当然，在实际应用中，基于不同的飞行器的型号，对应的机翼尺寸的不同该圆弧面的尺寸参数也可以进行相应地调节。
50.此外，引气口324充入的气流的流向一般是指向喷气口323所在的方向的，有利于气流平行进入气流驻室；而气流驻室空间大，外形变化缓慢，有利于气流收集和压力稳定。可选的，还可以在第一气流驻室321和第二气流驻室322中分别设置气流稳定器321。
51.气流稳定器321可以采用孔占率约50％～70％、错孔排列的1～3排平行布置孔板组成，或者是采用蜂窝状内部结构的整流器，使得气流从气流驻室进入气流加速槽时流动
更加均匀。
52.喷气口323平行于该处固壁形面(即中间件距离喷气口最近的位置的表面)法向方向，对称的两个喷气口夹角约为80
°
～140
°
，也即是说第一气流驻室321和第二气流驻室322分别对应的喷气口法向之间的夹角为80
°
～140
°
。
53.第一气流驻室321和第二气流驻室322均可以分为气流加速槽和驻气槽两部分；气流加速槽为气流驻室靠近喷气口的一端气流槽，该部分的气流加速槽从喷气口向引气口方向横截面均以约1.1～1.5倍的扩张率逐步增大并最终和驻气槽连通。
54.第一弯尾壁311和第二弯尾壁312是在机翼的后缘续接一段圆弧型固壁，人为引导外部气流偏转流动方向，弯尾壁后缘厚度约1mm～3mm，与气流加速槽另一侧固壁面构成夹缝，约束气流在气流加速槽中变方向加速度前进。
55.综上所述，本技术所提供的射流环量控制装置中，将第一弯尾壁和第二弯尾壁均向具有柯恩达型面的中间件的表面进行弯曲，在此基础上，还将中间件的端部中心和第一弯尾壁的端部以及第二弯尾壁的端部之间共面设置，使得中间件的柯恩达型面并没有相对于两个喷气口过多向机翼的尾端凸出，从而避免该中间件对两个喷气口的气流造成遮挡，使得位于中间件上方的喷气口的气流能够更好的向下方偏转，而位于中间件下方的喷气口喷射的气流能够更好的向上方偏转，使得两个喷气口分别喷射出来的气流可以进一步地的被加速，从而在飞行器高速飞行状态下，也能够实现飞行器的俯仰和滚转良好调控效果。
56.本技术还提供了一种飞行器的实施例，该飞行器包括机翼，其中机翼上设置有如上任一项所述的射流环量控制装置。
57.需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。另外，本技术实施例提供的上述技术方案中与现有技术中对应技术方案实现原理一致的部分并未详细说明，以免过多赘述。
58.本文中应用了具体个例对本实用新型的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本实用新型的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型原理的前提下，还可以对本实用新型进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本实用新型权利要求的保护范围内。

技术特征：

1.一种射流环量控制装置，其特征在于，包括设置在机翼尾部的中间件；分别设置在所述中间件两侧的第一弯尾壁和第二弯尾壁；所述第一弯尾壁和所述第二弯尾壁分别与所述中间件之间形成第一气流驻室和第二气流驻室；所述第一弯尾壁的端部和所述中间件表面之间、所述第二弯尾壁的端部和所述中间件表面之间分别形成所述第一气流驻室的喷气口和所述第二气流驻室的喷气口，且所述中间件的表面形成两个所述喷气口喷射的气流的柯恩达型面；所述第一气流驻室和所述第二气流驻室背离对应的喷气口的一侧均设置有引气口，且所述第一气流驻室和所述第二气流驻室由所述引气口指向所述喷气口方向的横截面尺寸均逐渐渐缩；其中，所述第一弯尾壁和所述第二弯尾壁的端部均向所述中间件的端部表面弯曲，且所述第一弯尾壁的端部、所述中间件的端部表面的中心位置以及所述第二弯尾壁的端部之间设置在同一平面上。2.如权利要求1所述的射流环量控制装置，其特征在于，所述中间件上对应所述第一气流驻室的喷气口和所述第二气流驻室的喷气口的位置均设置有楔形台阶面。3.如权利要求2所述的射流环量控制装置，其特征在于，所述楔形台阶面和所述喷气口所在表面之间夹角为20
°
～30
°
。4.如权利要求2所述的射流环量控制装置，其特征在于，所述中间件上位于两个所述楔形台阶面之间的表面是半径为30mm～60mm，弧长为5mm～10mm的圆弧面。5.如权利要求1所述的射流环量控制装置，其特征在于，所述第一气流驻室和所述第二气流驻室分别对应的两个所述喷气口的法向之间的夹角为80
°
～140
°
。6.如权利要求5所述的射流环量控制装置，其特征在于，每个所述喷气口的宽度尺寸为0.2mm～1.0mm。7.如权利要求1所述的射流环量控制装置，其特征在于，所述第一气流驻室和所述第二气流驻室的中间位置均设置有气流稳定器。8.如权利要求7所述的射流环量控制装置，其特征在于，所述气流稳定器包括1～3排平行布置且孔占率为50％～70％的孔板；或者，所述气流稳定器为蜂窝状内部结构的整流器。9.一种飞行器，其特征在于，包括机翼，其中所述机翼上设置有如权利要求1至8任一项所述的射流环量控制装置。

技术总结

本实用新型涉及飞行设备技术领域，公开了一种射流环量控制装置以及飞行器，该射流环量控制装置包括在机翼尾部具有柯恩达型面的中间件、第一弯尾壁、第二弯尾壁、第一气流驻室和第二气流驻室，且第一弯尾壁的端部、第二弯尾壁的端部分别和中间件表面形成两个气流驻室的喷气口，且中间件的表面形成两个喷气口喷射气流的柯恩达型面；其中，第一弯尾壁和第二弯尾壁的端部均向中间件的端部表面弯曲，且第一弯尾壁的端部、中间件的端部表面的中心位置以及第二弯尾壁的端部之间设置在同一平面上。本申请中避免了中间件对两个喷气口的气流造成遮挡，使得喷气口喷射的气流能够进一步的被加速，从而在飞行器高速飞行时也能够实现俯仰滚转姿态的良好调控。转姿态的良好调控。转姿态的良好调控。