[发明专利]基于直接力操控原理的全流动控制飞行器

说明书

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。本发明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。

技术领域

本发明涉及航天飞行器技术领域，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。

背景技术

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。

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。

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。

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。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明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。

为实现上述技术目的，本发明采用的技术方案是：

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。

作为本发明的进一步限定，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。