阅读说明：本技术 一种提高超声速柯恩达射流附着压比的环量控制单元 (Ring volume control unit for improving supersonic coanda jet flow adhesion pressure ratio ) 是由 张刘 黄勇 姜裕标 陈洪 高立华 李昌 汪军 何萌 于 2020-04-03 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种射流环量控制单元,所述射流环量控制单元设置于机翼的尾缘位置,射流环量控制单元包括第一高压气腔、第二高压气腔、第一喷嘴、第二喷嘴和柯恩达型面,第一喷嘴与所述第一高压气腔相连通,且第一喷嘴朝向机翼尾部设置,第二喷嘴与第二高压气腔相连通,且第二喷嘴朝向机翼尾部设置；第一喷嘴和第二喷嘴间设置有柯恩达型面,且所述第一喷嘴和/或第二喷嘴与柯恩达型面间设有台阶结构。通过所述台阶结构设置,使得在喷嘴射流出口处形成回流区,从而促进射流膨胀。因膨胀不足引起的激波与台阶形成的回流区的剪切层相互作用,减轻膨胀不足影响的效果,防止激波引起的分离,从而在较高的压力比下促进射流的附着。(The invention discloses a jet circulation control unit which is arranged at the tail edge of a wing and comprises a first high-pressure air cavity, a second high-pressure air cavity, a first nozzle, a second nozzle and a coanda profile, wherein the first nozzle is communicated with the first high-pressure air cavity and arranged towards the tail of the wing; a coanda profile is arranged between the first nozzle and the second nozzle, and a step structure is arranged between the first nozzle and/or the second nozzle and the coanda profile. By means of the step structure arrangement, a backflow zone is formed at the jet outlet of the nozzle, so that jet expansion is promoted. The shock wave caused by insufficient expansion interacts with the shear layer of the recirculation zone formed by the steps, the effect of insufficient expansion is reduced, separation caused by the shock wave is prevented, and attachment of the jet flow is promoted at a higher pressure ratio.)

一种提高超声速柯恩达射流附着压比的环量控制单元

技术领域

本发明属于飞机主动流动控制射流环量控制领域，尤其是涉及一种可提高超声速柯恩达射流附着压比的环量控制单元。

背景技术

射流环量控制技术通过射流控制系统使压缩空气沿着控制单元尾缘切线的方面喷出，在柯恩达效应作用下，射流发生偏转，形成虚拟舵面，获得与传统飞行操纵面等效的俯仰和滚转控制能力，具备飞机的纵向和横向控制能力。通过调节环量控制单元驻室总压控制射流缝出口的射流速度，改变吹气动量系数进而改变射流强度、调节喷射气流方向和虚拟舵面的控制效果，以满足飞机不同姿态调整对操纵力矩的需求。

射流飞行控制系统的设计思想是使用“气流喷射控制系统”实现无活动部件的飞行控制。取消了飞机上的各种活动操纵面及其相关的各控制子系统部件，可用于下一代飞机，减少飞机上的活动舵面，对降低重量、使用维护成本和机构复杂度，提高飞机的隐身性、机动性和敏捷性具有重要作用。作为有可能对未来飞机设计带来革命性变革的关键技术，无舵面射流控制技术已成为各军事强国研究的热点。

在高亚声速下，为了提高环量控制效率，必须提高射流速度，采用超声速柯恩达射流。传统环量控制单元采用收缩喷嘴，高压比射流在喷嘴出口下游迅速膨胀，产生一系列激波，这些激波与外界自由流、柯恩达表面边界层相互作用。在较高压比下，射流高度欠膨胀，射流以激波边界层相互作用的形式从柯恩达表面完全分离，限制了该技术的应用。

为了限制射流因膨胀不足而造成的脱附，采用收缩-扩张喷嘴将气流扩散到环境压力中，可以扩大柯恩达射流附着的工作压力范围。但在封闭、狭小的射流缝道(最小尺寸约0.2mm)加工出特殊型面要求的收缩-扩张喷嘴，加工难度较大，加工精度无法保证，且难以保证射流喷嘴沿展向的一致性。

发明内容

本发明的目的在于，针对高亚声速自由来流条件下高压比射流膨胀不足引起激波分离的问题，提供一种促进超声速柯恩达射流附着的环量控制单元设计。通过在喷嘴射流出口与柯恩达型面之间引入一个后向台阶，形成回流区，促进射流膨胀，降低因射流膨胀不足引起的激波强度；激波与回流区自由剪切层相互作用，防止激波与柯恩达表面边界层相互作用引起的分离，促进较高压比下射流在柯恩达型面上的附着；台阶还提供一个低压区域，将射流转向壁面，促进附着。

本发明目的通过下述技术方案来实现：

一种射流环量控制单元，所述射流环量控制单元设置于机翼的尾缘位置，所述射流环量控制单元包括第一高压气腔、第二高压气腔、第一喷嘴、第二喷嘴和柯恩达型面，所述第一喷嘴与所述第一高压气腔相连通，且所述第一喷嘴朝向机翼尾部设置，所述第二喷嘴与所述第二高压气腔相连通，且所述第二喷嘴朝向机翼尾部设置；所述第一喷嘴和第二喷嘴间设置有柯恩达型面，且所述第一喷嘴和/或第二喷嘴与柯恩达型面间设有台阶结构。

通过所述台阶结构设置，使得在喷嘴射流出口处形成回流区，从而促进射流膨胀。即是，因膨胀不足引起的激波与台阶形成的回流区的剪切层相互作用，减轻膨胀不足影响的效果，防止激波引起的分离，从而在较高的压力比下促进射流的附着。

根据一个优选的实施方式，所述台阶结构为后向台阶，所述后向台阶与柯恩达型面间连接形成的缺口朝向于机翼的尾部方向设置。

根据一个优选的实施方式，所述后向台阶与柯恩达型面切向的夹角为β，所述夹角为60°～120°。

根据一个优选的实施方式，所述台阶结构的台阶高度t基于第一喷嘴和/或第二喷嘴喷出气流的射流压比设置。

根据一个优选的实施方式，所述台阶结构的台阶高度t基于第一喷嘴和/或第二喷嘴的喷嘴流出口高度h和驻室压比进行设置进行设置。

根据一个优选的实施方式，所述柯恩达型面为弧形结构，且所述柯恩达型面的曲率半径为R。

根据一个优选的实施方式，所述第一喷嘴和第二喷嘴为收缩喷嘴或收缩-扩张喷嘴。

根据一个优选的实施方式，所述第一高压气腔和第二高压气腔与高压气体产生设备相连通。

一种机翼，所述机翼设有如前述结构的射流环量控制单元。

一种飞机，所述飞机包含机翼结构，且所述机翼结构上设有沿飞机机身轴线对称设置的如前述结构的射流环量控制单元。

前述本发明主方案及其各进一步选择方案可以自由组合以形成多个方案，均为本发明可采用并要求保护的方案；且本发明，(各非冲突选择)选择之间以及和其他选择之间也可以自由组合。本领域技术人员在了解本发明方案后根据现有技术和公知常识可明了有多种组合，均为本发明所要保护的技术方案，在此不做穷举。

本发明的有益效果：本发明公开了一种射流环量控制单元，通过在喷嘴射流出口与柯恩达型面之间引入后向台阶，促进射流膨胀，降低激波强度，将激波-边界层相互干扰转化为激波-自由剪切层相互作用，从而防止激波与柯恩达型面边界层相互作用引起的分离，促进较高压比下射流在柯恩达型面上的附着。

附图说明

图1是本发明机翼的结构示意图；

图2是本发明环量控制单元结构示意图；

图3是本发明环量控制单元涉及参数示意图；

图4是本发明超声速柯恩达射流流动示意图；

其中，100-机翼，101-翼壁，102-第一高压气腔，103-第二高压气腔，104-柯恩达型面，105-第一喷嘴，106-第二喷嘴，107-后向台阶。

具体实施方式

以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。

需要说明的是，为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。

因此，以下对本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，术语“水平”、“竖直”、“悬垂”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明要指出的是，本发明中，如未特别写出具体涉及的结构、连接关系、位置关系、动力来源关系等，则本发明涉及的结构、连接关系、位置关系、动力来源关系等均为本领域技术人员在现有技术的基础上，可以不经过创造性劳动可以得知的。

实施例1：

参考图1至图4所示，本发明公开了一种射流环量控制单元。所述射流环量控制单元设置于机翼100的尾缘位置。通过本射流环量控制单元实现射流环量的主动流动控制。

优选地，所述射流环量控制单元包括第一高压气腔102、第二高压气腔103、第一喷嘴105、第二喷嘴106、柯恩达型面104。

优选地，所述第一高压气腔102和第二高压气腔103与高压气体产生设备相连通。用于高压气体的储存及输出。

优选地，所述第一喷嘴105与所述第一高压气腔102相连通，且所述第一喷嘴105朝向机翼100尾部设置。所述第二喷嘴106与所述第二高压气腔103相连通，且所述第二喷嘴106朝向机翼100尾部设置。从而通过第一喷嘴105和/或第二喷嘴106实现气体流的高速喷出。

进一步地，所述第一喷嘴105和第二喷嘴106可以为收缩喷嘴或收缩-扩张喷嘴。

优选地，所述第一喷嘴105和第二喷嘴106间设置有柯恩达型面104。且所述第一喷嘴105和/或第二喷嘴106与柯恩达型面104间设有台阶结构。

通过所述台阶结构设置，使得在喷嘴射流出口处形成回流区，从而促进射流膨胀。即是，因膨胀不足引起的激波与台阶形成的回流区的剪切层相互作用，减轻膨胀不足影响的效果，防止激波引起的分离，从而在较高的压力比下促进射流的在柯恩达型面的附着。

进一步地，所述台阶结构为后向台阶107。所述后向台阶107与柯恩达型面104间连接形成的缺口朝向于机翼100的尾部方向设置。

优选地，所述台阶结构的台阶高度t可以基于第一喷嘴105和/或第二喷嘴106喷出气流的射流压比设置。

优选地，所述台阶结构的台阶高度t还可以基于第一喷嘴105和/或第二喷嘴106的喷嘴流出口高度h和驻室压比进行设置。

优选地，所述后向台阶107与柯恩达型面104切向的夹角为β，所述夹角为60°-120°。交接处的夹角β不能太大，否则交接形成的区域很小，无法起到回流区的作用。交接处的夹角β不能太小，否则会产生射流振荡，对射流的稳定性带来不利影响。

优选地，所述柯恩达型面104为弧形结构，且所述柯恩达型面104的曲率半径为R。

优选地，环量控制单元中翼壁的壁面厚度为a、第一喷嘴105和第二喷嘴106的出口宽度为h、后向台阶107的高度t、后向台阶107与台阶处柯恩达型面104切向的夹角β、柯恩达型面曲率半径R。引入后向台阶的环量控制单元设计对喷嘴射流出口高度h、柯恩达型面曲率半径R与翼型弦长c之间的比例关系没有影响。

通过在喷嘴射流出口与柯恩达型面之间引入后向台阶，促进射流膨胀，降低激波强度，将激波-边界层相互干扰转化为激波-自由剪切层相互作用，从而防止激波与柯恩达型面边界层相互作用引起的分离，促进较高压比下射流在柯恩达型面上的附着。

本发明对应的新型台阶式环量控制单元设计无需对传统环量控制单位喷嘴射流出口高度h、柯恩达型面曲率半径R等参数进行修改。通过调整台阶结构的高度和夹角，可以调整射流保持附着的最大压比临界值，可以避免使用型面加工精度和展向加工精度无法保证的收缩-扩张喷嘴，且后向台阶结构简单，易于加工，成本较低。

本发明还公开了一种机翼100，所述机翼100设有如前述结构的射流环量控制单元。如图1中所示，所述机翼100分别通过第一喷嘴105或第二喷嘴106完成高速气体流的喷出，实现改变机翼100表面压力分布，从而产生操作力矩实现飞机的控制。从而避免了使用各种传统的活动舵面结构，降低了机翼阻力。

本发明还公开了一种飞机。所述飞机包含机翼100结构，且所述机翼100结构上设有沿飞机机身轴线对称设置的如前述结构的射流环量控制单元。所述飞机通过使用配置有前述公开的环量控制单元的机翼100，使得飞行阻力大大降低，提高了飞机的飞行速度，节省了航空燃油。并且，由于飞机的机翼上不再设置各种活动舵面结构，减小了雷达散射面积，从而进一步提高了飞机的隐身效果。

前述本发明基本例及其各进一步选择例可以自由组合以形成多个实施例，均为本发明可采用并要求保护的实施例。本发明方案中，各选择例，与其他任何基本例和选择例都可以进行任意组合。本领域技术人员可知有众多组合。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。