具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本发明所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本发明内容的实施例后，当可由本发明内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本发明内容的精神与范围。本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，但并不作为对本发明的限定。

参照图1，本发明一实施例提供一种宽速域射流控制飞行器，包括机身100、发动机170以及设置在机身100左右两侧的机翼。所述发动机170安装在机身中间位置的发动机短舱110内，为飞行器提供动力。

在各机翼前缘沿其展向分布有流动分离抑制装置120，用于抑制机翼表面的流动分离；

在各机翼外侧后缘设置有可调喷口环量控制装置130，为飞行器提供滚转控制；

在机身后端中部设置有二元射流推力矢量装置140，利用二元射流推力矢量装置140进行宽速域飞行中的俯仰和偏航控制。

推力矢量引气管路150、环量控制引气管路160分别从发动机引高压气体到二元射流推力矢量装置140和可调喷口环量控制装置130。

参照图2，在左、右机翼上的流动分离抑制装置120左右对称分布。所述流动分离抑制装置120由多个合成射流激励器组成。各合成射流激励器内置于机翼，在各机翼前缘表面沿其展向均匀开设有各合成射流激励器的合成射流喷口121，通过各合成射流激励器的合成射流喷口120周期性吹出或者吸入气体，进而抑制机翼表面的流动分离。

参照图2、图3、图4和图5，所述合成射流激励器包括合成射流腔体123、压电振动器124、振动膜片122和合成射流喷口121，合成射流腔体123为扁圆柱形腔体，所述压电振动器124贴附于振动膜片122上，所述振动膜片122作为合成射流腔体123的上表面，所述合成射流喷口121为细长狭缝，合成射流喷口121的长度方向与机身展向一致；合成射流喷口121连通合成射流腔体123。在电信号激励下，压电振动器124带动振动膜片122振动改变合成射流腔体123体积，进而使合成射流喷口121周期性吹出或者吸入气体。其中所述压电振动器124是压电陶瓷或者其他电激励制动材料。

当飞行器在低速大迎角飞行时，给压电振动器124施加电信号激励，压电振动器124带动振动膜片122振动改变合成射流腔体123体积，通过合成射流喷口121周期性吹出或者吸入气体，进而抑制机翼表面的流动分离，改善环量控制效果。

参照图1、图2，在左、右机翼外侧后缘分别设有一个可调喷口环量控制装置130，且左、右机翼上的两可调喷口环量控制装置130左右对称分布。

参照图6和图7，可调喷口环量控制装置130采用可调喷口环量控制激励器。可调喷口环量控制激励器包括环量控制激励器壳体131、环量控制下气室133、环量控制上气室132、压电收缩块134、环量控制下喷口135、环量控制上喷口136、科恩达后缘137。左、右机翼外侧后缘设有安装可调喷口环量控制装置130的缺口，环量控制激励器壳体131与机翼外侧后缘缺口形状对应，可调喷口环量控制装置130安装在左、右机翼外侧后缘对应的缺口中，与机翼无缝衔接成为机翼的一部分，这样不会对飞行器本身的气动外形产生影响。

所述环量控制激励器壳体131内部由中间隔板分隔为上下对称的两个独立的气室，分别为环量控制上气室132和环量控制下气室133，环量控制上气室132和环量控制下气室133的气室前部分别经对应的环量控制电磁阀161与环量控制引气管路160相通，通过各环量控制电磁阀161控制输入到环量控制上气室132和环量控制下气室133中的高压气体质量流量。环量控制引气管路160连接引气气源，将来自引气气源的高压气体引入环量控制上气室132和环量控制下气室133；环量控制上气室132和环量控制下气室133的气室后部分别与对应的环量控制上喷口和环量控制下喷口相通，中间隔板的端头连接有科恩达后缘137，科恩达后缘137位于环量控制上喷口136和环量控制下喷口135之间。

引气气源来自发动机170，环量控制引气管路136从发动机170引出高压气体。高压气体通过环量控制引气管路160，经环量控制电磁阀161进入环量控制上气室132和环量控制下气室133，从环量控制上喷口136和环量控制下喷口135射出。在流动附壁效应作用下，射流附着于科恩达后缘137，对机翼表面边界层流动产生夹带作用，改变机翼环量进而改变升力。左机翼后缘可调喷口环量控制激励器的环量控制上喷口136和右机翼后缘可调喷口环量控制激励器的环量控制下喷口135工作时，左机翼升力增大，右机翼升力减小，产生使飞行器向右滚转的控制力矩。相反，右机翼后缘可调喷口环量控制激励器的环量控制上喷口136和左机翼后缘可调喷口环量控制激励器的环量控制下喷口135工作时，右机翼升力增大，左机翼升力减小，产生使飞行器向左滚转的控制力矩。

参照图7，所述中间隔板为可伸缩隔板，中间隔板设有压电伸缩块134，对压电伸缩块134施加电信号激励，压电收缩块134收缩进而带动科恩达后缘137收缩。压电伸缩块134无电信号激励时，位于环量控制上喷口136和环量控制下喷口135之间的科恩达后缘137使环量控制上喷口136和环量控制下喷口135均为收敛型喷口。对压电伸缩块134施加电信号激励时，压电收缩块134收缩，科恩达后缘137随之后缩，使环量控制上喷口136和环量控制下喷口135变为收敛发散型喷口。飞行器在高亚声速飞行时，对压电伸缩块134施加电信号激励，压电收缩块134收缩，科恩达后缘137随之后缩，使环量控制上喷口136和环量控制下喷口135变为收敛发散型喷口，气流经过收敛发散型喷口变为超声速射流，增大气室压力后射流也不易脱离科恩达后缘，流动附壁效应增强，环量控制效果随之增强。

参照图1和图2,，所述发动机170纵向设置在左、右机翼之间的机身中间位置，二元射流推力矢量装置140设置在发动机喷口后部。

参照图8和图9，所述二元射流推力矢量装置140包括推力矢量引气管路150和尾喷管141，尾喷管141设置在发动机喷口后部，发动机喷口喷出的主流经尾喷管141喷出。所述尾喷管141的出口端为截面呈矩形的矩形喷口，矩形喷口连接有外扩罩144，外扩罩144与矩形喷口连接处形成向上、下、左、右四个方向往外扩张的扩张台阶143，外扩罩144的上、下、左、右四个内侧面为分别向上、下、左、右方向往外扩张的外扩曲面，形成二元射流推力矢量装置的扩张型喷口。外扩罩144的上、下、左、右四个内侧面均设有推力矢量射流喷口142，分别为上、下、左、右侧推力矢量射流喷口。推力矢量射流喷口142的轴线方向与推力矢量射流喷口142所在的扩张曲面法线方向夹角为75°。推力矢量引气管路150从发动机170引出高压气体，高压气体经过对应的推力矢量电磁阀151从对应的推力矢量射流喷口142射出。通过推力矢量电磁阀151控制推力矢量引气管路150中的高压气体质量流量。任一侧的推力矢量射流喷口142工作时，可将尾喷管141中的主流推向对侧，附着于对侧的外扩曲面上，主流发生偏转产生矢量推力。上侧推力矢量射流喷口工作时，二元射流推力矢量装置140提供抬头控制力矩。下侧推力矢量射流喷口工作时，二元射流推力矢量装置140提供低头控制力矩。左侧推力矢量射流喷口工作时，二元射流推力矢量140装置提供向左偏航控制力矩。右侧推力矢量射流喷口工作时，二元射流推力矢量140装置提供向右偏航控制力矩。上、下侧推力矢量射流喷口工作时，二元射流推力矢量装置提供俯仰控制力矩。左、右侧推力矢量射流喷口工作时，二元射流推力矢量装置提供偏航控制力矩。

所述扩张台阶143可以形成局部低压回流区，提高主流对外扩曲面的附着能力，增强对主流的控制能力，降低俯仰和偏航控制过程的迟滞。

以上所述实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。因此，本申请专利的保护范围应以所附权利要求为准。