具体实施方式

该舵面通过利用柯恩达效应的环量控制以及垂直微喷流两种吹气方式实现对机翼表面的流动控制，产生所需的控制力和控制力矩。

本发明公开了一种基于环量控制和垂直微喷流的流体控制舵面，本发明利用流体固有的快速响应特性，可以明显改善常规机械型控制舵面响应时间较长的问题。基于柯恩达效应的环量控制在低速来流条件下、垂直微喷流在高速来流条件下较强的流体控制能力，本发明可以实现飞行器在不同飞行速度下所需的控制力和力矩。

下面结合附图和实施例对本发明的技术方案进行详细的说明。

实施例1

如图1所示，本发明的实施例1提供了一种基于环量控制和垂直微喷流的流体控制舵面。安装在飞行器机翼1的后缘，流体控制舵面包括四个流体腔室和一个可局部转动的半圆形结构体12，其中，第一流体腔室7和第二流体腔室10关于舵面的中弧线呈轴对称分布，第三流体腔室8和第四流体腔室9关于舵面的中弧线呈轴对称分布；在所述第一流体腔室7的末端和半圆形结构体12相切的方向设置第一槽缝4，在所述第二流体腔室10的末端和半圆形结构体12相切的方向设置第二槽缝11；第三槽缝13或第四槽缝6通过转动半圆形结构体12被打开，所述第三槽缝13设置在第三流体腔室8的末端，所述第四槽缝6设置在第四流体腔室9的末端。

1)飞行器机翼1后缘为可局部滚转的半圆形结构体12作为实现柯恩达效应的控制面；半圆形结构体12上设置有旋转轴5；

2)飞行器机翼1后缘上、下表面各有一个与该半圆形结构体12相切的槽缝：第一槽缝4和第二槽缝11作为实现环量控制的喷流出口；

3)通过半圆形结构体12的局部滚转，可以实现垂直于飞行器机翼1后缘上、下表面槽缝：第三槽缝13和第四槽缝6的开合，作为垂直喷流的出口；

4)该控制系统含有四个流体腔室：第一流体腔室7、第二流体腔室10、第三流体腔室8和第四流体腔室9，分别为上、下表面环量控制和垂直喷流的喷流入口，各腔室配有相应的角阀实现对应的喷流的开闭；如阀门2设置在第一流体腔室7；

5)上、下表面环量控制腔室即第一流体腔室7和第二流体腔室10；

6)上、下垂直微喷流腔室即第三流体腔室8和第四流体腔室9后缘各有一个小型堵块，作为半圆形结构体12局部滚转的限位器，如堵块3设置在第三流体腔室8；

7)该半圆形结构体12的局部滚转通过腔室喷流的流体控制力实现。

如图2所示，当带本发明流体控制舵面飞行器飞行在来流马赫数小于0.5时，当需要增大升力或产生低头力矩时，第一流体腔室7的入口打开，高压气体通过第一槽缝4喷出。由于柯恩达效应，该喷流会使翼型上表面，特别是翼型后缘流速增大，上表面压力降低，进而使得总的环量增加，升力增大。

当带本发明流体控制舵面飞行器飞行在来流马赫数小于0.5时，当需要降低升力或产生抬头力矩时，第二流体腔室10的入口打开，高压气体通过第二槽缝11喷出。由于柯恩达效应，该喷流会使翼型下表面，特别是翼型后缘流速增大，下表面压力降低，进而使得总的环量降低，升力减小。

如图3所示，当带本发明流体控制舵面飞行器飞行在来流马赫数大于0.5时，当需要降低升力或产生抬头力矩时，第三流体腔室8的入口打开，高压气体将推动半圆形结构体12顺时针旋转，第三槽缝13打开，高压气体从该槽缝喷出。由于该喷流的阻滞作用，翼型上表面，特别是后缘流速降低，上表面压力增加，升力减小。

如图4所示，当带本发明流体控制舵面飞行器飞行在来流马赫数大于0.5时，当需要增大升力或产生低头力矩时，第四流体腔室9的入口打开，高压气体将推动半圆形结构体12逆时针旋转，第四槽缝6打开，高压气体从该槽缝喷出。由于该喷流的阻滞作用，翼型下表面，特别是后缘流速降低，下表面压力增加，升力增大。

本发明公开了一种取代常规机械控制舵面的直接流体控制舵面，该舵面通过利用柯恩达效应的环量控制以及垂直微喷流两种吹气方式实现不同来流条件下对机翼表面的流动控制，产生所需的控制力和操纵操纵力矩。

最后所应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制。尽管参照实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，都不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。