【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于飞行器矢量控制，具体是一种流体推力矢量喷管与机翼一体化的飞行器。
技术介绍
1、推力矢量技术已广泛应用于提升新一代战机的操纵性、敏捷性。依据结构方式和偏转机理，推力矢量分为机械式和流体式两种。其中机械式推力矢量通过喷管尾部的机械型面偏转来改变喷流方向，其设计成熟，已在现代战机上得到广泛应用；但是其存在结构重量重、活动部件多，偏转响应慢的缺点。而流体式推力矢量喷管无需改变喷管外形，其依靠喷流注入等流动控制的方法改变喷流方向，因此结构相对简单，活动部件较少。
2、现有的流体式推力矢量喷管主要安装于飞行器尾部来提供操纵力矩，对飞发一体设计考虑较少。韩杰星等研究者将矩形无源流体推力矢量喷口安装于机翼后缘，并通过风洞试验验证了喷流对机翼外形的增升减阻效果。但是，矩形无源流体推力矢量喷口厚度h1较厚（如图1所示），会对飞行器造成较大的后体阻力，离实际应用还有一定的距离。
3、对于流体矢量喷管的研究的大部分地面实验和数值仿真表明：自由来流会引起喷管出口附近的压力发生变化,作用于喷管内壁面的附面层，从而进一步影响影响喷管内流场。环量控制技术作为流动控制的方式之一，通过在机翼后缘吹气形成柯恩达效应来改变环量，实现对飞行器的增升减阻和姿态控制，具有使用简单、重量轻和易于实现等优势。环量控制技术在飞行器的性能增强方面，比如，提高失速迎角、延迟流动分离、增升减阻等方面具有广阔的应用前景，而在创新飞行控制方面也越来越受到重视。
技术实现思路
1、本专利技术要解决的技术问
2、为实现上述专利技术目的，本专利技术采用以下技术方案：
3、一种流体推力矢量喷管与机翼一体化的飞行器，包括飞发一体化翼型、发动机、发动机尾喷口和流体推力矢量喷管。所述发动机内埋于所述飞发一体化翼型内，所述发动机尾喷口预置上偏。
4、进一步的，所述发动机尾喷口包括依次连接的圆转方的整流段和方形弯折偏转段。
5、更进一步的，所述整流段的宽高比取决于发动机的数量、喷流出口面积和工作点喷流出口的流量大小。
6、进一步的，所述流体推力矢量喷管包括多段喷管，所述每段喷管均包括偏转壁板、偏转控制孔、偏转控制阀门、偏转静压腔。
7、进一步的，所述偏转壁板的壁面为平面矩形，所述壁面的长宽比由喷流扩张角及剪切层的空间位置所确定，通过实验的方式获取。
8、更进一步，同一个所述壁面上的所有偏转控制孔的面积之和不超过所述壁面面积的10%。
9、进一步的，所述偏转控制孔设置在所述偏转壁板前端；所述偏转控制孔的直径及数量取决于所需二次流流量的大小。
10、进一步的，所述偏转静压腔用于连接所述偏转控制孔与外界大气。
11、进一步的，所述偏转控制阀门用于改变偏转静压腔的联通程度。
12、更进一步，所述偏转控制阀门包括直线限位槽、阀板和驱动装置；所述直线限位槽用于限制阀板的运行轨迹，使得阀板仅可沿直线运行；所述驱动装置用于将阀板控制在直线限位槽上的位置。通过改变阀板在直线限位槽上的运行位置，可以改变偏转静压腔与大气间的偏转控制阀门开度，从而调节偏转静压腔与外界大气之间的联通程度和输运的流量大小，最终改变射流与壁面间的附壁程度，使射流线性可控地改变喷流方向。
13、本专利技术公开的一种流体推力矢量喷管与机翼一体化的飞行器，有益效果如下：
14、相较于传统喷口位于机翼末端的设计，本专利技术的技术方案通过将喷管前置，使机翼后缘后体厚度减少，有效降低了机翼后缘的厚度，从而减小飞行过程中的后体阻力；
15、本专利技术的技术方案采用流体式推力矢量作为推力矢量偏转的控制装置，结构重量轻，活动部件少，偏转响应快，可在飞行器巡航迎角内提供可操纵的俯仰力矩。
16、本专利技术的技术方案通过发动机喷流与外流间的掺混，可以降低发动机喷流的温度，同时多段偏转壁板从下方遮挡了喷流，增强了飞行器红外隐身性能。
17、在16°以上迎角，本专利技术的技术方案通过内外流耦合一体化设计，在推力矢量力法向分量提供操纵力矩的同时，可同时作为推进装置和流动控制装置，产生超环量效应，提高升力系数和控制力矩；将在短距起降飞、高机动战机等领域有应用前景。
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1.一种流体推力矢量喷管与机翼一体化的飞行器，其特征在于，包括飞发一体化翼型、发动机、发动机尾喷口和流体推力矢量喷管；所述发动机内埋于所述飞发一体化翼型内，所述发动机尾喷口预置上偏。
2.根据权利要求1所述的流体推力矢量喷管与机翼一体化的飞行器，其特征在于，所述发动机尾喷口包括依次连接的圆转方的整流段和方形弯折偏转段。
3.根据权利要求2所述的流体推力矢量喷管与机翼一体化的飞行器，其特征在于，所述整流段的宽高比取决于发动机的数量、喷流出口面积和工作点喷流出口的流量大小。
4.根据权利要求1所述的流体推力矢量喷管与机翼一体化的飞行器，其特征在于，所述流体推力矢量喷管包括多段喷管 ，所述每段喷管均包括偏转壁板、偏转控制孔、偏转控制阀门、偏转静压腔。
5.根据权利要求4所述的流体推力矢量喷管与机翼一体化的飞行器，其特征在于，所述偏转壁板的壁面为平面矩形，所述壁面的长宽比由喷流扩张角及剪切层的空间位置所确定，通过实验的方式获取。
6.根据权利要求5所述的流体推力矢量喷管与机翼一体化的飞行器，其特征在于，同一个所述壁面上的所有偏转
7.根据权利要求4所述的流体推力矢量喷管与机翼一体化的飞行器，其特征在于，所述偏转控制孔设置在所述偏转壁板前端；所述偏转控制孔的直径及数量取决于所需二次流流量的大小。
8.根据权利要求4所述的流体推力矢量喷管与机翼一体化的飞行器，其特征在于，所述偏转静压腔用于连接所述偏转控制孔与外界大气。
9.根据权利要求4所述的流体推力矢量喷管与机翼一体化的飞行器，其特征在于，所述偏转控制阀门用于改变偏转静压腔的联通程度。
10.根据权利要求9所述的流体推力矢量喷管与机翼一体化的飞行器，其特征在于，所述偏转控制阀门包括直线限位槽、阀板和驱动装置；所述直线限位槽用于限制阀板的运行轨迹，使得阀板仅可沿直线运行；所述驱动装置用于将阀板控制在直线限位槽上的位置。
...【技术特征摘要】
1.一种流体推力矢量喷管与机翼一体化的飞行器，其特征在于，包括飞发一体化翼型、发动机、发动机尾喷口和流体推力矢量喷管；所述发动机内埋于所述飞发一体化翼型内，所述发动机尾喷口预置上偏。
2.根据权利要求1所述的流体推力矢量喷管与机翼一体化的飞行器，其特征在于，所述发动机尾喷口包括依次连接的圆转方的整流段和方形弯折偏转段。
3.根据权利要求2所述的流体推力矢量喷管与机翼一体化的飞行器，其特征在于，所述整流段的宽高比取决于发动机的数量、喷流出口面积和工作点喷流出口的流量大小。
4.根据权利要求1所述的流体推力矢量喷管与机翼一体化的飞行器，其特征在于，所述流体推力矢量喷管包括多段喷管 ，所述每段喷管均包括偏转壁板、偏转控制孔、偏转控制阀门、偏转静压腔。
5.根据权利要求4所述的流体推力矢量喷管与机翼一体化的飞行器，其特征在于，所述偏转壁板的壁面为平面矩形，所述壁面的长宽比由喷流扩张角及剪切层的空间位置所确定，通过实验...
【专利技术属性】
技术研发人员：彭骞，顾蕴松，黄紫，方瑞山，李斯靖，唐祥国，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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