射流控制机构、射流控制系统、射流控制方法及飞行设备与流程

1.本发明涉及射流控制技术领域，具体而言，涉及射流控制机构、射流控制系统、射流控制方法及飞行设备。


背景技术：

2.主动射流控制是一种典型的主动流动控制技术，通过将高能量射流注入运动流场中，改变飞行器外界绕流的流动状态，从而改变运动物体的受力状态或运动状态，是当前航空领域研究的热点和前沿，国内外研究机构围绕该技术开展了大量的基础研究。
3.但是现有的射流控制技术和射流控制系统的控制精度低，也无法实现高频调控，这严重限制了射流控制技术在飞行器上的实际应用。
4.有鉴于此，特提出本技术。


技术实现要素：

5.本发明的第一个目的在于提供一种射流控制机构，其解决了现有技术中存在的技术问题，能够实现射流的高精度、高频率控制，射流控制的稳定性和可靠性大大提高，有助于推动射流控制的实际应用。
6.本发明的第二个目的在于提供一种射流控制系统，其解决了现有技术中存在的技术问题，能够实现射流的高精度、高频率控制，射流控制的稳定性和可靠性大大提高，有助于推动射流控制的实际应用。
7.本发明的第三个目的在于提供一种射流控制方法，其解决了现有技术中存在的技术问题，能够实现射流的高精度、高频率控制，射流控制的稳定性和可靠性大大提高，有助于推动射流控制的实际应用。
8.本发明的第四个目的在于提供一种飞行设备，其实现了射流的高精度、高频率控制，射流控制的稳定性和可靠性大大提高。
9.本发明的实施例是这样实现的：一种射流控制机构，其包括：气源、供气管、射流控制阀门、环量激励器、压力监测点位和温度监测点位。
10.供气管将气源与射流控制阀门连通，射流控制阀门的射流出口与环量激励器连通，以构成射流通道。压力监测点位和温度监测点位设置于射流通道。
11.进一步地，压力监测点位和温度监测点位均设置于射流控制阀门的下游。
12.进一步地，供气管为连续管体结构。
13.进一步地，供气管同时与多个射流控制阀门连通，射流控制阀门的射流出口并联设置。
14.进一步地，射流控制阀门设置有进流口、第一出流口和第二出流口，进流口、第一出流口和第二出流口均与射流控制阀门的内部流道连通。
15.进流口用于与供气管/其上游的射流控制阀门的第二出流口连通，第一出流口为
射流出口并由该射流控制阀门控制开闭，第二出流口用于与其下游的射流控制阀门的进流口连通。
16.进一步地，处于上游的射流控制阀门的第二出流口与处于其下游的射流控制阀门的进流口均始终处于开启状态。
17.一种射流控制系统，其包括：飞控模块、压力传感器、温度传感器和上述的射流控制机构。
18.温度传感器安装于射流控制机构的温度监测点位，压力传感器安装于射流控制机构的压力监测点位。
19.射流控制阀门、压力传感器和温度传感器均与飞控模块电性连接，以使飞控模块能够根据实际压力和实际温度对射流控制阀门进行控制。
20.进一步地，压力传感器的频响大于或等于100hz，温度传感器的频响大于或等于100hz。
21.一种利用上述的射流控制系统的射流控制方法，其包括：通过压力传感器获取射流通道内的实际压力，通过温度传感器获取射流通道内的实际温度。
22.利用飞控模块根据实际压力和实际温度对射流控制阀门的开度进行控制。
23.一种飞行设备，其包括：上述的射流控制机构，和/或上述的射流控制系统。
24.本发明实施例的技术方案的有益效果包括：本发明实施例提供的射流控制机构并不对流量进行监测，而是通过监测压力和温度来完成对射流的控制，压力和温度的监测响应速率比流量的监测响应速率高得多，可以大大提高整体的响应效率，从而能够实现对射流控制机构的高频次调控。
25.此外，通过监测压力和温度来对射流进行控制，无需再设置若干流量计和若干过滤器，整个射流控制机构中的射流气体达到相同的稳态所需的时间更短，射流控制机构内的射流气体对调控操作的响应速率更快，更利于对射流控制机构进行稳定的高频次调控。
26.由于不再设置流量计和过滤器，同时实现对结构的精简，减小整体重量，降低了整体成本，并有助于减轻飞行器的荷载负担，对改善飞行器的续航能力具有积极效果。
27.总体而言，本发明实施例提供的射流控制机构解决了现有技术中存在的技术问题，能够实现射流的高精度、高频率控制，射流控制的稳定性和可靠性大大提高，有助于推动射流控制的实际应用。
28.本发明实施例提供的射流控制系统解决了现有技术中存在的技术问题，能够实现射流的高精度、高频率控制，射流控制的稳定性和可靠性大大提高，有助于推动射流控制的实际应用。
29.本发明实施例提供的射流控制方法解决了现有技术中存在的技术问题，能够实现射流的高精度、高频率控制，射流控制的稳定性和可靠性大大提高，有助于推动射流控制的实际应用。
30.本发明实施例提供的飞行设备实现了射流的高精度、高频率控制，射流控制的稳定性和可靠性大大提高。
附图说明
31.为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。
32.图1为本发明实施例1提供的射流控制机构的整体结构示意图；图2为本发明实施例1提供的射流控制机构的局部结构示意图；图3为本发明实施例2提供的射流控制系统的构成示意图。
33.附图标记说明：射流控制机构1000；气源100；供气管200；射流控制阀门300；进流口310；第一出流口320；第二出流口330；内部流道340；环量激励器400；压力监测点位500；温度监测点位600；射流控制系统2000；飞控模块2100；压力传感器2200；温度传感器2300。
具体实施方式
34.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，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。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
35.因此，以下对在附图中提供的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。
36.应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
37.术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
38.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。
39.实施例1请参照图1和图2，本实施例提供一种射流控制机构1000，射流控制机构1000包括：气源100、供气管200、射流控制阀门300、环量激励器400、压力监测点位500和温度监测点位600。
40.供气管200将气源100与射流控制阀门300连通，射流控制阀门300的射流出口与环量激励器400连通，以构成射流通道。压力监测点位500和温度监测点位600设置于射流通道。
41.气源100输出的气体可以通过供气管200输送至射流控制阀门300，通过控制射流控制阀门300，可以对进入环量激励器400的射流进行调控，从而实现射流操控。
42.本技术的发明人研究发现：在现有的射流控制结构当中，是利用流量计来测量射
流气体的流量，为了能够更加准确地对气体进行计量，需要对不同的射流口的气体流量进行监测，从而就需要设置多个流量计。另一方面，为了保证流量计的计量精度，还需要在流量计的上游位置设置用于过滤气体的过滤器。
43.在现有的设计中，流量是需要通过计算得到的，结果反馈需要一定的时间，这就使流量数据的反馈速率会比较低，控制台的运行负荷也会比较高，直接导致了无法实现对射流的高频次调控。
44.其中，流量是压力的二次方量，压力是衡量射流特性的直接量，采用压力作为反馈控制，控制分辨率高，能够提高控制的精准度。压力传感器的体积也相对较小，便于集成和多余度可靠性设计。
45.相对来说，流量的检测难度也比较大，流量监测的准确率本身就相对较低，特别是在高速射流的情况下，流量监测的准确性更受影响。
46.由于设置了若干流量计和若干过滤器，对射流控制结构中的射流气体进行调控时，由于在气体通道中存在流量计和过滤器，对气体具有一定程度的分割效应，因此，整个射流控制结构中的射流气体达到相同的稳态所需的时间更长，这会对射流控制结构中的射流气体的整体稳定性造成影响，同时也不利于对射流控制结构进行高频次调控。
47.在此基础上，若干流量计和若干过滤器还会明显增大射流控制结构的重量，增大飞行器的负载，对于飞行器的续航能力还会造成负面影响。
48.在本实施例的技术方案中，并不对流量进行监测，而是通过监测压力和温度来完成对射流的控制，压力和温度的监测响应速率比流量的监测响应速率高得多，可以大大提高整体的响应效率，从而能够实现对射流控制机构1000的高频次调控。
49.此外，通过监测压力和温度来对射流进行控制，无需再设置若干流量计和若干过滤器，整个射流控制机构1000中的射流气体达到相同的稳态所需的时间更短，射流控制机构1000内的射流气体对调控操作的响应速率更快，更利于对射流控制机构1000进行稳定的高频次调控。
50.由于不再设置流量计和过滤器，同时实现对结构的精简，减小整体重量，降低了整体成本，并有助于减轻飞行器的荷载负担，对改善飞行器的续航能力具有积极效果。
51.其中，气源100可以是高压气罐，也可以是从涡喷发动机进行引气的引气装置，还可以是直接收集外部空气作为射流气体，且不限于此。
52.在本实施例中，压力监测点位500和温度监测点位600均设置于射流控制阀门300的下游。可选的，压力监测点位500和温度监测点位600均设置于环量激励器400。
53.在射流控制阀门300的下游监测压力和温度，不仅能够更加准确地反映实际射出流体的压力和温度情况，提高射流控制的精准度，而且还有助于充分简化供气管200。
54.具体的，供气管200为连续管体结构。需要说明的是，本技术中“连续管体结构”指的是：供气管200就是完全畅通的管道，供气管200不设置过滤器、流量计等会阻挡气体流通的部件，供气管200就是纯粹的供气体流通的管道。
55.供气管200可以是单一的管道，也可以是由多根并联的管道构成。供气管200可以是连续的一体成型的管道，也可以是由多段管体依次连接构成。且不限于此。
56.通过该设计，供气管200的结构更加简单，布局、设计和安装都变得非常方便，结构适应性更好，在射流控制阀门300和环量激励器400的安装位置确定后，供气管200的设计非
常灵活，能够更好地适配飞机原本的结构设计，无需再担心供气管200上需要安装其他部件而需要预留空间的问题，对飞机的设计要求随之降低，为设计师提供了更好的设计自由度。
57.此外，供气管200的结构也有助于进一步缩短射流控制机构1000中的射流气体达到相同的稳态所需的时间，进一步提高射流控制机构1000内的射流气体对调控操作的响应速率，更利于对射流控制机构1000进行稳定的高频次调控。
58.进一步地，供气管200同时与多个射流控制阀门300连通，射流控制阀门300的射流出口并联设置。这样的话，可以根据实际需要调整环量激励器400的数量，以满足不同的射流控制需求。由于射流控制阀门300的射流出口之间为并联关系，而且射流控制阀门300均与供气管200连通，不同的环量激励器400所处的射流环境是相同的，射流气体在不同位置的物理参数更容易保持一致性，这就使得射流的稳定性变得更高。多个射流控制阀门300的射流出口并联设置提高了控制余度，提升了可靠性和安全性。
59.为了进一步优化结构，射流控制阀门300设置有进流口310、第一出流口320和第二出流口330，进流口310、第一出流口320和第二出流口330均与射流控制阀门300的内部流道340连通。
60.进流口310用于与供气管200/其上游的射流控制阀门300的第二出流口330连通，第一出流口320为射流控制阀门300的射流出口并由该射流控制阀门300控制开闭，第二出流口330用于与其下游的射流控制阀门300的进流口310连通。
61.射流控制阀门300通过进流口310和第二出流口330实现不同的射流控制阀门300之间的串联连接，在该串联方式下，射流控制阀门300的射流出口保持了并联关系。
62.其中，对于位于最上游位置的射流控制阀门300，其上游没有其他的射流控制阀门300，则该射流控制阀门300的进流口310直接与供气管200连通。
63.对于位于最下游位置的射流控制阀门300，其下游没有其他的射流控制阀门300，则该射流控制阀门300的第二出流口330无需再与其他阀门连接，直接将该射流控制阀门300的第二出流口330封闭即可。
64.对于位于非最下游位置也非最上游位置的射流控制阀门300，由于这些射流控制阀门300的上游和下游均设置有其他的射流控制阀门300，那么这些阀门中，一个射流控制阀门300的进流口310就与其上游的射流控制阀门300的第二出流口330连通，其第二出流口330就与其下游的射流控制阀门300的进流口310连通。
65.通过该设计，射流控制阀门300本身成功融入到了供气管200中，承担了一部分供气管200的作用，射流控制阀门300本身可以看做是供气管200的一部分，射流控制阀门300在接受由供气管200输送来的气体的同时，还能够为其下游的射流控制阀门300输送气体。这样的话，就可以缩短供气管200的长度，利用射流控制阀门300本身来替代掉一部分供气管200。
66.如此，进一步缩短了供气管200的长度，使得整体的结构重量可以继续减小，这对于进一步降低飞机的重量荷载、提高飞机的续航能力和有效飞行半径来说具有显著作用。
67.此外，在射流控制的准备阶段，需要先将射流通道的内部气压提升并稳定在设定值，由于射流通道的结构得到了有效精简，射流通道的总长度明显减小，射流通道的内部空间的体积变小，在准备阶段，将射流通道的内部气压提升并稳定至设定值所需的气体量变少，这对于缩短准备时间、减低初始气体用量而言具有积极意义。准备时间缩短，有助于加
快飞机的起飞的响应速度。而初始气体用量的需求量减少，降低了对气源100的供气量的要求，在改变相同大小的压力值的情况下，由于内部空间更小，也降低了气压控制模块的调控负荷。这对于进一步提高现代化飞机的整体性能而言具有积极意义。
68.可以理解，在射流控制阀门300的特殊结构设计的基础上，根据射流控制的实际需要，可以将射流控制阀门300在供气管200上进行灵活布置，从而形成灵活、多样的具备射流控制能力的射流通道。进流口310、第一出流口320和第二出流口330的数量也可以根据实际的射流控制需要进行调整，进流口310、第一出流口320和第二出流口330的具体开设方向也可以根据实际的射流控制需要进行调整，这不仅可以提供多样化的射流控制模式，而且还可以构建不同构型的射流通道，以适应不同设计规格的飞机。
69.为了使射流通道内的气体保持更高的一致性和更高的响应速率，处于上游的射流控制阀门300的第二出流口330与处于其下游的射流控制阀门300的进流口310均始终处于开启状态，即射流控制阀门300之间始终处于连通状态。
70.本实施例提供的技术方案结构简单，整体重量更轻。通过供气管200与射流控制阀门300的集成整合设计，增大了供气管200的入口容积，降低了空间体积，减小了系统重量，便于在狭小的机体内进行集成安装。
71.阀门之间主供气管200路串行设计，阀门之间并行布置，便于保证多通道阀门的气源100条件保持一致和同步，提高控制的一致性和响应速度，同时可满足多通道环量激励器400的用气需求。主动射流机构中仅布置压力、温度监测，结构简单，控制策略精简，响应速度快，作动频率高，还同时降低了管道内的压力损失。
72.实施例2请参阅图3，本实施例提供一种射流控制系统2000，其包括：飞控模块2100、压力传感器2200、温度传感器2300和实施例1提供的射流控制机构1000。
73.温度传感器2300安装于射流控制机构1000的温度监测点位600，压力传感器2200安装于射流控制机构1000的压力监测点位500。
74.射流控制阀门300、压力传感器2200和温度传感器2300均与飞控模块2100电性连接，以使飞控模块2100能够根据实际压力和实际温度对射流控制阀门300进行控制。
75.其中，压力传感器2200用于获取射流通道内的实际压力，并将获取的压力数据发送至飞控模块2100。温度传感器2300用于获取射流通道内的实际温度，并将获取的温度数据发送至飞控模块2100。
76.而飞控模块2100根据监测到的实际压力和实际温度对射流控制阀门300的开度进行控制，从而实现射流控制。
77.另外，还可以在气源100处设置压力传感器2200和温度传感器2300来监测气源100的压力和温度，以作为射流控制的补充参考，提高射流控制的全局性。
78.通过温度传感器2300和压力传感器2200向飞控模块2100反馈压力、温度数据，可以实现多射流通道的闭环控制，且响应速度快，作动频率高。
79.在本实施例的技术方案中，压力传感器2200的频响大于或等于100hz即可，温度传感器2300的频响大于或等于100hz即可。对压力传感器2200的温度传感器2300的要求非常低，有效地降低了技术难度，同时控制了成本。
80.实施例3
本实施例提供一种利用实施例2提供的射流控制系统2000的射流控制方法，其包括：通过压力传感器2200获取射流通道内的实际压力，通过温度传感器2300获取射流通道内的实际温度；利用飞控模块2100根据实际压力和实际温度对射流控制阀门300的开度进行控制。
81.温度传感器2300和压力传感器2200向飞控模块2100反馈压力、温度数据，可以实现多射流通道的闭环控制，且响应速度快，作动频率高。
82.实施例4本实施例提供一种飞行设备，其包括：实施例1提供的射流控制机构1000，和/或实施例2提供的射流控制系统2000。
83.飞行设备利用射流控制机构1000和/或射流控制系统2000进行射流控制，响应速度快，作动频率高，能够大大提高飞行设备的灵活性。
84.综上所述，本发明实施例提供的射流控制机构1000解决了现有技术中存在的技术问题，能够实现射流的高精度、高频率控制，射流控制的稳定性和可靠性大大提高，有助于推动射流控制的实际应用。
85.本发明实施例提供的射流控制系统2000解决了现有技术中存在的技术问题，能够实现射流的高精度、高频率控制，射流控制的稳定性和可靠性大大提高，有助于推动射流控制的实际应用。
86.本发明实施例提供的射流控制方法解决了现有技术中存在的技术问题，能够实现射流的高精度、高频率控制，射流控制的稳定性和可靠性大大提高，有助于推动射流控制的实际应用。
87.本发明实施例提供的飞行设备实现了射流的高精度、高频率控制，射流控制的稳定性和可靠性大大提高。
88.以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。