CN110733651B - 用于飞行器的控制系统 - Google Patents

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Abstract

一种燃烧系统包括沿基板设置在等离子体位置处的至少一个等离子体致动器，以及沿基板设置在注入位置处的至少一个燃料注入器。燃料注入器将燃料朝向等离子体位置分散。来自等离子体致动器的等离子体靠近等离子体位置点燃来自燃料注入器的燃料。

Description

用于飞行器的控制系统
技术领域
本文公开的主题涉及飞行器和控制飞行器的方法。
背景技术
超音速和高超音速飞行器通常使用控制表面作为一种控制手段。通常使用致动器和用于定位控制表面的其他机构来控制控制表面。
在超音速和高超音速下的飞行器飞行稳定性和控制是多方面的领域，其包括几个因素的平衡，这在很大程度上是由于飞行器飞行的速度。在超音速和高超音速下，飞行器受到高频干扰，并且可能需要比传统控制表面(例如副翼，升降舵和方向舵)所能达到的更快的响应速率。另外，即使在较低速度下，飞行器控制表面(例如，可移动的超音速发动机排气喷嘴)也非常重，这降低了飞行器效率。
发明内容
以下概述了本实施例的各方面。这些实施例并非旨在限制要求保护的本实施例的范围，相反，这些实施例仅旨在提供实施例的可能形式的简要概述。此外，实施例可以包括可以与下面阐述的实施例类似或不同的各种形式，与权利要求的范围相对应。
在一个实施例中，一种燃烧系统包括沿着基板设置在等离子体位置处的至少一个等离子体致动器，以及沿着基板设置在注入位置处的至少一个燃料注入器。燃料注入器朝向等离子体位置分散燃料。来自等离子体致动器的等离子体靠近等离子体位置点燃来自燃料注入器的燃料。
在另一个实施例中，一种飞行器包括沿着飞行器控制表面设置在等离子体位置处的至少一个等离子体致动器，以及沿着基板设置在注入位置处的至少一个燃料注入器。燃料注入器朝向等离子体位置分散燃料。来自等离子体致动器的等离子体靠近等离子体位置点燃来自燃料注入器的燃料。
在另一个实施例中，一种飞行器控制系统包括控制处理单元，通信地联接到控制处理单元的空速指示器，通信地联接到控制处理单元的至少一个等离子体致动器，通信地联接到控制处理单元的至少一个燃料注入器，以及多个飞行器传感器和参数。控制处理单元至少部分地基于空速指示器或多个飞行器传感器和参数中的至少一个来调节等离子体致动器和燃料注入器的操作。
附图说明
当参考附图阅读以下详细描述时，将更好地理解本公开的这些和其他特征、方面和优点，附图中相同的字符在整个附图中表示相同的部分，其中：
图1是等离子体点火燃烧系统的侧视示意图；
图2是具有控制系统的示意图的等离子体点火燃烧系统的侧视示意图；
图3是安装在机翼上的等离子体点火燃烧系统的侧视示意图；
图4是安装在发动机上的等离子体点火燃烧系统的侧视示意图；
图5是包括等离子体点火燃烧系统的发动机排气环的后向前看的视图；
图6是包括等离子体点火燃烧系统的亚音速飞行器的俯视图；
图7是包括等离子体点火燃烧系统的超音速飞行器的俯视图；
图8是包括等离子体点火燃烧系统的高超音速飞行器的俯视图；
图9是包括等离子体点火燃烧系统的高超音速飞行器的前视图；
图10是包括等离子体点火燃烧系统的高超音速飞行器的侧视图；
图11是包括等离子体辅助控制系统的高超音速飞行器的前视图；
图12是包括等离子体辅助控制系统的高超音速飞行器的立体图；
图13是包括等离子体辅助控制系统的高超音速飞行器的侧视图；
图14是等离子体点火燃烧系统的控制系统的示意图；和
图15是用于等离子体辅助控制系统的控制系统的示意图。
除非另外指出，否则本文提供的附图旨在示出本公开的实施例的特征。相信这些特征适用于包括本公开的一个或多个实施例的各种系统。因此，附图并不意味着包括本领域普通技术人员已知的用于实践本文公开的实施例的所有常规特征。
具体实施方式
在以下说明书和权利要求中，将参考许多术语，其应被限定为具有以下含义。
除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”，“一种”和“该”包括复数指代。
“可选”或“可选地”表示随后描述的事件或情况可能发生或可能不发生，并且该描述包括事件发生的实例和事件不发生的实例。
在整个说明书和权利要求书中使用的近似语言可以用于修饰任何可以允许变化的定量表示，而不会导致与其相关的基本功能的变化。因此，由一个或多个术语(例如“约”和“基本”)修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度。这里和整个说明书和权利要求书中，范围限制可以组合和/或互换，这样的范围被识别并包括其中包含的所有子范围，除非上下文或语言另有说明。
如本文所用，术语“轴向”是指与燃气涡轮发动机的中心轴线或轴对齐的方向，或者与推进发动机和/或内燃机的中心轴线对齐的方向。燃气涡轮发动机的轴向前端是最靠近风扇和/或压缩机入口的端部，其中空气在压缩机入口处进入燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机的轴向后端是最靠近发动机排气口的燃气涡轮的端部，其中低压燃烧气体在发动机排气口处经由低压(LP)涡轮离开发动机。在非涡轮发动机中，轴向向后朝向排气口并且轴向向前朝向入口。
如本文所用，术语“周向”是指围绕燃烧器的环或者例如由涡轮叶片的扫掠区域限定的圆的圆周(并且与其相切)的一个方向或多个方向。如本文所用，术语“周向”和“相切”是同义的。
如本文所用，术语“径向”是指远离燃气涡轮机的中心轴线或者推进发动机的中心轴线向外移动的方向。“径向向内”方向朝着向减小的半径移动的中心轴线被对齐。“径向向外”方向远离朝向增加的半径移动的中心轴线被对齐。
如本文所用，术语“等离子体”是指已经通过加热或使其经受电磁场而导电的气体，其中长程电磁场主导物质的行为。
如本文所用，术语“冷等离子体”是指这样的等离子体：其中电子的特征温度远高于“重”粒子(即中性和离子化的分子和原子)的特征温度，而不是处于热平衡状态(即“热”等离子体)。
如本文所使用的，术语“等离子体致动器”指的是产生作用于飞行器的控制表面的等离子体的等离子体发生装置，与有燃料(等离子体辅助燃烧)或无燃料(等离子体辅助控制)有关。等离子体致动器可以有助于稳定和/或增强燃烧，并且还可以产生作用在飞行器的一个或多个控制表面上的等离子体，以及经由飞行与飞行器的空气动力学条件交互。举例来说，通过在气流中使用产生稳定火焰位置的再循环区的旋流轮叶或阻流体，可以在空间上稳定燃烧火焰。通过调节或调整燃料流动，可以在时间上稳定不稳定(随时间变化)的火焰。等离子体可局部地增强燃烧，使火焰稳定在给定位置，和/或可被调整以管理不稳定(随时间变化)的火焰特性。等离子体还可以用于例如在超音速飞行期间，修改冲击波如何作用在飞行器的表面上。
如本文所用，术语“冲压式喷气发动机”是指空气呼吸喷气发动机，其使用发动机的向前运动来压缩进入的空气而无需轴向压缩机或离心式压缩机。
如本文所用，术语“超燃冲压发动机”是指冲压喷气式喷气发动机的变型，其中燃烧在其中的超音速气流中发生。
如本文所用，术语“亚音速”是指小于声速的速度，小于约1马赫。如本文所用，术语“跨音速”是指约0.8马赫至约1.2马赫的速度。如本文所用，术语“超音速”是指大于声速的速度，更具体地说，是约1马赫到约5马赫的速度。如本文所用，术语“高超音速”是指约5马赫以上的速度。
本公开的实施例可以涉及与飞行器控制表面配合的采用等离子体点火燃烧系统的亚音速、超音速和高超音速飞行器。这里公开的实施例说明了使用控制表面对飞行器的增强和简化控制。
图1示出了本实施例的使用控制表面12的等离子体点火燃烧系统10。控制表面12可以是设置有要求保护的实施例的部件的基板。另外，流体可以流过基板或控制表面12的外表面。燃料通过控制表面12在A处注入气流中，气体在方向B上流动。燃烧过程由位于注入位置16下游的至少一个等离子体致动器14引发。燃烧发生在燃烧区C中并在控制表面12上产生力，该力可用于飞行器的稳定性和控制。
几种等离子体致动器布置是可能的。通过将微波电力注入气体(例如空气或燃料-空气混合物)中，可以产生“微波等离子体”，其中微波电力优先联接到已经电离和传导的气体区域，例如火焰前方，从而为火焰前方增加能量并增加局部放热率。
微波等离子体也可以在火焰区的上游，在空气或空气-燃料混合物中产生，其中它可以充当产生流入并增强燃烧处理的活性基的等离子体源，而不必将能量沉积到普通燃气加热中。产生的等离子体可以是冷的或热的。可以通过等离子体将气体引入燃烧区域(例如从燃烧室的侧壁)，该装置有时被称为“等离子体管”。微波频率可以在约0.3GHz至约300GHz的范围内。
等离子管等离子体致动器还可以通过例如射频感应(在约3kHz至约0.3Ghz的范围内)的其他手段，或通过由直流或交流驱动的电极，来供电。热喷射出现在燃烧室中以稳定和控制火焰。射频或微波能量可由功率电子器件或磁控管产生，并通过例如同轴电缆的传输线，或者如波导或“施加器”的其他适当形状的结构，被传送到发动机中的所需区域。
可以产生火花等离子体，以便以类似于燃烧器中的扩散引燃火焰的方式稳定火焰，其中总燃料-空气比率是稀的(即，在燃料完全燃烧之后氧气保留的情况)。在这种布置中，等离子体充当局部热源。可以通过间歇的“火花”等离子体(例如，火花塞点火器)，或通过控制流过电路的电流而保持在两个电极之间的连续“电弧”等离子体，来产生这种等离子体。火花等离子体还可以经由通过将激光功率聚焦到气体体积中而产生的间歇激光火花等离子体或(连续激光电弧等离子体)来实现。
通过控制功率沉积可以将冷等离子体保持在气体中，使得能量不会从电子转移到重粒子，因为压力低，功率密度低，或者能量被短时间施加(脉冲式的)。生成的等离子体产生流入并增强燃烧处理的活性基，而不必将能量沉积到普通的气体加热中。纳秒等离子体也可以构造有气流作为等离子管。
图2示出了本实施例的使用控制表面12的等离子体点火燃烧系统10。燃料在注入位置16处通过至少一个燃料注入器18被注入。一个或多个燃料注入器18与燃料控制阀20流体连通，燃料控制阀20控制流向燃料注入器18的燃料量。燃料供应器22与燃料控制阀20流体连通并且在燃料控制阀20的上游。在一些实施例中，燃料注入器咬合器24可以机械地联接到燃料注入器18，以便依据飞行器的环境气流和操作条件，根据需要调节燃料从燃料注入器18分散的角度。燃料通过控制表面12向下游流向等离子体位置26，等离子体位置26靠近一个或多个等离子体致动器14。等离子体位置26相对于气流方向B位于注入位置16的下游。燃料被点火并形成邻近控制表面下游部分12'的燃烧区C。
仍然参照图2，燃料注入器18和等离子体致动器14几乎与控制表面12齐平地设置，当它们不起作用时，限制潜在的有害影响，例如阻力的增加。等离子体点火燃烧系统10可包括在等离子体位置26附近的流动表面28。流动表面28可用于增强来自燃烧区C的力所作用的表面。例如，在图2的实施例中，流动表面28可以是薄半喷嘴或新月形。在其他实施例中，流动表面28可以是半圆柱形(即，“半管”)形状，半球形，或半椭圆形，锥形，半锥形，截锥形，正弦形，以及其他轮廓形状。在其他实施例中，流动表面28可以是平面的并且可以相对于控制表面12倾斜或成角度。在其他实施例中，流动表面28可以是分段平面的，包括由各个平面段组装并以各种角度布置的多个平面表面。在其他实施例中，可以使用多个流动表面28。在其他实施例中，可以不需要单独的流动表面28。在其他实施例中，控制表面12的轮廓或形状将被设计成避免需要单独的流动表面28。流动表面28通常可以在一端敞开并且在靠近控制表面12的端部成形。流动表面28可以增强由等离子体点火燃烧生成的力向控制表面12的传递。
仍然参考图2，等离子体点火燃烧系统10可包括电联接到用于产生等离子体的等离子体致动器14的电源30。等离子体点火燃烧系统10可包括控制处理单元34。控制单元或控制处理单元34可通信地联接到燃料供应器22、燃料控制阀20、燃料注入器咬合器24，等离子体致动器14和电源30中的每一个。控制单元34还可以通信地联接到飞行器控制器32以及本地空速指示器36和/或飞行器空速指示器38。在图2的实施例中，可以彼此通信地联接的部件经由虚线连接。然而，部件之中的其他通信联接也是可能的。
因为产生等离子体消耗能量，所以期望仅在需要时产生等离子体。例如，在一个实施例中，将产生等离子体，使得其恰好在来自注入位置16的燃料到达之前存在于等离子体位置26附近。因此，可期望将通过燃料注入器18的燃料注入与通过等离子体致动器14的等离子体产生一起计时，以使能量损失(经由燃料损失和未使用的等离子体)最小化。本地空速指示器36可用于粗略估计燃料从注入位置16到等离子体位置26的飞行时间，因为注入位置16和等离子体位置26之间的第一距离40可能是固定的并且因此是已知量。由于本地空速指示器36设置在注入位置16下游且在等离子体位置26上游的控制表面12处，因为边界层和其他流体效应可能存在于控制表面12的附近，并且因为这些效应可能随着操作和环境条件的变化而变化，所以本地空速指示器36可以能够准确地确定燃料将以多快的速度行进第一距离40，第一距离40在注入位置16和等离子体位置26之间。
图2中所示的本地空速指示器36可以是超声波传感器，或用于粗略估计气流的校准静压型传感器。本地空速指示器36还可以是其他类型的传感器，包括扁平探针传感器、皮托管传感器、差压传感器和/或可用于测量穿过表面的流动的任何其他传感器。超声波传感器能够在两种流体之间存在速度差异的条件下，区分燃料速度和流过的空气速度。其他不区分燃料速度和流过的空气速度的传感器仍然可以通过将燃料速度与空气速度相关联来精确地预测燃料从注入位置16流到等离子体位置26上游的飞行时间。等离子体点火燃烧系统10还可以包括来自不同位置和/或来自飞行器控制器32的气流指示38。如上所述，本地空速指示器36可以具有考虑边界层条件的益处。然而，在飞行器空速和燃料从注入位置16流到等离子体位置26上游的飞行时间高度相关的实施例中，来自飞行器控制器32的气流指示38可能就足够了。在气流方向与将注入位置16连接到等离子体位置26的线不对齐时(例如由于横向边界层的形成和/或其他空气动力学效应或飞行器机动)的飞行条件下，燃料注入器18的取向可以由燃料注入器咬合器24调节，以确保由燃料注入器18分散的燃料到达等离子体位置26。另外，可以采用导向装置、管、轮叶和/或其他装置(未示出)将由燃料注入器18分散的燃料引导到等离子体位置26。
图3示出了翼型控制表面12上的等离子体点火燃烧系统10的实施例。图3中所示的翼型控制表面12可以是飞行器的机翼，飞行器上的其他翼型结构，翼型飞行器，以及用作控制表面12的其他表面。图3的实施例包括经由至少一个燃料注入器18在等离子体位置26上游的注入位置16处注入的燃料，其中经由至少一个等离子体致动器14产生等离子体。至少一个等离子体致动器14点燃燃料，在控制表面下游端12'处产生燃烧区C。空气在方向B上流过控制表面12。图3的实施例还可以包括图2的若干其他系统部件，包括但不限于电源30，本地空速传感器36，流动表面28，燃料供应器22，燃料控制阀20，控制处理单元34，飞行器控制器32，飞行器空速指示器38和燃料注入器咬合器24。在其他实施例中，等离子体点火燃烧系统10的部件将设置在控制表面下侧12”上，而不是设置在控制表面12的顶侧上，或者除了设置在控制表面12的顶侧之外，等离子体点火燃烧系统10的部件还将设置在控制表面下侧12”上。在其他实施例中，等离子体点火燃烧系统10的部件将设置在控制表面上游端12”'的附近，而不是设置在控制表面顶表面12上和/或控制表面下侧12”上，或者除了设置在控制表面顶表面12上和/或控制表面下侧12”上之外，等离子体点火燃烧系统10的部件还将设置在控制表面上游端12”'的附近。
图4示出了在超音速燃烧发动机41应用中的等离子体点火燃烧系统10的实施例。图4中所示的超音速燃烧发动机41可包括空气管入口42，该空气管入口42提供在扩口排气部分48的上游，在发散部分46的上游的主燃烧器部分42。超音速燃烧发动机41通常可以关于发动机中心线CL轴对称。扩口排气部分48可包括一个或多个控制表面12，其形成环形排气口，并且当它们在方向B上向后延伸时，从发动机中心线CL径向向外发散。图4的实施例包括经由至少一个燃料注入器18在等离子体位置26上游的注入位置16注入的燃料，其中经由至少一个等离子体致动器14产生等离子体。至少一个等离子体致动器14点燃燃料，在控制表面12处产生燃烧区C。图4的实施例还可以包括图2的若干其他系统部件，包括但不限于电源30，流动表面28，本地空速传感器36，燃料供应器22，燃料控制阀20，控制单元34，飞行器控制器32，飞行器空速指示器38和燃料注入器咬合器24。在其他实施例中，等离子体点火燃烧系统10的部件将以各种取向布置在环形排气口周围，以便允许将力矢量以控制飞行器所需要的不同角度施加到控制表面12。图4的实施例可以降低系统复杂性，因为燃料输送和处理系统可能由于燃料在主燃烧器部分42处燃烧而已经就位。另外，通过使用发动机排气系统或排气喷嘴中的表面作为与等离子点火燃烧配合的控制表面，可以从等离子点火燃烧中提取推力，从而增加来自超音速燃烧发动机41的推力，和/或减少主燃烧器部分42所需的燃料流动。本实施例类似于图4的布置在亚音速燃烧和/或传统燃气涡轮飞行器发动机构造中也是可能的。
图5示出了类似于图4的在超音速燃烧发动机41应用中的等离子体点火燃烧系统10的后向前观察的实施例。在其他实施例中，等离子体点火燃烧系统10可以在燃气涡轮发动机或其他亚音速发动机中。图5的实施例是通过扩口排气部分48从超音速燃烧发动机41的后端观察的。多个等离子体点火燃烧系统10围绕超音速燃烧发动机41的排气环周向间隔开。在图5的实施例中，多个等离子体点火燃烧系统10各自包括等离子体致动器14、流动表面28和图2中所示的其他系统部件，包括但不限于电源30，本地空速传感器36，燃料供应器22，燃料控制阀20，控制处理单元34，飞行器控制器32，飞行器空速指示器38和燃料注入器咬合器24。图5的实施例包括8个等离子体点火燃烧系统10，其以约45度的间隔，围绕超音速燃烧发动机41的环，大致均匀地间隔开。在其他实施例中，可以使用其他数量的等离子体点火燃烧系统10和其他间隔布置。另外，流动表面28可能由于发动机环的曲率而不需要，和/或可以使用与等离子体致动器14的数量不同的数量的流动表面28。通过不对称地操作等离子体点火燃烧系统10，任何期望的方向上的净力是可能的。该力可作用在发动机内的控制表面12上。在其他实施例中，该力可以作用在发动机内的表面上，而这些表面又可以作用在飞行器的控制表面12上。
图6示出了示例性亚音速飞行器51的俯视图。本实施例的等离子体点火燃烧系统10(未示出)可用于亚音速飞行器51应用中。例如，等离子体点火燃烧系统10可设置在亚音速飞行器51的表面上，包括但不限于右翼50，左翼52，右发动机舱54，左发动机舱56，右水平稳定器58，左水平稳定器60，飞行器机身62，竖直稳定器64(左侧和/或右侧)，右侧小翼66和/或左侧小翼68。另外，等离子体点火燃烧系统10可以设置在亚音速飞行器51的下侧上的与上述那些相对应的表面(以及其他表面)上。
图7示出了示例性超音速飞行器61的俯视图。本实施例的等离子体点火燃烧系统10(未示出)可用于超音速飞行器61应用中。例如，等离子体点火燃烧系统10可以设置在超音速飞行器61的表面上，包括但不限于左控制表面70，右控制表面72，左翼74，右翼76，左发动机78，右发动机80，中央飞行器主体部分82和尾部84。另外，等离子体点火燃烧系统10可以设置在超声波飞行器61的下侧上的与上述那些相对应的表面(以及其他表面)上。
图8示出了示例性高超音速飞行器71的俯视图。本实施例的等离子体点火燃烧系统10(未示出)可用于高超音速飞行器71应用中。例如，等离子体点火燃烧系统10可以设置在第一高超音速飞行器71的表面上，包括但不限于右水平表面86，左水平表面88，右竖直表面90(右外侧和/或左内侧)，左竖直表面91(外左侧和/或右内侧)，飞行器机体后部92，飞行器机体中部94和飞行器机体前部96。另外，等离子体点火燃烧系统10可以设置在第一高超音速飞行器71的下侧上的与上述那些相对应的表面(以及其他表面)上。
图9示出了高超音速飞行器71的前视图，包括设置在第一高超音速飞行器71的下侧上的空气入口98。本实施例的等离子体点火燃烧系统10(未示出)可用于第一高超音速飞行器71应用中。例如，等离子体点火燃烧系统10可以设置在第一高超音速飞行器71的表面上，包括但不限于右水平表面86，左水平表面88，右竖直表面90(任一侧和/或两侧)和左竖直表面91(任一侧和/或两侧)。
图10示出了第一高超音速飞行器71的侧视图，包括设置在第一高超音速飞行器71的下侧上的空气入口98。本实施例的等离子体点火燃烧系统10(未示出)可用于第一高超音速飞行器71应用中。例如，等离子体点火燃烧系统10可设置在第一高超音速飞行器71的表面上，包括但不限于左水平表面88，左竖直表面91(任一侧和/或两侧)，下侧上游部分100和下侧下游部分102。空气入口98设置在下侧上游部分100和下侧下游部分102之间。
图11示出了与第一高超音速飞行器71具有不同构造的第二高超音速飞行器300的前视图。第二高超音速飞行器300包括限定左飞行器机翼312的前向缘的左前缘304。左前缘304可向前延伸至飞行器机头311，其中左前缘304可与右前缘306会聚，右前缘306限定飞行器右翼310的前向缘。第二高超音速飞行器300可包括设置在飞行器下侧308上的入口302。多个等离子体致动器14可沿左前缘304和右前缘306中的每一个设置。多个等离子体致动器14可以与前缘304,306齐平，使得它们不会从飞行器延伸或突出到迎面而来的气流中。另外，多个等离子体致动器14可以设置在前缘304,306处或者设置在前缘304,306附近，使得它们被定位成在前缘304,306处产生等离子体，冲击波最有可能存在于前缘304,306处。换句话说，多个等离子体致动器14不需要精确地设置在前缘304,306处，只要它们近到足以在前缘304,306处产生等离子体。例如，在一个实施例中，多个等离子体致动器14可位于前缘304,306中的至少一个的飞行器长度的约5％内，飞行器长度由飞行器机体顶点线316的长度限定。
在操作中，当第二高超音速飞行器300达到超音速和/或高超音速时，冲击波可以沿着飞行器下侧308，沿着左翼310和左翼312的顶部和底部，以及沿着第二高超音速飞行器300的其他表面传播。冲击波(未示出)可以在需要恢复或抵消控制力的第二高超音速飞行器300的各个表面上提供升力和/或作用力，以便稳定地控制第二高超音速飞行器300。这样，等离子体致动器14可用于沿着飞行器和冲击波之间的左前缘304和右前缘306中的每一个产生等离子体。这可能导致有效的冲击波传播角度偶然发生。另外，这还可以改变传播区域，以朝向飞行器的后端(未示出)向下游重新定向。类似地，使用等离子体致动器14在飞行器和冲击波之间产生等离子体可以使飞行器缓冲冲击波，改变冲击波角，和/或改变作用在飞行器的控制表面12上的力。
仍然参考图11，第二高超音速飞行器300可包括设置在飞行器下侧308上的一个或多个飞行稳定性传感器301。一个或多个飞行稳定性传感器301可用于在给定操作条件下感测第二高超音速飞行器300的至少一个空气动力学特性。例如，一个或多个飞行稳定性传感器301可以由空速指示器组成，该空速指示器指示何时超音速飞行有状况，以及因此冲击波的存在是明显的。在另一个实施例中，一个或多个飞行稳定性传感器301可以包括静压传感器，指示冲击波的存在和/或大小、以及冲击波沿着飞行器下侧308和/或左前缘304和右前缘306传播的频率。一个或多个飞行稳定性传感器301也可以沿着左前缘304和右前缘306设置，冲击波最可能在这里形成和/或在力的作用下作用。
仍然参考图11，飞行器控制系统可以使用一个或多个飞行稳定性传感器301来控制等离子体致动器14产生等离子体的频率和/或大小。例如，在冲击波的大小与飞行器空速成比例的情况下，一个或多个飞行稳定性传感器301可以用作静压传感器，用于测量冲击波的大小，从而得到空速的近似值。类似地，一个或多个飞行稳定性传感器301可用于感测冲击波频率，飞行器控制系统可使用该冲击波频率来控制至少一个等离子体致动器14的抵消和/或稳定激活。通过测量压力波引起脉冲的频率，可以使用单个飞行稳定性传感器301来确定冲击波的频率，该脉冲由单个飞行稳定性传感器301感测。在其他实施例中，可以使用位于飞行器上的多个位置处的多个飞行稳定性传感器301来确定冲击波的频率，该多个飞行稳定性传感器301感测单个冲击波从第一飞行稳定性传感器301传播到第二飞行稳定性传感器301所花费的飞行时间。
图12示出了第二高超音速飞行器300的立体图，其包括左翼312，右翼310，左前缘304，右前缘306，飞行器机头314，和沿左前缘304和右前缘306设置的多个等离子体致动器14。第二高超音速飞行器300还可包括延伸飞行器长度的飞行器机体顶点线316。飞行器机体顶点线316可以限定右翼310和左翼312之间的交叉点。飞行器机体顶点线316可以由单条线限定，或者可选地，可以是第二高超音速飞行器300的顶部的弯曲和/或略微平滑或圆形的部分，其中左翼312和右翼310相交或交叉。第二高超音速飞行器300还包括由左后缘322和右后缘324限定的后端318，左后缘322和右后缘324也限定左翼和右翼310,312的后缘。飞行器排气口320也可以设置在后端318中。飞行器顶点326限定左翼312，右翼310和后端318的交叉点。左前缘304和右前缘306在可位于飞行器上或前方的交叉点处可以是锐角。例如，在一个实施例中，左前缘304和右前缘306形成小于约60度的角度。在另一个实施例中，左前缘304和右前缘306形成约5度和约45度之间的角度。在另一个实施例中，左前缘304和右前缘306形成约9度和约35度之间的角度。在另一个实施例中，左前缘304和右前缘306形成约15度和约25度之间的角度。在另一个实施例中，左前缘304和右前缘306形成约17度和约23度之间的角度。
仍然参考图12，第二高超音速飞行器300可包括设置在飞行器机头311处或附近的第一传感器328，设置在飞行器顶点326处或附近的第二传感器330(即，位于飞行器顶表面上靠近飞行器后端的中心)，设置在右翼310上的靠近后端318的第三传感器332，和设置在左翼312上的靠近后端318的第四传感器334。第二高超音速飞行器300还可以包括在其他位置处的其他传感器336，其他位置包括飞行器底表面上的对应位置。传感器328,330,332,334,336可用于在飞行期间建立飞行器的各种取向和参照系。例如，传感器328,330,332,334,336可用于建立飞行器迎角116，飞行器偏航126，飞行器角加速度130，飞行器竖直加速度132，飞行器振动，飞行器姿态120，飞行器高度122以及其他参数。传感器328,330,332,334,336中的每一个可以是陀螺仪，GPS传感器，加速度计，激光雷达，接近传感器，用于相对于除卫星之外的参照系建立位置的通信设备，气压计，导航罗盘，量子陀螺仪，MEMS陀螺仪，光纤陀螺仪，陀螺罗盘，航向指示器，回转仪，福柯摆，半球谐振陀螺仪，振动结构陀螺仪，动态调谐陀螺仪(DTG)，环形激光陀螺仪，伦敦力矩陀螺仪，光学加速度计以及其他类型的传感器。在一个实施例中，第一传感器328将位于飞行器机头314的飞行器长度的大约10％内，飞行器长度由飞行器机体顶点线316的长度限定。在另一个实施例中，第一传感器328将位于飞行器机头311的飞行器长度的大约5％内，飞行器长度由飞行器机体顶点线316的长度限定。在另一个实施例中，第二传感器330将位于飞行器后端318的飞行器长度的大约10％内，飞行器长度由飞行器机体顶点线316的长度限定。在另一个实施例中，第二传感器330将位于飞行器后端318的飞行器长度的大约5％内，飞行器长度由飞行器机体顶点线316的长度限定。
仍然参考图12，传感器328,330,332,334,336中的每一个可以单独使用或彼此协同使用，以建立飞行器取向的至少一个方面。可以调谐传感器328,330,332,334,336，使得它们在1kHz至5MHz的频率范围上操作，每秒产生1000至数百万个取向信号。来自传感器328,330,332,334,336的取向信号可以由飞行器控制系统使用，以经由多个等离子体致动器14调节飞行器的取向。通过不对称地激活等离子体致动器14，飞行器控制系统可以使净力作用在飞行器上，从而导致飞行器的期望目标取向。例如，通过沿着左前缘304激活比右前缘306更多的等离子体致动器14，控制系统可以在飞行器上产生净力，其导致飞行器偏航126(未示出)的改变或调整，或者飞行器300上的滚动力。类似地，通过在飞行器机头311处或附近激活比在飞行器后端318处或附近更多的等离子体致动器14，控制系统可以在飞行器上产生净力，其导致飞行器迎角116(未示出)的改变或调整。
图13示出了第二高超音速飞行器300的侧视图，其包括左翼312，左前缘304，飞行器机头311，飞行器机体顶点线316，左后缘322，飞行器顶点326，多个等离子体致动器14，一个或多个飞行稳定性传感器301和多个飞行器取向传感器328,330,334。
图14示出了可用于控制等离子体点火燃烧系统10的控制系统200。控制系统包括控制单元34，控制单元34接收至少一个空速指示106，该空速指示106可以来自超声波传感器104，飞行器空速指示器38和/或局部空速指示器36。控制单元34还接收来自至少一个飞行命令108的输入，该飞行命令108可包括诸如各种飞行器操纵的命令或由于湍流或改变环境和/或操作条件而稳定飞行的命令。控制处理单元34还可以从多个飞行器传感器和参数110接收输入信号，多个飞行器传感器和参数110包括但不限于环境湿度112，振动传感器114，迎角指示116，飞行段指示118，飞行器姿态120，飞行器高度122，陀螺仪123，湍流传感器124，飞行器偏航指示126，飞行器控制模式128，飞行器角加速度130和飞行器竖直加速度132。控制单元34可以使用多个飞行器传感器和参数110来确定要执行哪些动作以及用于执行的装置。例如，如果感测到过度的振动或湍流，则控制单元可以激活一个或多个等离子体点火燃烧系统10以在一个或多个控制表面12上作用减轻力，该操作的执行可取决于高度122，迎角116，竖直加速度132和/或其他因素。
仍参照图14，控制单元可确定多个控制目标值，包括但不限于目标注入角度134(即，喷射注入的角度)，目标燃料质量流动速率135，目标燃料脉冲速率138，目标持续时间140(即，可以激活一个或多个等离子体点火燃烧系统10的持续时间)，目标等离子体脉冲速率和/或等离子体波形142，目标延迟144(即，从燃料注入时到基于燃料从注入位置16流到等离子体位置26的飞行时间(或估计飞行时间)产生等离子体时的时间差)，和目标等离子体大小146。这些目标值可以传递到燃料注入器咬合器24，燃料注入器18和/或等离子体致动器14，如图14所示。在经过一段时间之后(T＝D1，其中D1可以等于由控制处理单元34确定为目标延迟144的第一延迟，第二延迟等)，控制单元在150评估控制表面取向，其的确定可取决于来自一个或多个控制表面计量器148的输入，控制表面计量器148又可接收来自多个飞行器传感器和参数110的输入，例如迎角116和/或飞行器偏航126。在控制系统在150处评估控制表面取向之后，可以将信号发送回控制处理单元34以确定是否需要进一步的动作。
控制系统200还可以包括图14中未示出的其他部件，例如燃料控制阀20和电源30。此外，控制系统200可以包括图14中未示出的通信连接。控制系统200的部件在约1Hz至约1000Hz的频率范围内操作。例如，等离子体致动器14和燃料注入器18都可以在约1Hz至约200Hz，或约10Hz至150Hz，或约25Hz至100Hz，或约50Hz至75Hz的频率范围内操作。控制系统200的其他传感器(例如多个飞行器传感器和参数110)以及空速指示器38和/或超声波传感器104可以在约50Hz至约1000Hz的范围内操作。控制系统100在等于或高于系统部件的频率范围内操作，例如在约200Hz至约1000Hz的范围内操作。在一些实施例中，控制系统100在大于1000Hz的频率范围内操作。
在操作中，本实施例的等离子体点火燃烧系统和控制系统200用于通过在飞行器的控制表面12及其结构上提供恢复力来平衡推力，水平加速度，竖直加速度和角加速度。如本实施例的图2-10所示，等离子体点火燃烧系统可用于不同架构和构造的飞行器的各种表面上以及其结构上，不同架构和构造包括但不限于亚音速、超音速和高超音速其结构包括机翼、发动机、超音速发动机的排气喷嘴等等。
图15示出了控制系统400，该控制系统400可用于控制诸如图11-13中的第二高超音速飞行器300的高超音速飞行器，以及诸如图7-10中的那些的其他超音速和高超音速飞行器。控制系统400包括控制处理单元34、飞行器空速指示器38(未示出)和/或本地空速指示器36(未示出)，控制处理单元34接收可以来自超声波传感器104(未示出)的至少一个空速指示106。控制单元34还接收来自至少一个飞行命令108的输入，该飞行命令108可包括诸如各种飞行器操纵的命令或由于湍流或改变环境和/或操作条件而稳定飞行的命令。控制单元34还可以从多个飞行器取向传感器和参数410接收输入信号，多个飞行器取向传感器和参数410包括但不限于：迎角指示116，飞行器姿态120，陀螺仪123，飞行器偏航指示126，飞行器角加速度130，飞行器俯仰角指示109，飞行器侧倾指示111，激光雷达传感器113，GPS传感器115，导航罗盘117和飞行器竖直加速度132。控制单元34可以使用多个飞行器取向传感器和参数410来确定要执行哪些动作以及用于执行的装置。例如，如果飞行器偏离目标控制设置或取向，或者如果期望新航向，则多个飞行器取向传感器和参数410可用于确定、建立和/或重新建立新的和/或期望的航向。
仍然参考图15，控制系统400还可以包括多个飞行稳定性传感器和参数430。多个飞行稳定性传感器和参数430可以将信号传输到控制处理单元34，包括但不限于：湍流传感器124，振动传感器114，静压传感器103，差压传感器和/或指示105，应变仪101和麦克风107，以及其他传感器和参数。多个飞行稳定性传感器和参数430可用于表征飞行的各种空气动力学和声学方面，尤其是在超音速飞行期间。例如，湍流指示器124可以指示存在不稳定状况，横风和/或环境干扰；静压传感器103和麦克风107可用于表征冲击波的大小和频率，以及其他特性，例如入射冲击波角度和冲击波几何形状；差压指示105可用于评估飞行器上不同位置的不同冲击波特性；应变仪101可以设置在飞行器的各种控制表面12上或其内，以便评估作用在飞行器的各种控制表面12上的冲击波的大小、频率和传播模式，从而使它们偏斜和/或变形；以及振动传感器114可以用于感测飞行器中的振动以及其表面和部件，以便评估至少一个飞行特性，例如冲击波频率和/或冲击波大小。
仍参见图15，控制系统400还可包括多个飞行器控制参数420，包括但不限于：环境湿度112，飞行段指示118，环境温度119(和/或自由空气温度)，飞行器高度122和飞行器控制模式128，以及其他控制参数。多个飞行器取向传感器和参数410、多个飞行器控制参数420、以及多个飞行稳定性传感器和参数430中的每个参数和/或传感器也可以与其他控制模块关联使用，和/或用于除图15中所示的那些目的之外的其他目的。例如，飞行器高度122还可以用于确定和/或建立飞行稳定性和/或飞行器取向。另外，并且作为非限制性示例，飞行器高度122还可以用于根据需要对其他参数进行校正或调整。
仍然参考图15，控制处理单元34可以使用空速指示106(其可以包括指示的空速和/或校正的或真空速)作为冲击波存在的指示。例如，当空速指示106发出飞行器正以超音速行进的信号时，即使没有来自例如多个飞行稳定性传感器和参数430的直接冲击波测量或指示，也可能推测存在冲击波。控制处理单元34可以具有或不具有来自飞行命令108的输入。例如，在期望航向和/或控制模式包括维持当前航向的情况下，可能没有来自飞行命令108的输入，但是控制处理单元34将继续主动控制飞行器，例如保持飞行稳定性和飞行器取向。
仍然参考图15，控制处理单元34基于图15的若干输入以及可能的其他输入，为第一等离子体位置15A、第二等离子体位置15B、第三等离子体位置15C、以及飞行器上的任何其他等离子体位置中的每一个等离子体位置确定等离子体致动器目标。对于多个等离子体位置15A-15C的每个等离子体位置，控制处理单元34确定目标持续时间140，目标等离子体频率，脉冲率和/或波形142，目标等离子体延迟144(和/或序列定时，例如，当期望用于激活多个等离子体致动器14的图案或序列时)，以及目标等离子体大小146。然后将第一等离子体位置15A的每个确定的等离子体目标值传送到第一等离子体致动器14A，第一等离子体致动器14A又执行期望的目标等离子体致动和/或例程。在图15中，仅针对第一等离子体位置15A示出了目标等离子体值。然而，第二等离子体位置15B、第三等离子体位置15C和第四至第N等离子体位置也将具有目标等离子体值，其类似地传送到相应的等离子体致动器14B，14C等。在持续时间等于第一持续时间(T＝D1)之后，控制系统400在440处评估至少一个控制表面12的取向，以及代表飞行稳定性的至少一个参数。飞行稳定性的评估可以至少部分地基于多个飞行稳定性传感器和参数430，而控制表面12和/或飞行器取向的评估可以至少部分地基于多个飞行器取向传感器和参数410。
在操作中，图15的等离子体辅助控制系统400可以基于来自传感器的输入在约500Hz至约50kHz的频率下操作，传感器可以在数十Hz至数十兆赫的频率下操作。例如，控制系统400可以在约5kHz至约15kHz下操作，基于来自具有变化的操作频率的传感器的输入，每秒执行整个控制方案或其部分和/或模块约5,000次至约15,000次。在其他实施例中，控制系统400可以在约500Hz至约50kHz下操作。一些传感器可能例如由于与温度传感器加热或冷却所花费的时间相关联的热滞后而具有时滞。其他传感器，例如电子GPS或激光雷达传感器等等，可以每秒传输和接收数百万个信号。控制系统400的一些部分或模块可以以与其他部分不同的频率操作。例如，由于在超音速和高超音速飞行条件下经历了连续变化的空气动力学扰动，多个等离子体致动器14可以在更高的频率下操作，以适应与持续保持稳定飞行相关联的高频，多个等离子体致动器14可以被致动，从而基于电输入信号产生等离子体，电输入信号可以非常快速地被调制。换句话说，控制系统400必须在足够高的频率下操作，以允许系统适当且迅速地作出反应，从而维持飞行器稳定性。在一个实施例中，等离子体辅助控制系统400可以在控制处理单元34处从多个飞行稳定性传感器和参数430接收至少一个信号(该至少一个信号指示至少一个飞行特性，例如，冲击波频率和/或冲击波大小)，并且根据至少一个飞行特性，命令至少一个等离子体致动器响应于该信号产生等离子体并被定制以提供稳定的飞行。例如，控制处理单元34可以命令多个等离子体致动器14中的至少一个等离子体致动器用大小和频率与相应的冲击波大小和频率相称的反作用力和/或稳定力来致动，相应的冲击波大小和频率由多个飞行稳定性传感器和参数430所感测。
图14和15的控制系统可以用在亚音速、跨音速、超音速和高超音速飞行器上，例如图6-13中所示的那些。另外，等离子体点火燃烧系统10和等离子体辅助控制系统400可以组合成单个系统。例如，在超音速飞行条件下，当期望或需要飞行稳定性调节和/或高频飞行器控制调节时，可以单独致动等离子体而无需燃料注入。在其他实施例中，当需要更高大小的控制调节时和/或当从飞行命令108请求各种飞行器机动时，等离子体可用于点燃燃料。在没有燃料注入的情况下单独激活等离子体致动器14可以在比等离子体点火燃烧更高的频率下进行。将燃料输送到例如飞行器发动机或作为控制系统的冷却剂的飞行器上的燃料输送系统可以尽可能地与等离子体点火燃烧系统10的系统和部件(燃料供应器22，燃料控制阀20，燃料注入器18等)组合。
传统的飞行器可具有可移动表面，用于排气喷嘴中推力矢量，和/或用作控制表面。然而，这些机械系统很重并且响应相对较慢(对于传统的液压致动器，约为25Hz)。相反，本实施例的等离子体点火燃烧系统和等离子体辅助控制系统可以替代地用在飞行器的外表面上，例如在机翼和尾部上以提供控制力，而不需要可移动表面和相关系统。本实施例的等离子体点火燃烧系统和等离子体辅助控制系统也可以在约500Hz至15kHz范围内的更高频率下操作，从而实现稳定的高超音速飞行。
本实施例的优点在于它们能够在更高的速度(100s的Hz，而不是～10Hz)下实现飞行器控制，这在高超音速情况下可能是必要的。而且，本实施例可能比传统控制表面重量更轻，这将提高飞行器效率。燃料注入器18和等离子体致动器14是同步的，使得来自燃料注入器18的燃料的每个脉冲和/或分散就在等离子体形成时向下游行进到等离子体位置26，从而点燃燃料。燃料注入器18和等离子体致动器14的同步激活可以每秒发生数十，数百，数千甚至更多次。例如，在一些实施例中，燃料注入器18和等离子体致动器14的同步激活可以在10kHz操作情况下发生。在其他实施例中，燃料注入器18和等离子体致动器14的同步激活发生在约5kHz和约15kHz之间。在其他实施例中，燃料注入器18和等离子体致动器14的同步激活发生在约1kHz和约5kHz之间。在其他实施例中，燃料注入器18和等离子体致动器14的同步激活发生在约100Hz和约1kHz之间。通过在一个或多个控制表面12上使用布置在不同位置和取向上的多个燃料注入器18和等离子体致动器14对，并且通过在不同时间激活不同对，可以控制飞行器，以通过使得第二对提供恢复力来解决一对的过度补偿。
本文的实施例可以改善燃烧稳定性并且使等离子体稳定的燃烧系统能够用于控制具有很少或没有移动部件的飞行器(参见转让给纽约斯克内克塔迪的通用电气公司的美国申请15/979,217)。本文的实施例还可以用在超音速和/或高超音速射弹的至少一个翼片的前缘，后缘和/或其他表面上。例如，类似于前述附图中的那些的等离子体致动器和系统可以沿高超音速导弹的翼片的一个或多个前缘设置，以控制和/或稳定其飞行。
以上详细描述了等离子体点火燃烧系统，等离子体辅助控制系统和相关部件的示例性实施例。该系统不限于本文描述的特定实施例，而是系统的部件和/或方法的步骤可以独立于本文描述的其他部件和/或步骤并且与本文描述的其他部件和/或步骤分开使用。例如，这里描述的部件的构造也可以与其他处理组合使用，并且不限于使用如本文所述的系统和相关方法来实践。相反，示例性实施例可以结合期望超音速燃烧和/或超音速飞行器控制的许多应用来实施和利用。
尽管本公开的各种实施例的具体特征可以在一些附图中示出而在其他附图中未示出，但这仅是为了方便。根据本公开的原理，可以结合任何其他附图的任何特征来参考和/或要求保护附图的任何特征。
本书面描述使用示例来公开本公开的实施例，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本公开，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。这里描述的实施例的可专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例具有与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。
本发明的进一步方面通过以下条项的主题提供：
1.一种燃烧系统，包括：至少一个等离子体致动器，所述至少一个等离子体致动器沿着基板设置在等离子体位置处；和至少一个燃料注入器，所述至少一个燃料注入器沿着所述基板设置在注入位置处，所述至少一个燃料注入器将燃料朝向所述等离子体位置分散，其中来自所述至少一个等离子体致动器的等离子体在所述等离子体位置附近点燃来自所述燃料注入器的燃料。
2.根据任何在前条项的燃烧系统，进一步包括：至少一个流动表面，所述至少一个流动表面在所述等离子体位置附近，所述至少一个流动表面将由燃烧的燃料产生的力传递到所述基板中。
3.根据任何在前条项的燃烧系统，进一步包括燃料控制阀，所述燃料控制阀与所述燃料注入器流体连通并且在所述燃料注入器的上游。
4.根据任何在前条项的燃烧系统，进一步包括燃料供应器，所述燃料供应器与所述燃料控制阀流体连通并且在所述燃料控制阀的上游。
5.根据任何在前条项的燃烧系统，进一步包括控制处理单元，所述控制处理单元通信地联接到所述燃料控制阀、所述燃料供应器、所述燃料注入器和所述等离子体致动器中的每一个。
6.根据任何在前条项的燃烧系统，进一步包括空速指示器，所述空速指示器通信地联接到所述控制处理单元，所述空速指示器提供表示在所述注入位置附近的所述基板上的空速的信号。
7.根据任何在前条项的燃烧系统，其中所述空速指示器沿着所述基板设置在所述注入位置和所述等离子体位置之间。
8.根据任何在前条项的燃烧系统，其中所述空速指示器测量飞行器空速。
9.根据任何在前条项的燃烧系统，进一步包括电源，其中所述电源电联接到所述等离子体致动器，并且其中所述电源通信地联接到所述控制处理单元。
10.根据任何在前条项的燃烧系统，其中所述控制处理单元通信地联接到飞行器控制系统。
11.根据任何在前条项的燃烧系统，进一步包括燃料注入器咬合器，所述燃料注入器咬合器通信地联接到所述控制处理单元并机械地联接到所述燃料注入器，其中所述燃料注入器咬合器调节所述燃料注入器的取向，使得燃料从所述燃料注入器朝向所述等离子体位置流动。
12.根据任何在前条项的燃烧系统，其中所述控制处理单元使得所述等离子体致动器就在来自所述燃料注入器的燃料流动到达所述等离体位置时在所述等离子体位置处产生等离子体，并且其中，所述控制处理单元至少部分地基于来自所述空速指示器的信号使燃料从所述燃料注入器流出与由所述等离子体致动器产生等离子体同步。
13.根据任何在前条项的燃烧系统，进一步包括：燃料注入器咬合器，所述燃料注入器咬合器通信地联接到所述控制处理单元并机械地联接到所述燃料注入器；至少一个流动表面，所述至少一个流动表面设置在所述等离子体位置附近；和电源，其中所述电源电联接到所述等离子体致动器，其中所述电源通信地联接到所述控制单元，其中所述燃料注入器咬合器调节所述燃料注入器的取向，使得燃料从所述燃料注入器朝向所述等离子体位置分散，并且其中所述空速指示器沿着所述基板设置在所述注入位置和所述等离子体位置之间。
14.一种飞行器，包括：至少一个等离子体致动器，所述至少一个等离子体致动器沿着飞行器控制表面设置在等离子体位置处；和至少一个燃料注入器，所述至少一个燃料注入器沿着所述飞行器控制表面设置在注入位置处，所述至少一个燃料注入器将燃料朝向所述等离子体位置分散，其中来自所述至少一个等离子体致动器的等离子体在所述等离子体位置附近点燃来自所述燃料注入器的燃料，并且其中来自所述燃料注入器的点燃的燃料在所述飞行器控制表面上作用力。
15.根据任何在前条项的飞行器，其中所述飞行器控制表面是飞行器机翼。
16.根据任何在前条项的飞行器，其中所述飞行器控制表面是飞行器发动机排气喷嘴。
17.根据任何在前条项的飞行器，其中所述飞行器是亚音速飞行器，超音速飞行器和高超音速飞行器中的至少一种。
18.一种飞行器控制系统，包括：控制处理单元；空速指示器，所述空速指示器通信地联接到所述控制处理单元；至少一个等离子体致动器，所述至少一个等离子体致动器通信地联接到所述控制处理单元；至少一个燃料注入器，所述至少一个燃料注入器通信地联接到所述控制处理单元；和多个飞行器传感器和参数，其中，所述控制处理单元至少部分地基于所述空速指示器和所述多个飞行器传感器和参数中的至少一个来调节所述至少一个等离子体致动器和所述至少一个燃料注入器的操作。
19.根据任何在前条项的飞行器控制系统，其中所述多个飞行器传感器和参数包括环境湿度，振动传感器，迎角指示，飞行段指示，飞行器姿态，飞行器高度，陀螺仪，湍流传感器，飞行器偏航指示，飞行器控制模式，飞行器角加速度和飞行器竖直加速度中的至少一个。
20.根据任何在前条项的飞行器控制系统，其中所述控制处理单元调节燃料注入角度，燃料质量流动速率，燃料脉冲速率，等离子体脉冲速率，等离子体波形和等离子体大小中的至少一个的操作。

Claims (19)

1.一种燃烧系统，其特征在于，包括：
至少一个等离子体致动器，所述至少一个等离子体致动器沿着基板设置在等离子体位置处；
至少一个燃料注入器，所述至少一个燃料注入器沿着所述基板设置在注入位置处，所述至少一个燃料注入器将燃料朝向所述等离子体位置分散；和
燃料注入器咬合器，所述燃料注入器咬合器通信地联接到控制处理单元并机械地联接到所述燃料注入器，其中所述燃料注入器咬合器调节所述燃料注入器的取向，使得燃料从所述燃料注入器朝向所述等离子体位置流动，
其中来自所述至少一个等离子体致动器的等离子体在所述等离子体位置附近点燃来自所述燃料注入器的燃料。
2.根据权利要求1所述的燃烧系统，其特征在于，进一步包括：
至少一个流动表面，所述至少一个流动表面在所述等离子体位置附近，所述至少一个流动表面将由燃烧的燃料产生的力传递到所述基板中。
3.根据权利要求1所述的燃烧系统，其特征在于，进一步包括燃料控制阀，所述燃料控制阀与所述燃料注入器流体连通并且在所述燃料注入器的上游。
4.根据权利要求3所述的燃烧系统，其特征在于，进一步包括燃料供应器，所述燃料供应器与所述燃料控制阀流体连通并且在所述燃料控制阀的上游。
5.根据权利要求4所述的燃烧系统，其特征在于，进一步包括所述控制处理单元，所述控制处理单元通信地联接到所述燃料控制阀、所述燃料供应器、所述燃料注入器和所述等离子体致动器中的每一个。
6.根据权利要求5所述的燃烧系统，其特征在于，进一步包括空速指示器，所述空速指示器通信地联接到所述控制处理单元，所述空速指示器提供表示在所述注入位置附近的所述基板上的空速的信号。
7.根据权利要求6所述的燃烧系统，其特征在于，其中所述空速指示器沿着所述基板设置在所述注入位置和所述等离子体位置之间。
8.根据权利要求6所述的燃烧系统，其特征在于，其中所述空速指示器测量飞行器空速。
9.根据权利要求5所述的燃烧系统，其特征在于，进一步包括电源，
其中所述电源电联接到所述等离子体致动器，并且
其中所述电源通信地联接到所述控制处理单元。
10.根据权利要求5所述的燃烧系统，其特征在于，其中所述控制处理单元通信地联接到飞行器控制系统。
11.根据权利要求6所述的燃烧系统，其特征在于，其中所述控制处理单元使得所述等离子体致动器就在来自所述燃料注入器的燃料流动到达所述等离子体位置时在所述等离子体位置处产生等离子体，并且
其中，所述控制处理单元至少部分地基于来自所述空速指示器的信号使燃料从所述燃料注入器流出与由所述等离子体致动器产生等离子体同步。
12.根据权利要求11所述的燃烧系统，其特征在于，进一步包括：
至少一个流动表面，所述至少一个流动表面设置在所述等离子体位置附近；和
电源，
其中所述电源电联接到所述等离子体致动器，
其中所述电源通信地联接到所述控制处理单元，并且
其中所述空速指示器沿着所述基板设置在所述注入位置和所述等离子体位置之间。
13.一种飞行器，其特征在于，包括：
至少一个等离子体致动器，所述至少一个等离子体致动器沿着飞行器控制表面设置在等离子体位置处；
至少一个燃料注入器，所述至少一个燃料注入器沿着所述飞行器控制表面设置在注入位置处，所述至少一个燃料注入器将燃料朝向所述等离子体位置分散；和
燃料注入器咬合器，所述燃料注入器咬合器通信地联接到控制处理单元并机械地联接到所述燃料注入器，其中所述燃料注入器咬合器调节所述燃料注入器的取向，使得燃料从所述燃料注入器朝向所述等离子体位置流动，
其中来自所述至少一个等离子体致动器的等离子体在所述等离子体位置附近点燃来自所述燃料注入器的燃料，并且
其中来自所述燃料注入器的点燃的燃料在所述飞行器控制表面上作用力。
14.根据权利要求13所述的飞行器，其特征在于，其中所述飞行器控制表面是飞行器机翼。
15.根据权利要求13所述的飞行器，其特征在于，其中所述飞行器控制表面是飞行器发动机排气喷嘴。
16.根据权利要求13所述的飞行器，其特征在于，其中所述飞行器是亚音速飞行器，超音速飞行器和高超音速飞行器中的至少一种。
17.一种飞行器控制系统，其特征在于，包括：
控制处理单元；
空速指示器，所述空速指示器通信地联接到所述控制处理单元；
至少一个等离子体致动器，所述至少一个等离子体致动器通信地联接到所述控制处理单元；
至少一个燃料注入器，所述至少一个燃料注入器通信地联接到所述控制处理单元；
燃料注入器咬合器，所述燃料注入器咬合器通信地联接到所述控制处理单元并机械地联接到所述燃料注入器，其中所述燃料注入器咬合器调节所述燃料注入器的取向，使得燃料从所述燃料注入器朝向所述等离子体位置流动，和
多个飞行器传感器和参数，
其中，所述控制处理单元至少部分地基于所述空速指示器和所述多个飞行器传感器和参数中的至少一个来调节所述至少一个等离子体致动器和所述至少一个燃料注入器的操作。
18.根据权利要求17所述的飞行器控制系统，其特征在于，其中所述多个飞行器传感器和参数包括环境湿度，振动传感器，迎角指示，飞行段指示，飞行器姿态，飞行器高度，陀螺仪，湍流传感器，飞行器偏航指示，飞行器控制模式，飞行器角加速度和飞行器竖直加速度中的至少一个。
19.根据权利要求17所述的飞行器控制系统，其特征在于，其中所述控制处理单元调节燃料注入角度，燃料质量流动速率，燃料脉冲速率，等离子体脉冲速率，等离子体波形和等离子体大小中的至少一个的操作。
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