CN115435113A - 射流控制阀门、射流阀门组、射流控制系统及飞行设备 - Google Patents

Abstract

本发明涉及射流控制技术领域，具体涉及射流控制阀门、射流阀门组、射流控制系统及飞行设备。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。进流口用于与气源连通，第一出流口用于喷流并由该射流控制阀门控制开闭，第二出流口用于与供气管道和/或阀门连通。射流阀门组、射流控制系统及飞行设备均采用了该射流控制阀门。其有助于降低飞行设备的结构重量，降低对气源的要求标准，精简飞行设备的射流控制系统，从而提高飞行设备的续航能力和有效飞行半径，对于推动主动射流控制技术的应用和现代化飞行设备的发展而言具有积极意义。

Description

射流控制阀门、射流阀门组、射流控制系统及飞行设备

技术领域

本发明涉及射流控制技术领域，具体而言，涉及射流控制阀门、射流阀门组、射流控制系统及飞行设备。

背景技术

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，具有控制能力强、响应速度快、控制效率高、全任务剖面最优控制等特点，广泛应用于飞行器增升、减阻、航空发动机喷流流体推力矢量控制、飞行器姿态的无舵面射流环量控制等多个研究方向，是当前航空领域研究的热点和前沿。

阀门作为压缩气体控制的主要部件，是主动射流控制技术应用的关键。但是，传统的射流阀门控制系统的重量很难继续降低，这对于飞行器而言，尤其是无人机而言，会直接影响其整体重量荷载，从而对其续航能力和有效飞行半径产生限制。

这对于进一步提高现代化飞行器的性能来说非常不利，这也在一定程度上限制了主动射流控制的进一步应用和现代化飞行器的进一步发展。

有鉴于此，特提出本申请。

发明内容

本发明实施例的第一个目的在于提供一种射流控制阀门，其有助于进一步降低飞行设备的结构重量，同时降低对气源的要求标准，有助于进一步精简飞行设备的射流控制系统，从而进一步提高飞行设备的续航能力和有效飞行半径，对于推动主动射流控制技术的进一步应用和现代化飞行设备的进一步发展而言具有积极意义。

本发明实施例的第二个目的在于提供一种射流阀门组，其有助于进一步降低飞行设备的结构重量，同时降低对气源的要求标准，有助于进一步精简飞行设备的射流控制系统，从而进一步提高飞行设备的续航能力和有效飞行半径，对于推动主动射流控制技术的进一步应用和现代化飞行设备的进一步发展而言具有积极意义。

本发明实施例的第三个目的在于提供一种射流控制系统，其结构更加精简，有助于进一步降低飞行设备的结构重量，同时降低对气源的要求标准，从而进一步提高飞行设备的续航能力和有效飞行半径，对于推动主动射流控制技术的进一步应用和现代化飞行设备的进一步发展而言具有积极意义。

本发明实施例的第四个目的在于提供一种飞行设备，其结构重量得到了进一步降低，同时降低了对射流控制系统的气源的要求标准，进一步提高飞行设备的续航能力和有效飞行半径，对于推动主动射流控制技术的进一步应用和现代化飞行设备的进一步发展而言具有积极意义。

本发明的实施例是这样实现的：

一种射流控制阀门，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。进流口用于与气源连通，第一出流口用于喷流并由该射流控制阀门控制开闭，第二出流口用于与供气管道和/或阀门连通。

进一步地，进流口、第一出流口和第二出流口均开设于射流控制阀门的阀体的侧壁。

进一步地，进流口的内径与内部流道的内径的差值小于或等于第一阈值，第二出流口的内径与内部流道的内径的差值小于或等于第二阈值。

进一步地，进流口的中心轴线、第一出流口的中心轴线和第二出流口的中心轴线位于同一平面。

一种射流阀门组，其包括：上述的射流控制阀门。

进一步地，射流阀门组包括尾端阀门和射流控制阀门。尾端阀门的进口与射流控制阀门的第二出流口连通，尾端阀门的出口用于喷流并由该尾端阀门控制开闭。尾端阀门为第二出流口被封闭的射流控制阀门或其它类型阀门。

进一步地，射流阀门组包括至少2个射流控制阀门，射流控制阀门依次排布。相邻的射流控制阀门中，一射流控制阀门的第二出流口与另一射流控制阀门的进流口连通。

进一步地，射流阀门组还包括：用于将相邻阀门连通的连通管。

一种射流控制系统，包括上述的射流阀门组。

一种飞行设备，包括上述的射流控制系统。

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阀门的气体通过进流口进入射流控制阀门，射流控制阀门可以控制自身的第一出流口的开启程度，从而控制射流的作动状态和作动持续时间，以此达到对飞行设备的飞行姿态的调控目的。

与此同时，进入该第一出流口射流控制阀门中的气体还可以通过第二出流口进入供气管道，和/或直接进入其它的射流控制阀门/其他类型的阀门，从而起到输送气体的作用。也就是说，在这个过程中，射流控制阀门不仅承担了射流控制的角色，还同时承担了输送气体的角色。

在本实施例中，通过以上设计，射流控制阀门本身成功融入到了用于气体输送的“输送通道”当中，承担了一部分供气管道的作用，射流控制阀门本身可以看做是供气管道的一部分，射流控制阀门在接受由供气管道输送来的气体的同时，还能够为下游的阀门输送气体。这样的话，就可以省去供气支管，并且可以利用射流控制阀门本身来替代掉一部分供气管道。

如此，便在去掉了供气支管的基础上，还进一步缩短了供气管道的长度，有效地对用于气体输送的“输送通道”的结构进行了精简，使得整体的结构重量可以继续减小，这对于进一步降低飞行设备的重量荷载、提高飞行设备的续航能力和有效飞行半径来说具有显著作用。

此外，在射流控制的准备阶段，需要先将“输送通道”的内部气压提升并稳定在设定值，由于用于气体输送的“输送通道”的结构得到了有效精简，“输送通道”的总长度明显减小，“输送通道”的内部空间的体积变小，在准备阶段，将“输送通道”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，有助于加快飞行设备的起飞和控制的响应速度。而初始气体用量的需求量减少，降低了对气源的供气量的要求，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行设备的整体性能而言具有积极意义。

总体而言，本发明实施例提供的射流控制阀门有助于进一步降低飞行设备的结构重量，同时降低对气源的要求标准，有助于进一步精简飞行设备的射流控制系统，从而进一步提高飞行设备的续航能力和有效飞行半径，对于推动主动射流控制技术的进一步应用和现代化飞行设备的进一步发展而言具有积极意义。

本发明实施例提供的射流阀门组有助于进一步降低飞行设备的结构重量，同时降低对气源的要求标准，有助于进一步精简飞行设备的射流控制系统，从而进一步提高飞行设备的续航能力和有效飞行半径，对于推动主动射流控制技术的进一步应用和现代化飞行设备的进一步发展而言具有积极意义。

本发明实施例提供的射流控制系统采用了射流控制阀门和/或射流阀门组，结构更加精简，有助于进一步降低飞行设备的结构重量，同时降低对气源的要求标准，从而进一步提高飞行设备的续航能力和有效飞行半径，对于推动主动射流控制技术的进一步应用和现代化飞行设备的进一步发展而言具有积极意义。

本发明实施例提供的飞行设备采用了射流控制阀门、和/或射流阀门组、和/或射流控制系统，结构重量得到了进一步降低，同时降低了对射流控制系统的气源的要求标准，进一步提高飞行设备的续航能力和有效飞行半径，对于推动主动射流控制技术的进一步应用和现代化飞行设备的进一步发展而言具有积极意义。

附图说明

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。

图1为本发明实施例1提供的射流控制阀门的外部结构示意图；

图2为本发明实施例1提供的射流控制阀门的内部结构示意图；

图3为本发明实施例1提供的射流控制阀门的连接示意图；

图4为现有的供气管道的构造示意图；

图5为现有的供气管道中的阀门的连接示意图；

图6为采用了本发明实施例1提供的射流控制阀门的供气管道的构造示意图；

图7为本发明实施例2提供的射流阀门组的尾端处的第一种形式的结构示意图；

图8为本发明实施例2提供的射流阀门组的尾端处的第二种形式的结构示意图；

图9为本发明实施例2提供的射流阀门组的非尾端处的结构示意图；

图10为本发明实施例2提供的射流阀门组的第一种示例性布置方式的示意图；

图11为本发明实施例2提供的射流阀门组的第二种示例性布置方式的示意图；

图12为本发明实施例2提供的射流阀门组的第三种示例性布置方式的示意图；

图13为本发明实施例2提供的射流阀门组的第四种示例性布置方式的示意图；

图14为本发明实施例2提供的射流阀门组的第五种示例性布置方式的示意图；

图15为本发明实施例2提供的射流阀门组的第六种示例性布置方式的示意图；

图16为本发明实施例2提供的射流阀门组的连通管的一种适应性连接方式的示意图；

图17为本发明实施例2提供的射流阀门组的连通管的另一种适应性连接方式的示意图。

附图标记说明：

射流控制阀门200；阀体210；进流口211；第一出流口212；第二出流口213；内部流道214；供气管道300；供气支管400；射流阀门组500；尾端阀门510；连通管520。

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，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。

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。

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。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，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。

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。

实施例1

请参照图1、图2和图3，本实施例提供一种射流控制阀门200，射流控制阀门200设置有进流口211、第一出流口212和第二出流口213，进流口211、第一出流口212和第二出流口213均与射流控制阀门200的内部流道214连通。

其中，进流口211用于与气源连通。第一出流口212用于喷流并由该射流控制阀门200控制开闭。第二出流口213用于与供气管道300和/或阀门连通。

需要说明的是，气源指的是用于向射流控制阀门200供气的对象，可以是供气管道300，也可以是气体储罐，还可以是另一个射流控制阀门200的第二出流口213，且不限于此。也就是说，气源可以理解成为该射流控制阀门200直接供气的对象，而并非特指直接与气体的最初源头连接。

上文中，第二出流口213用于与供气管道300和/或阀门连通中的“阀门”可以是其它的射流控制阀门200，也可以是其他类型的阀门。

气体通过进流口211进入射流控制阀门200，射流控制阀门200可以控制自身的第一出流口212的开启程度，从而控制射流的作动状态和作动持续时间，以此达到对飞行设备的飞行姿态的调控目的。

与此同时，进入该第一出流口212射流控制阀门200中的气体还可以通过第二出流口213进入供气管道300，和/或直接进入其它的射流控制阀门200/其他类型的阀门，从而起到输送气体的作用。也就是说，在这个过程中，射流控制阀门200不仅承担了射流控制的角色，还同时承担了输送气体的角色。

本申请的发明人研究发现：在现有的飞行设备中，采用射流控制时，利用供气管道300向阀门供气时，阀门和供气管道300之间是通过供气支管400进行连接的，每个阀门都会配置一组供气支管400，如图4和图5所示。也就是说，供气管道300中的气体都是通过供气支管400输送到阀门当中的。在现有的结构中，同时包含了阀门、供气支管400和供气管道300，由于阀门的安装位置是预先设定好的，为了尽可能降低结构重量，只能通过优化管路布局尽可能缩短供气支管400和供气管道300的总长度。

在本实施例中，通过以上设计，射流控制阀门200本身成功融入到了用于气体输送的“输送通道”当中，承担了一部分供气管道300的作用，射流控制阀门200本身可以看做是供气管道300的一部分，射流控制阀门200在接受由供气管道300输送来的气体的同时，还能够为下游的阀门输送气体。这样的话，就可以省去供气支管400，并且可以利用射流控制阀门200本身来替代掉一部分供气管道300，如图3和图6所示。

如此，便在去掉了供气支管400的基础上，还进一步缩短了供气管道300的长度，有效地对用于气体输送的“输送通道”的结构进行了精简，使得整体的结构重量可以继续减小，这对于进一步降低飞行设备的重量荷载、提高飞行设备的续航能力和有效飞行半径来说具有显著作用。

此外，在射流控制的准备阶段，需要先将“输送通道”的内部气压提升并稳定在设定值，由于用于气体输送的“输送通道”的结构得到了有效精简，“输送通道”的总长度明显减小，“输送通道”的内部空间的体积变小，在准备阶段，将“输送通道”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，有助于加快飞行设备的起飞和控制的响应速度。而初始气体用量的需求量减少，降低了对气源的供气量的要求，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行设备的整体性能而言具有积极意义。

可以理解，在射流控制阀门200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200在供气管道300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“输送通道”。进流口211、第一出流口212和第二出流口213的数量均可以根据实际的射流控制需要进行调整，进流口211、第一出流口212和第二出流口213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“输送通道”，以适应不同设计规格的飞行设备。

在本实施例中，进流口211、第一出流口212和第二出流口213均开设于射流控制阀门200的阀体210的侧壁，这更便于射流控制阀门200在供气管道300上进行安装，由于射流控制阀门200的内部流道214位于阀体210当中，这样也便于供气管路与射流控制阀门200的内部流道214直接相连，增大了射流控制阀门200的入口容积，并有助于降低射流控制阀门200本身的结构重量。

进一步地，进流口211的内径与内部流道214的内径的差值小于或等于第一阈值，可选的，进流口211的内径与内部流道214的内径相同。第二出流口213的内径与内部流道214的内径的差值小于或等于第二阈值。可选的，第二出流口213的内径与内部流道214的内径相同。通过该设计，可以有效地降低在进流口211和第二出流口213附近产生乱流的概率，有助于保障射流气流的稳定性，从而避免对射流控制产生负面影响。可以理解，第一阈值和第二阈值的具体数值可以根据实际的生产设计需要灵活调整，此处不做具体限定。

为了提升气体流经射流控制阀门200时的稳定性，并进一步提高射流气流的稳定性，进流口211的中心轴线、第一出流口212的中心轴线和第二出流口213的中心轴线位于同一平面。

总体而言，本发明实施例提供的射流控制阀门200有助于进一步降低飞行设备的结构重量，同时降低对气源的要求标准，有助于进一步精简飞行设备的射流控制系统，从而进一步提高飞行设备的续航能力和有效飞行半径，对于推动主动射流控制技术的进一步应用和现代化飞行设备的进一步发展而言具有积极意义。

实施例2

请参照图7、图8和图9，本实施例提供一种射流阀门组500，射流阀门组500包括：实施例1中提供的射流控制阀门200。可以理解，射流阀门组500中可以是包含至少一个射流控制阀门200和至少一个其他类型的阀门，也可以是包含至少两个射流控制阀门200。射流阀门组500中的阀门的具体数量是可以根据实际的射流控制需要灵活调整的，并不对阀门的具体数量进行限定。

需要注意的是，沿着气体在射流阀门组500中的流动方向，在射流阀门组500的尾端，射流阀门组500包括尾端阀门510和射流控制阀门200，如图7和图8所示。射流控制阀门200位于尾端阀门510的上游，尾端阀门510的进口与射流控制阀门200的第二出流口213连通，尾端阀门510的出口用于喷流并由该尾端阀门510控制开闭。其中，尾端阀门510可以是第二出流口213被封闭的射流控制阀门200，如图7所示，也可以是其它类型的阀门，如图8所示。

需要说明的是，尾端阀门510指的是在气体流动方向上位于最后端的阀门，尾端阀门510是该条气体的“输送通道”的终端，即尾端阀门510不会再继续向其它的阀门进行供气。

而对于射流阀门组500的非尾端的部分，则是通过射流控制阀门200一同实现气体传输，如图9所示。在射流阀门组500的非尾端的部分，射流控制阀门200沿着气体输送方向依次排布。其中，依次排布指的是射流阀门组500中的阀门之间的上下游关系，即根据射流控制需要确定射流控制阀门200的安装位置，在此基础上，根据气源与射流控制阀门200的位置关系，规划这些射流控制阀门200之间的连接关系，从而确定不同的射流控制阀门200在气体的“输送通道”中的上下游关系。

在相邻的射流控制阀门200中，一射流控制阀门200的第二出流口213与另一射流控制阀门200的进流口211连通。需要说明的是，本申请中的“相邻”指的是：阀门在气体的“输送通道”中的上下游相邻关系。例如：阀门a在阀门b的下游且阀门a与阀门b直接相连，那么阀门a就与阀门b相邻。

可以理解，由于第二出流口213的具体数量灵活多变，所以存在多个阀门同时与同一个阀门相邻的情况。例如：阀门b具有三个第二出流口213，一个第三出流口与阀门a相连，一个第三出流口与阀门c相连，一个第三出流口与阀门d相连，那么此时阀门a、阀门c和阀门d就都与阀门b相邻。实际情形并不局限于此。

在本实施例中，由于射流控制阀门200的进流口211、第一出流口212和第二出流口213三者的数量、开设方向的高度灵活性，使得射流阀门组500的实际形式灵活多变。

如图10所示，射流阀门组500中的阀门呈单线串行排布并呈直线型布置。

如图11所示，射流阀门组500中的阀门呈单线串行排布并呈L型布置。

如图12所示，射流阀门组500中的阀门设置双线排布。

如图13所示，射流阀门组500中的阀门设置三线排布。

如图14所示，射流阀门组500中的阀门呈单线串行排布并呈直折线型布置。

如图15所示，射流阀门组500中的阀门设置多线排布并在尾端设置为类似放射状的排布方式。

需要说明的是，以上布置方式仅仅是射流阀门组500的众多具体形式中的一部分示例，并不局限于此，在本发明其它的实施例中，射流阀门组500的具体形式可以根据实际需要灵活调整。

总的来说，射流阀门组500可以根据实际的射流控制需要灵活地确定排布方式，包括但不限于：灵活确定射流阀门组500中射流控制阀门200的具体安装位置、射流控制阀门200之间的连接关系。

进一步地，射流阀门组500还包括：用于将相邻阀门连通的连通管520。连通管520不仅能够起到将阀门连通实现气体传输的作用，而且使得射流阀门组500的具体构造更加灵活。当射流阀门组500应用于射流控制时，射流阀门组500中的射流控制阀门200的安装位置一般是预先确定好了的，而在实际对射流阀门组500进行布置时，还需要根据飞行设备机体的机体结构来进行，往往就需要对机体的一些机构进行避让。而连通管520恰好就给予了我们灵活的可控性，我们可以通过适应性地改变连通管520的构型来实现对机体原本的部件的避让。

如图16所示，阀门x和阀门y之间存在一个机体的部件p，干扰了阀门x和阀门y之间的连接。此时，可以将连通管520制作为U型，以对部件p进行避让。当然，具体的避让方案并不局限于此，此处仅作示例性说明。

如图17所示，根据射流控制需要，两个射流控制阀门200需要错位安装，此时，可以将连通管520制作为与之适配的形状达到连接目的。

由此可见，连通管520赋予了射流阀门组500更高的结构灵活性和适应性，能够根据飞行设备的具体构造进行适应性结构调整。这样的话，对传统的飞行设备的射流控制改造工作而言，改造难度大大降低，对新型飞行设备的构型设计而言，对构型设计的限制也更小，便于更加灵活、自由地对机体构型进行升级。

实施例3

本实施例提供一种射流控制系统，射流控制系统包括：实施例1所提供的射流控制阀门200，和/或实施例2所提供的射流阀门组500。

射流控制系统采用了射流控制阀门200和/或射流阀门组500，结构更加精简，有助于进一步降低飞行设备的结构重量，同时降低对气源的要求标准，从而进一步提高飞行设备的续航能力和有效飞行半径，对于推动主动射流控制技术的进一步应用和现代化飞行设备的进一步发展而言具有积极意义。

实施例4

本实施例提供一种飞行设备，飞行设备包括：上实施例1所提供的射流控制阀门200，和/或实施例2所提供的射流阀门组500，和/或实施例3所提供的射流控制系统。

飞行设备采用了射流控制阀门200、和/或射流阀门组500、和/或射流控制系统，结构重量得到了进一步降低，同时降低了对射流控制系统的气源的要求标准，进一步提高飞行设备的续航能力和有效飞行半径，对于推动主动射流控制技术的进一步应用和现代化飞行设备的进一步发展而言具有积极意义。

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。

Claims (10)

1.一种射流控制阀门，其特征在于，所述射流控制阀门设置有进流口、第一出流口和第二出流口，所述进流口、所述第一出流口和所述第二出流口均与所述射流控制阀门的内部流道连通；所述进流口用于与气源连通，所述第一出流口用于喷流并由该射流控制阀门控制开闭，所述第二出流口用于与供气管道和/或阀门连通。

2.根据权利要求1所述的射流控制阀门，其特征在于，所述进流口、所述第一出流口和所述第二出流口均开设于所述射流控制阀门的阀体的侧壁。

3.根据权利要求1所述的射流控制阀门，其特征在于，所述进流口的内径与所述内部流道的内径的差值小于或等于第一阈值，所述第二出流口的内径与所述内部流道的内径的差值小于或等于第二阈值。

4.根据权利要求1所述的射流控制阀门，其特征在于，所述进流口的中心轴线、所述第一出流口的中心轴线和所述第二出流口的中心轴线位于同一平面。

5.一种射流阀门组，其特征在于，包括：如权利要求1~4任一项所述的射流控制阀门。

6.根据权利要求5所述的射流阀门组，其特征在于，所述射流阀门组包括尾端阀门和所述射流控制阀门；所述尾端阀门的进口与所述射流控制阀门的所述第二出流口连通，所述尾端阀门的出口用于喷流并由该尾端阀门控制开闭；所述尾端阀门为所述第二出流口被封闭的所述射流控制阀门或其它类型阀门。

7.根据权利要求5所述的射流阀门组，其特征在于，所述射流阀门组包括至少2个所述射流控制阀门，所述射流控制阀门依次排布；相邻的所述射流控制阀门中，一所述射流控制阀门的所述第二出流口与另一所述射流控制阀门的所述进流口连通。

8.根据权利要求5~7任一项所述的射流阀门组，其特征在于，所述射流阀门组还包括：用于将相邻阀门连通的连通管。

9.一种射流控制系统，其特征在于，包括如权利要求5~8任一项所述的射流阀门组。

10.一种飞行设备，其特征在于，包括如权利要求9所述的射流控制系统。

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