CN115571329B - 翼型结构及其流动控制方法、飞行器和流动控制试验模型 - Google Patents

Abstract

本申请公开一种翼型结构及其流动控制方法、飞行器和流动控制试验模型，所述翼型结构包括主体和供气装置，其中：所述主体具有主流道以及与主流道连通的吸气口和喷气口，所述吸气口和所述喷气口沿所述翼型结构的翼弦方向排布；所述供气装置设于所述主流道内，所述供气装置的喷嘴在气流方向上朝向所述喷气口设置，所述供气装置用于输出高速气体；所述主流道包括设于所述供气装置与所述喷气口之间的混合段和扩张段，所述混合段和所述扩张段沿所述气流方向依次布置，且所述扩张段的纵截面宽度沿所述气流方向逐渐增大。上述方案能够增大喷气口喷射出的射流的流速和质量流量，并优化流动控制性能。

Description

翼型结构及其流动控制方法、飞行器和流动控制试验模型

技术领域

本申请涉及流动控制技术领域，尤其涉及一种翼型结构及其流动控制方法、飞行器和流动控制试验模型。

背景技术

协同射流（吹吸一体）流动控制方案作为一种主动流动流动技术，其打破了传统空气动力学的限制，能够实现增大飞行器的升力、改善飞行器的失速特性的效果，由此得到了重点发展。

在相关的采用协同射流流动控制方案的飞行器中，机翼设有内流道以及设于内流道内的气泵，其中，气泵用于经由内流道的吸气口抽吸气体，并对吸入的气体增压后再经由内流道的喷气口喷射出射流，如此可通过强化机翼上表面的气流流速而提升机翼受到的抬升力。但是，机翼的内流道提供的安装空间有限，这就导致气泵的功率受限，射流的流速较低、质量流量较小，从而难以应用于复杂的飞行场景，例如高亚声速等飞行场景。

发明内容

本申请提供一种翼型结构及其流动控制方法、飞行器和流动控制试验模型，能够增大喷气口喷射出的射流的流速和质量流量，并优化流动控制性能。

为了解决上述问题，本申请采用下述技术方案：

第一方面，本申请提供一种翼型结构，包括主体和供气装置，其中：

所述主体具有主流道以及与主流道连通的吸气口和喷气口，所述吸气口和所述喷气口沿所述翼型结构的翼弦方向排布；

所述供气装置设于所述主流道内，所述供气装置的喷嘴在气流方向上朝向所述喷气口设置，所述供气装置用于输出高速气体；所述主流道包括设于所述供气装置与所述喷气口之间的混合段和扩张段，所述混合段和所述扩张段沿所述气流方向依次布置，且所述扩张段的纵截面宽度沿所述气流方向逐渐增大。

第二方面，本申请提供一种翼型结构的流动控制方法，所述翼型结构为本申请第一方面所述的翼型结构，所述流动控制方法包括：

获取所述主流道的喷气段内的所述气流的气压和/或温度；

判定所述喷气段内的所述气流的气压和/或温度是否等于目标气压和/或目标温度；

在所述喷气段内的所述气流的气压和/或温度不等于目标气压和/或目标温度的情况下，调节所述供气装置输出的所述高速气体的气压和/或温度，以使所述喷气段内的所述气流的气压和/或温度趋于目标气压和/或目标温度。

第三方面，本申请提供一种飞行器，包括本申请第一方面所述的翼型结构。

第四方面，本申请提供一种流动控制试验模型，包括本申请第一方面所述的翼型结构。

本申请采用的技术方案能够达到以下有益效果：

在本申请公开的翼型结构中，通过在主流道内设置能够输送高速气体的供气装置，再结合主流道的混合段和扩张段，从而在翼型结构内部构造出引射器结构。

其中，相较于气泵，供气装置的占位体积更小，其在适配翼型结构内部的安装空间的情况下，能够通过调节供气装置内气体的气压和/或温度而调节输出的高速气体的流速，从而对喷气口喷射出的射流实现流速控制，以此强化整个翼型结构的流动控制性能，实现满足不同飞行条件下的控制需求。

同时，上述引射器结构通过供气装置输出的高速气体，其在主流道内形成负压区而实现引射作用，以卷吸吸气口处的外部气体，增大主流道内的混合气流的质量流量，从而增大喷气口喷射出的射流的质量流量；该引射器结构还通过扩张段对混合气流降速增压由此能够在喷气口内形成大压力比的气流，从而进一步地提升喷气口处喷射出的射流的流速。

此外，混合段和扩张段为翼型结构的主体内部的空间，上述引射器结构通过利用主体的内部结构而实现复用，既能够简化结构布局，又能够增大混合空间和扩压空间而强化引射作用，以此进一步地增大射流的质量流量。

基于上述效果，本申请的翼型结构显然能够实现大压力比、大质量流量的吹吸气一体流动控制要求，从而应用于复杂的飞行场景。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。

在附图中：

图1为本申请一些实施例公开的翼型结构的剖视图；

图2为关于图1中A处的局部放大图；

图3为本申请一些实施例公开的翼型结构局部的流场示意图；

图4为本申请一些实施例公开的翼型结构（隐去盖板）的结构示意图；

图5为关于图4中B处的局部放大图；

图6为本申请一些实施例公开的翼型结构（隐去盖板）的俯视图。

附图标记说明：

100-主体、110-盖板、120-基部、130-主流道、131-吸气段、132-混合段、133-扩张段、134-喷气段、130a-子流道、140-吸气口、150-喷气口、160-支流道、170-排气口、

200-供气装置、210-喷嘴、220-导流面、

300-隔断件、400-检测装置、500-匀流件、

C-间隙。

具体实施方式

为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请具体实施例及相应的附图对本申请技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

以下结合附图，详细说明本申请各个实施例公开的技术方案。

为了解决相关技术中机翼的喷气口喷射出的射流无法满足高流速、高质量流量需求的技术问题，本申请实施例提供了一种翼型结构。

请参见图1~图6，本申请实施例公开的翼型结构包括主体100和供气装置200。

其中，主体100作为翼型结构的基础构件，其形成了翼型结构的整体轮廓，并作为其他构件的安装基础。

主体100具有主流道130以及与主流道130连通的吸气口140和喷气口150，吸气口140和喷气口150沿翼型结构的翼弦方向排布。如图1所示，主体100包括盖板110和基部120，盖板110扣设于基部120上以在二者之间形成主流道130、吸气口140和喷气口150。

可以理解，本申请实施例的翼型结构应用于协同射流流动控制方案，吸气口140设于主体100上表面的后缘，以在翼型结构的后缘进行吸气，喷气口150设于主体100上表面的前缘，以在翼型结构的前缘喷出射流。同时，吸气口140和喷气口150沿翼型结构的翼弦方向排布，也即吸气口140和喷气口150在翼弦方向上对应设置，如此可优化喷气和吸气的协同效果。其中，翼型的前缘点与后缘点的连线称为翼弦，它是翼型结构的一种特征长度，翼弦方向即翼弦的延伸方向，具体可参见图1、图4和图6的X轴方向。

需要说明的是，翼型结构的上升原理是通过在其上下侧形成压力差而实现的。具体地，在翼型结构存在迎角（即翼型结构的前进方向与翼弦的夹角）的情况下，翼型结构下表面一侧的气流流速较慢，而气压较大，翼型结构上表面一侧的气流流速快，而气压较小，这样就会在翼型结构的上下表面之间产生压力差，该压力差则会对翼型结构产生抬升力而使翼型结构上升。

如图3所示，实线箭头表示翼型结构内部的气流以及由喷气口150喷射出的射流，虚线箭头表示翼型结构上方的主流。

本申请实施例的翼型结构应用于协同射流流动控制方案，喷气口150喷射出的射流会与翼型结构上方的主流掺混，并为边界层注入能量，如此就使翼型结构上方的气流获得增幅，在流速加快的情况下，可进一步地增大翼型结构上下表面的压力差，且增加翼型结构的气流环量，从而极大地提升翼型结构受到的升力。同时，由于吸气口140抽吸外部气体，能够产生更低的气压，如此可推迟边界层的流体分离，从而避免产生分离涡流，达到提升翼型结构的失速裕度的目的。

在本申请的一些实施例中，如图1和图3所示，吸气口140的轴向与主体100上表面相切，喷气口150的轴向与主体100上表面相切，如此可使吸气口140和喷气口150处的气流速度方向均更接近平行于翼型结构的上表面，从而降低翼型结构上表面出现流体分离的风险，提升了翼型结构的抗失速性能。

在一些相关的采用协同射流流动控制方案的飞行器中，机翼的内流道设置有气泵，通过气泵做功，而使外部气体被吸入内流道再增压后而经由喷气口150喷射出射流。发明人发现，相关技术中实现协同射流的基础是需要配置有足够高功率的气泵，才能够确保从机翼外部吸入足够的气体，并将该部分气体以目标质量流量和速率喷射出而形成射流。但是，考虑到机翼本身的负荷会影响到抬升效果以及其内部的安装空间有限，那么，气泵不可能选择较大体积的型号，从而导致气泵的功率受限，这也就使由喷气口150喷射出的射流的流速较低、质量流量较小，因此，相关技术的机翼无法应用在亚声速、高亚声速等复杂的飞行场景。

针对上述问题，本申请实施例的翼型结构通过下面的改进方案来解决。

如图1所示，在本申请的实施例中，供气装置200设于主流道130内，供气装置200的喷嘴210在气流方向上朝向喷气口150设置，供气装置200用于输出高速气体；主流道130包括设于供气装置200与喷气口150之间的混合段132和扩张段133，混合段132和扩张段133沿气流方向依次布置，且扩张段133的纵截面宽度沿气流方向逐渐增大。

在图1中，为了便于理解方案，通过虚线对混合段132和扩张段133进行划分；此外，在供气装置200与吸气口140之前可划分出吸气段131，在扩张段133与喷气口150之间可划分出喷气段134，也通过虚线进行区别。当然，图1中的虚线并非对主流道130内的各段落进行唯一地限制界定，其仅是本申请的一些实施例便于示出发明构思的方式。

可以理解，本实施例中所指的“气流方向”是指在主流道130的延伸方向上由吸气口140吸入的气流向喷气口150流动的方向。在此种结构布局下，供气装置200输出的高速气体的流动方向与主流道130内的气流方向保持一致，这样有助于高速气体与主流道130内的气流掺混，也利于二者形成的混合气流向喷气口150流动。

正是由于供气装置200能够输出高速气体，由伯努利定理可知，气体的流速越快，其本身所产生的气压就越小，如此就会在供气装置200的喷嘴210的输出区域形成负压区域，从而驱使翼型结构外部的气体被卷吸入主流道130内。可见，上述结构布局产生的卷吸作用会使翼型结构上方的气体存在部分向吸气口140汇集，以使气体贴近翼型结构的上表面流动，从而可起到防止流体分离的作用，优化了抗失速特性。

卷吸入主流道130的外部气体与供气装置200输出的高速气体混合后依次通过混合段132和扩张段133，再经由喷气口150喷射出射流，从结构布局上来讲，供气装置200与吸气口140、喷气口150以及具备混合段132和扩张段133的主流道130共同形成了引射器结构。

其中，沿气流方向，混合段132更靠近供气装置200设置，而扩张段133位于混合段132靠近喷气口150的一侧。被卷吸入的外部气体流动至混合段132内而与供气装置200输出的高速气体进行掺混，以使二者的流速趋于一致，并提升混合气流的均匀性。

扩张段133位于混合段132沿气流方向的下一位置，外部气体和高速气体的混合气流在进入扩张段133之后会再次地进行掺混，由此进一步地提升掺混质量，以使两种气体充分混合，并再次提升混合气流的均匀性。同时，由于扩张段133的纵截面宽度沿气流方向逐渐增大，在混合气流流动时，其流速会随之减小，则混合气流的气压会相应增大，也即达到了降速增压的效果，如此，当高气压的混合气流流动至主流道130的喷气段134时，能够在喷气口150内形成大压力比的气流，从而确保由喷气口150喷射出的射流具备较高的流速，也即形成了高速射流，由此来满足亚声速、高亚声速等飞行场景的条件。

显然，在本申请实施例的翼型结构中，其通过在主体100内部的主流道130设置供气装置200，并通过混合段132实现两种气体的混合、通过扩张段133实现混合气流的增压，从而利用翼型结构的内部结构形成了引射器结构。

在此种结构布局下，引射器结构通过供气装置200输出高速气体，其在主流道130内形成负压区而实现引射作用，以卷吸吸气口140处的外部气体，增大主流道130内的混合气流的质量流量，从而增大喷气口150喷射出的射流的质量流量。应理解的是，主流道130内的混合气流是由外部气体和供气装置200输出的高速气体混合而成，相较于常规的通过气泵抽吸机翼外部的气体的方案，本申请实施例形成的翼型结构在其内部构造的引射器结构的作用下显然能够输出更大质量流量的射流。

翼型结构能够通过调节供气装置200内的气体的气压和/或温度而调节其输出的高速气流的流速，从而对喷气口喷射出的射流实现流速控制，以此强化整个翼型结构的流动控制性能，实现满足不同飞行条件下的控制需求。例如，当提高供气装置200内的气体压力的情况下，其能够增大其输出的高速气体的射流速度，从而提升引射能力，以进一步提高经吸气口140卷吸入的气体的质量流量。

相较于在机翼内直接设置气泵的方案，本申请实施例的供气装置200的占位体积更小，如此可更好地适配翼型结构的内部空间，且本申请实施例的翼型结构还通过复用自身内部的结构实现了结构布局的进一步简化，其中，混合段132和扩张段133由于属于主体100内部的空间，由此能够提供更大的混合空间和扩压空间，进一步地强化引射作用，以喷射出更大流速的高速射流。

基于上述分析可知，本申请实施例的翼型结构提供了一种全新的协同射流流动控制的结构布局方案，在满足小空间安装条件的基础上，其不仅提升了吸气口140处的卷吸效果，且提升了由喷气口150喷射出的射流的流速，还增大了由喷气口150喷射出的射流的质量流量，由此实现了大压力比、大质量流量的吹吸一体流动控制要求，能够满足应用于复杂的飞行场景的条件。

在本申请的一些实施例中，吸气段131和供气装置200所在的区域的纵截面宽度可以大于混合段132的纵截面宽度，如此可为外部气体提供充足的容置空间，以利于外部气体被卷吸入主流道130内；同时，此种结构布局致使外部气体由吸气段131流动至混合段132内的过程中，由于混合段132的流通面积更小，外部气体会被加速而更接近于供气装置200输出的高速气体的速率，从而提升二者的掺混效率。

在本申请的一些实施例中，如图2所示，供气装置200可以包括设于其背离喷嘴210的一端的导流面220，沿气流方向，导流面220与其所对应的主流道130的侧壁之间的距离逐渐减小。

应理解的是，在供气装置200靠近吸气口140的一端为常规方形体结构的方案中，外部气体会在供气装置200靠近吸气口140的一端端面处受阻，由此导致外部气体仅有部分气体流动至混合段132内、而部分气体受阻甚至产生回流现象。对此，在本实施例的结构布局下，导流面220设于供气装置200靠近吸气口140的一端，在外部气体被卷吸入吸气段131后形成气流后，其会流动至供气装置200处；由于导流面220与其所对应的主流道130的侧壁之间的距离沿气流方向逐渐减小，也即导流面220在气流方向上逐渐靠近其所对应的主流道130的侧壁，而其中更靠近吸气口140的区域具备更大的流通面积，从而可确保气流不受阻碍而流动至导流面220与主流道130的侧壁之间的间隙C中，并沿导流面220顺利流动至混合段132。

同时，基于上述结构布局，导流面220的渐变结构特征会引导气流靠近主流道130的侧壁流动，而使气流尽量贴附着主流道130的侧壁，如此可起到防止流体分离的作用，从而避免主流道130内形成涡流，提升了主流道130内的气流的流动稳定性。

其中，导流面220可以呈弧形面，也可以呈斜平面，或者其他的能够引导气流平滑流动至混合段132内的面型结构。

在本申请的一些实施例中，如图2所示，导流面220可以为两个，两个导流面220沿供气装置200的高度方向排布，一个导流面220与供气装置200的上表面相连，另一个导流面220与供气装置200的下表面相连。

需要说明的是，结合图1和图2所示，高度方向可由图示中的Z轴方向表征。

在此种结构布局下，两个导流面220可分别引导外部气体形成的气流沿供气装置200的上下两侧的间隙C流动至混合段132内，如此可对外部气体实现分流，避免因气流流量过大而存在流动受阻的问题；同时，由供气装置200的上下两侧的间隙C流动至混合段132内的外部气体大致以相对的状态流入，这样使外部气体在与高速气体混合时分布更为均匀，有利于提高外部气体与高速气体充分混合的效率。

在该实施例中，供气装置200可通过其位于翼型结构的展向方向上的至少一端与主流道130的侧壁相连而实现安装。

进一步地，如图2所示，两个导流面220背离其所对应的主流道130的侧壁的一端可以相连，如此可使供气装置200背离喷嘴210的一端均设置导流面220，从而优化对外部气体的引导效果。

在本申请的实施例中，未限制导流面220的数量和设置位置，举例来说，在图2的实施例的变形方案中，供气装置200的下表面可安装在主流道130的侧壁上，而仅通过其上表面一侧的间隙C供外部气体通过，此种情况下，则可仅设置靠近供气装置200的上表面一侧的导流面220。

在本申请的一些实施例中，如图4~图6所示，翼型结构还包括设于主流道130内的隔断件300，隔断件300将主流道130沿翼型结构的展向方向分隔为多个子流道130a，子流道130a内均设有供气装置200。

如此结构布局下，隔断件300起到隔断主流道130内的气流的作用，每个子流道130a内均存在流动的气流，换句话说，隔断件300能够起到分区控流的作用。具体地，在同一个子流道130a内，外部气体经由吸气口140被卷吸入子流道130a内，在流动至混合段132后，与该子流道130a内的供气装置200输出的高速气体掺混成混合气流，混合气流再流动至喷气口150而喷射出射流。

其中，如图4所示，隔断件300可以沿翼弦方向延伸布置。在一些实施例中，隔断件300为隔断梁，其不仅起到分隔气流的作用，其还能够作为加强筋存在。

在本申请的一些实施例中，供气装置200具有多个喷嘴210，多个喷嘴210沿展向方向分布。

需要说明的是，展向方向是指由翼型结构的翼根至翼尖的方向，结合图4和图6所示，展向方向可由图示中的Y轴方向表征。

可以理解，每个供气装置200均具有多个喷嘴210，且多个喷嘴210均是沿展向方向分布，那么，在整个翼型结构上，所有的喷嘴210均是沿展向方向排布，如此可由高速气体带动外部气体形成沿展向方向分布流道的混合气流，混合气流即可沿展向方向经由喷气口150喷射出射流，从而优化射流在翼型结构展向方向上的分布均匀性，以主动优化翼型结构周围的流场系统。

多喷嘴输出方案可使高速气体和被引射的外部气体在较短的时间内进行更充分的掺混，且沿展向方向分布的高速气体能够防止混合气流反向回流，从而减少了流道内的摩阻损失，同理，其也能够改善扩张段133的入口流速分布，从而减少扩张段133的扩散损失。

进一步地，在同一个供气装置200中，多个喷嘴210沿展向方向均匀间隔分布，以进一步地优化射流在翼型结构展向方向上的分布均匀性。

与此同时，沿展向方向，不同供气装置200的喷嘴210的数量呈递减梯度。可以理解，如此设置下，在展向方向上，更靠近翼根的区域的供气装置200输出的高速气体更多，而更靠近翼尖的区域的供气装置200输出的高速气体更少，这就导致沿展向方向上的射流的流速和质量流量也呈递减梯度，这与翼型结构沿展向方向的负载逐渐减小的结构布局相匹配，从而在翼型结构的展向方向上的不同区域进行针对性地流动控制，以达到最优的流动控制效果。

和/或，沿展向方向，不同供气装置200的喷嘴210的开口面积呈递减梯度。可以理解，喷嘴210的开口面积与其输出的高速气体的质量流量密切相关，在其他条件不改变的情况下，在展向方向上，更靠近翼根的区域的供气装置200输出的高速气体更多，而更靠近翼尖的区域的供气装置200输出的高速气体更少，这就使得沿展向方向上的射流的流速和质量流量也呈递减梯度，由此也能够在翼型结构的展向方向上的不同区域进行针对性地流动控制，以达到最优的流动控制效果。

当然，在上述喷嘴210的数量递减和喷嘴210的开口面积递减的两种方案中，本申请的实施例可以仅配置其中一种，也可以同时配置两种。

如图4~图6所示，在通过隔断件300分隔气流的实施例中，供气装置200可与隔断件300相连以实现安装，此种结构布局下，供气装置200的供气气道可穿设在隔断件300中，以便于与供气装置200连通，如此，供气气道利用了隔断件300的内部空间，从而减少了其在主流道130内的占位，减少了对气流的阻碍。

在本申请的一些实施例中，如图1、图4~图6所示，主流道130还包括喷气段134，喷气段134的一端与喷气口150连通，喷气段134的另一端与扩张段133连通，喷气段134内设有检测装置400，检测装置400用于测量气流的气压和/或温度。

可以理解，混合气流由扩张段133流动至喷气段134内，并再经过喷气段134和喷气口150喷射出射流。喷气段134内的检测装置400可对喷射前的混合气流进行气压和/或温度的测量，以便于形成闭环调控系统。例如，若检测装置400检测到喷气段134内的混合气流的气压和/或温度过高的情况下，则可在喷气段134之前调控混合气流的气压和/或温度，以确保经由喷气口150喷射出目标气压和/或目标温度的射流。其中，射流的气压和温度均会直接影响到射流自喷气口150喷射出时的压力比和质量流量。

如图4和图6所示，检测装置400设为多个，且多个检测装置400沿展向方向布置，如此可对应全面地测量沿展向分布流动的混合气流，以避免出现漏检情况。

其中，检测装置400包括压力传感器和温度传感器中的至少一者。

在本申请的一些实施例中，图1、如图4~图6所示，翼型结构还包括设于喷气段134的匀流件500，匀流件500位于检测装置400靠近扩张段133的一侧。

可以理解，正如前述，混合气流在喷气段134内经由喷气口150喷射出射流，而匀流件500可在喷气段134内对混合气流进行匀流，可以优化混合气流的均匀性，从而提升射流的分布均匀性。匀流件500可通过其上开设的均匀分布的多个匀流孔或匀流槽等实现匀流功能。

其中，如图1所示，在喷气段134内设有检测装置400的实施例中，匀流件500可预先对混合气流进行匀流，以使检测装置400能够测量分布更为均匀的混合气流，由此来提升检测准确性。当然，匀流件500方案也可设于未配置检测装置400的实施例中。

在本申请的一些实施例中，扩张段133内也可设有匀流件500。

在本申请的一些实施例中，如图1~图3所示，主体100还具有支流道160和排气口170，支流道160的一端与主流道130连通，支流道160的另一端与排气口170连通，支流道160上设有流量控制阀。

可以理解，如此设置下，主流道130内的气流可经由支流道160排出，这样可调节主流道130内的气流流量，从而调节喷气口150喷射出的射流的质量流量。其中，通过流量控制阀可通过经由排气口170排出的气流的具体流量，以实现调节作用。

进一步地，支流道160可以与扩张段133连通，这样经由支流道160排出的是混合气流，而并非是外部气体或未混合均匀的混合气流，如此可确保混合气流的成分比例大致恒定，从而有利于提升混合气流的掺混均匀性。

本申请实施例还提供一种翼型结构的流动控制方法，翼型结构为前述任一方案所述的翼型结构，流动控制方法包括：

步骤S100，获取主流道130的喷气段134内的气流的气压和/或温度；

步骤S200，判定喷气段134内的气流的气压和/或温度是否等于目标气压和/或目标温度；

步骤S300，在喷气段134内的气流的气压和/或温度不等于目标气压和/或目标温度的情况下，调节供气装置200内的气体的气压和/或温度，以使喷气段134内的气流的气压和/或温度趋于目标气压和/或目标温度。

可以理解，由于混合气流是由高速气体和外部气体混合而成，高速气体的状态会直接影响到混合气流的气压和/或温度，具体地，通过调节供气装置200内的气体的气压，就可调节由供气装置200输出的高速气体的流速，例如高速气体的动能在喷气段134内可转换为混合气流的压力势能，这样即可有效调节喷气段134内的混合气流的气压；通过调节供气装置200内的气体的温度，就可调节由供气装置200输出的高速气体的温度而影响混合气流的温度，例如高速气体的热能在喷气段134内可转换为混合气流的压力势能，这样即可有效调节喷气段134内的混合气流的气压。

可见，基于本申请实施例的翼型结构，上述流动控制方法能够调控喷气口150内的气压，并调节喷气口150喷射出的射流的流速。

当然，通过调节供气装置200输出的高速气体的质量流量，也能够对喷气口150喷射出的射流的质量流量进行调节。

在本申请实施例中，供气装置200为翼型结构内构造的引射器结构的动力装置，通过调节供气装置200内的气体的气压和/或温度，实际上能够起到调节引射器结构的引射能力的作用，而引射器结构的引射能力具备极强的调控能力，在高速气体的参数进行较小的改变的情况下即可使混合气流的参数产生明显的变化，从而实现了快捷高效的调控效果。

本申请实施例还提供一种飞行器，包括前述任一方案所提及的翼型结构，如此使飞行器具备了前述任一方案的有益效果，在此不再赘述。

其中，该飞行器可以为飞机、滑翔机、飞艇等航空器，也可以为载人飞船、航天飞机等航天器，本申请实施例对其具体类型不做限制。

本申请实施例还提供一种流动控制试验模型，包括前述任一方案所提及的翼型结构，如此使飞行器具备了前述任一方案的有益效果，在此不再赘述。

需要说明的是，风洞飞行试验是验证试验对象飞行器特性的重要手段之一，通过试验验证试验对象动力学特性。风洞飞行试验与大气自由飞相比，试验条件可控，数据真实可靠，安全性较高。

本申请实施例的流动控制试验模型可在风洞中进行飞行试验，以检验本申请实施例所公开的翼型结构的技术成果。

其中，该流动控制试验模型可以为机翼模型，也可以为飞机模型等其他模型，本申请实施例对其具体类型不做限制。

本申请上文实施例中重点描述的是各个实施例之间的不同，各个实施例之间不同的优化特征只要不矛盾，均可以组合形成更优的实施例，考虑到行文简洁，在此则不再赘述。

以上所述仅为本申请的实施例而已，并不用于限制本申请。对于本领域技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原理之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的权利要求范围之内。

Claims (9)

1.一种翼型结构，其特征在于，包括主体和供气装置，其中：

所述主体具有主流道以及与主流道连通的吸气口和喷气口，所述吸气口和所述喷气口沿所述翼型结构的翼弦方向排布；

所述供气装置设于所述主流道内，所述供气装置的喷嘴在气流方向上朝向所述喷气口设置，所述供气装置用于输出高速气体；所述主流道包括设于所述供气装置与所述喷气口之间的混合段和扩张段，所述混合段和所述扩张段沿所述气流方向依次布置，且所述混合段与所述供气装置相邻布置，所述扩张段的纵截面宽度沿所述气流方向逐渐增大；

所述翼型结构还包括设于所述主流道内的隔断件，所述隔断件将所述主流道沿所述翼型结构的展向方向分隔为多个子流道，所述子流道内均设有所述供气装置；

所述供气装置具有多个所述喷嘴，所述多个所述喷嘴沿所述展向方向分布；

沿所述展向方向，不同所述供气装置的所述喷嘴的数量呈递减梯度；和/或，沿所述展向方向，不同所述供气装置的所述喷嘴的开口面积呈递减梯度。

2.根据权利要求1所述的翼型结构，其特征在于，所述供气装置包括设于其背离所述喷嘴的一端的导流面，沿所述气流方向，所述导流面与其所对应的所述主流道的侧壁之间的距离逐渐减小。

3.根据权利要求2所述的翼型结构，其特征在于，所述导流面为两个，两个所述导流面沿所述供气装置的高度方向排布，一个所述导流面与所述供气装置的上表面相连，另一个所述导流面与所述供气装置的下表面相连。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的翼型结构，其特征在于，所述主流道还包括喷气段，所述喷气段的一端与所述喷气口连通，所述喷气段的另一端与所述扩张段连通，所述喷气段内设有检测装置，所述检测装置用于测量所述气流的气压和/或温度。

5.根据权利要求4所述的翼型结构，其特征在于，所述翼型结构还包括设于所述喷气段的匀流件，所述匀流件位于所述检测装置靠近所述扩张段的一侧。

6.根据权利要求1至3中任一项所述的翼型结构，其特征在于，所述主体还具有支流道和排气口，所述支流道的一端与所述主流道连通，所述支流道的另一端与所述排气口连通，所述支流道上设有流量控制阀。

7.一种翼型结构的流动控制方法，其特征在于，所述翼型结构为权利要求1至6任一项所述的翼型结构，所述流动控制方法包括：

获取所述主流道的喷气段内的所述气流的气压和/或温度；

判定所述喷气段内的所述气流的气压和/或温度是否等于目标气压和/或目标温度；

在所述喷气段内的所述气流的气压和/或温度不等于目标气压和/或目标温度的情况下，调节所述供气装置内的气体的气压和/或温度，以使所述喷气段内的所述气流的气压和/或温度趋于目标气压和/或目标温度。

8.一种飞行器，其特征在于，包括权利要求1至6中任一项所述的翼型结构。

9.一种流动控制试验模型，其特征在于，包括权利要求1至6中任一项所述的翼型结构。

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