本发明涉及流体力学领域，尤其涉及一种频率可控的自维持高速射流激励器。
背景技术
航空航天技术创新发展需求促进了流动控制技术的发展，对流场的操控具有重要的实际应用价值。高效的流动控制系统不仅能够显著提高地面、海上和空中运输工具的工作性能和节省每年数十亿美元的燃料消耗，而且能够得到更经济、环保和更具有竞争力的工业生产过程，这使得流动控制技术成为流体力学研究的前沿和热点。
在流动控制中，转捩延迟、分离滞后、升力增强、降热减阻、掺混增强、湍流增强以及噪声抑制等都可以通过流动控制手段加以实现。激波/边界层干扰是高速飞行器与动力装置气动设计面临的重要问题，其流动现象和作用机理复杂，会带来强烈的激波阻力、摩擦阻力和表面过热，其引起的边界层分离还会使分离激波发生大尺度非定常运动，导致较大的气动载荷。通过流动控制手段，减小激波阻力，抑制激波/边界层干扰导致的边界层分离，是改善飞行器气动特性与推进效率的重要途径。
先进的主动流动控制技术在航空航天、航海及工业领域具有广阔的应用前景，且具有显著提高性能的潜力，将极可能成为21世纪的航空航天和空气动力学的重大突破性技术。有效的主动流动控制技术对于保证飞行器的飞行安全性、改善飞行器可操纵性和提高飞行器推进效率具有重要意义，而主动流动控制的实际应用则取决于高性能主动流动控制激励器的发展。高速飞行器在高空环境下空气稀薄及气动热高温环境密集，激励器设置在飞行器上，其中的集气系统在飞行器的位置对应在飞行器飞行过程中的高速来流的高压区域，用于收集高压气体；射流系统在飞行器的位置对应在飞行器飞行过程中需要进行流场控制的区域。专利zl201010502479.0虽然解决了高空气体稀薄激励器无法正常工作的情况，但是高速飞行器面临严重的气动热问题周围气体温度高激励器同样面临无法工作的情况，并且需要传统耗能激励器对来流接力，能耗大且能量利用率低。
技术实现要素：
针对现有技术存在的不足，本发明的目的是提供一种频率可控的自维持高速射流激励器，能够有效的在高空环境下工作，并且具有更宽的频率调节范围与更高的能量利用率。
本发明采用的技术方案是：
一种频率可控的自维持高速射流激励器，包括：
集气系统，布设在高速来流的高压区域，用于收集高压气体；
射流系统，布设在飞行器流场控制区域，向主流场注入高能射流用于对主流场进行调节控制；
射流系统包括：
壳体，所述壳体内设有射流腔，壳体的一端设有若干高压气体入口，另一端设有若干射流喷射孔，所述高压气体入口与所述射流喷射孔一一对应以用于提升射流效果，高压气体入口与射流喷射孔均与射流腔连通，每一高压气体入口均与集气系统连通；
旋转轴，首端位于壳体外，尾端沿高压气体入口到射流喷射孔的方向贯穿射流腔后与壳体转动相连；
叶轮，包括固定相连的旋转接头与若干叶片，旋转接头固定套设在旋转轴上，叶轮在高压气体的驱动下转动；
阻挡块，设在每一叶片上，阻挡块的一端与对应叶片固定相连，另一端抵接在壳体上对应射流喷射孔一端的内壁上，阻挡块在转动过程中对射流喷射孔进行周期性的阻挡；
阻尼装置，设在旋转轴的首端且位于壳体外，用于控制旋转轴的转速。
作为上述技术方案的进一步改进，所述集气系统包括：
集气腔入口，布设在高速来流的高压区域，用于收集高压气体；
高压集气腔体，布设在集气腔入口的后方并与集气腔入口连通，高压集气腔体的体积与集气腔入口的口径之比在20以上，用于对高压气体进行增压；
集气腔气体出口，布设在高压集气腔体的后方并与高压集气腔体连通，集气腔气体出口的口径远小于集气腔入口的口径，用于输出高压气体，所述集气腔气体出口与每一高压气体入口连通。
作为上述技术方案的进一步改进，所述阻尼装置包括：
阻尼气缸，数量为两个且对称设在旋转轴两侧以用于抱紧旋转轴，阻尼气缸上的伸缩杆与旋转轴垂直；
弹性摩擦点，设在阻尼气缸上伸缩杆的端部以用于提升抱紧效果；
第一连通管，用于连通两个阻尼气缸上的进气孔；
第二连通管，用于连通第一连通管与集气系统；
气压调节阀，设在第二连通管上，用于调节第二连通管内的气压；
防护罩，弹性摩擦垫、阻尼气缸、第一连通管均位于防护罩内，第二连通管穿过防护罩后与集气系统连通。
作为上述技术方案的进一步改进，所述壳体上设有与旋转轴对应的气浮轴承，旋转轴转动连接在气浮轴承上，壳体上开设有与气浮轴承连通的气浮轴承气压孔，所述气浮轴承气压孔与集气系统连通。
作为上述技术方案的进一步改进，所述气浮轴承的数量为两个且分别位于壳体两端的中心位置。
作为上述技术方案的进一步改进，所述射流喷射孔的数量是叶片数量的2倍以上，所述叶片的数量为2～6片。
作为上述技术方案的进一步改进，所述射流喷射孔在壳体的端面上呈圆形均布或呈横向阵列分布或呈纵向阵列分布。
作为上述技术方案的进一步改进，所述射流喷射孔的中部设有收口结构。
作为上述技术方案的进一步改进，所述阻挡块为t形结构，所述t形结构的横边朝向射流喷射孔。
作为上述技术方案的进一步改进，所述阻挡块与对应叶片焊接或螺栓相连。
本发明的有益技术效果：
本发明通过采用模块化设计，利用集气系统收集高压气体，利用射流系统进行气压调节，射流系统中，通过在壳体上设置高压气体入口、射流腔以及射流喷射孔，利用高压气体驱动叶轮转动，进而使叶轮上的阻挡块对射流喷射孔进行周期性的阻挡，同时利用阻尼装置对叶轮的转速进行控制，保持激励器具有更高的频率调节范围，并且利用高压气体驱动叶轮转动，使得激励器运行所需能量由高速来流提供，无需外接驱动，具有更高的能量利用率。
附图说明
图1是本发明整体结构示意图；
图2是激励系统结构示意图；
图3是壳体上射流喷射孔“圆周”布设形式示意图；
图4是壳体上射流喷射孔“纵向”阵列形式示意图；
图5是壳体上射流喷射孔“横向”阵列形式示意图；
图6是壳体内部结构俯视示意图；
图7是激励器射流喷射孔局部放大示图；
图8是图2中的标识部分的放大结构示意图。
具体实施方式
为了便于本发明的实施，下面结合具体实例作进一步的说明。
如图1-图8所示的频率可控的自维持高速射流激励器，包括集气系统与射流系统。其中集气系统由集气腔入口1、高压集气腔体2，集气腔气体出口3等部件所组成，高压集气腔体2采用耐高压高温材料制作而成。射流系统由壳体4、旋转轴5、叶轮、阻挡块7、阻尼装置8等部件所组成。
参考图1,集气腔入口1开口形式以及布设方式直接决定了高速来流9气体收集的有效性，因此集气腔入口1主要布设高速飞行器钝头体头部、斜劈和前台阶前部以及进气道等高压区域，对于超声速或高超声速来流经过激波增压后，高压气体通过集气腔入口1进入高压集气腔体2。集气腔入口1形状可以是圆形、方形或其他结构形式，集气腔入口1的管道为直线状结构以减少高压气体在转弯或者收缩管道内的压力损失，同时为尽可能收集高速来流9,集气腔入口1的口径相对较大。
高压集气腔体2布设在离集气腔入口1较近的位置，高压集气腔体2的体积与集气腔入口1的口径之比在20以上。集气腔气体出口3的口径远小于集气腔入口1的口径，因此高速来流9气体动能减少，高压集气腔体2内气体静压进一步提升，由于高压集气腔体2的体积较大可以起到一定的缓冲作用，可以很大程度上减少来流气体波动对高压集气腔体2内气体静压的影响。
参考图2，壳体4为柱状结构或方形结构，壳体4内设有射流腔41，壳体4的一端设有若干高压气体入口42，另一端设有若干射流喷射孔43，高压气体入口42与射流喷射孔43一一对应，即高压气体入口42与射流喷射孔43数量相等，相互对应的两个高压气体入口与射流喷射孔分别位于壳体的两端且轴向一致，高压气体入口42与射流喷射孔43均与射流腔41连通，每一高压气体入口42均与集气系统连通。其中射流喷射孔43的孔径小于高压气体入口42的孔径，射流喷射孔43的中部设有收口结构如图7所示，收口结构使得射流喷射孔43两端大而中部小的内压缩外扩展结构，可以实现超声速或高超声速的射流速度，以保证激励器可以用于超声速或高超声速流场控制。
旋转轴5一端位于壳体4外，另一端沿高压气体入口42到射流喷射孔43的方向贯穿射流腔41后与壳体4转动相连。壳体4上设有与旋转轴5对应的气浮轴承44，气浮轴承44的数量为两个且分别位于壳体4两端的中心位置，旋转轴5转动连接在两个气浮轴承44上，壳体4上开设有与气浮轴承44连通的气浮轴承气压孔45，气浮轴承气压孔45与集气系统连通。旋转轴5在气浮轴承44中处于悬浮状态进而摩擦阻力小，可以实现在高速度旋转情况的同时最大限度的降低旋转轴5的磨损，从而保证旋转轴5能够高速长时间运转，同时利用集气系统中的高压气体作用于气浮轴承44，有效的保持了激励器的自维持效果而无需外接驱动。
参考图2与图6，叶轮包括旋转接头61与若干叶片62，旋转接头61固定套设在旋转轴5上，叶轮在高压气体的驱动下转动，叶片62上设置有阻挡块7，阻挡块7的一端与对应叶片62固定相连，另一端抵接在壳体4上对应射流喷射孔43一端的内壁上，阻挡块7在转动过程中对射流喷射孔43进行周期性的阻挡。如图2中叶片的数量为3片，每个叶片的尾部均设有一个阻挡块，射流喷射孔数量为6个且呈环形结构设在壳体上，叶轮转动的过程中3个阻挡块周期性的阻挡相互间隔的3个射流喷射孔。叶片62的数量为2～6片，射流喷射孔43的数量是叶片62数量的2倍以上。其中，阻挡块7为t形结构，t形结构的横边朝向射流喷射孔43，阻挡块7与对应叶片62焊接或螺栓相连。
本实施例采用叶轮旋转速度对合成射流频率进行调节，射流频率为叶片62转动频率的整数倍，其值等于叶片62的数量，叶轮动力完全来源于高速来流9，通过调节阻挡块7在叶片62上的不同位置，射流喷射孔43在壳体4的端面上可以呈圆形均布或呈横向阵列分布或呈纵向阵列分布。
当射流喷射孔43在壳体4的端面上可以呈圆形均布时，参考图3，其中有6个射流喷射孔，因此叶片的数量为3片，每个叶片的尾部设置有阻挡块；当射流喷射孔43在壳体4的端面上可以呈横向阵列分布时，参考图4，其中有6个射流喷射孔，因此叶片的数量为3片，因此叶片的数量为3片，每个叶片的尾部和中部设置有阻挡块，尾端的阻挡块用于遮挡位于角部的射流喷射孔，中部的阻挡块用于遮挡中间的射流喷射孔；当射流喷射孔43在壳体4的端面上可以呈纵向阵列分布时，参考图5，其中有6个射流喷射孔，因此叶片的数量为3片，每个叶片的首部、中部、尾部分别设置有阻挡块，每个叶片转动过程中一次性对3个射流喷射孔进行阻挡。
参考图2与图8，阻尼装置8设在旋转轴5位于壳体4外的端部，利用阻尼装置8对叶轮的转速进行控制，保持激励器具有更高的频率调节范围。阻尼装置8包括弹性摩擦垫81、阻尼气缸82、第一连通管、第二连通管83、气压调节阀84与防护罩85。
弹性摩擦垫81的数量为两个且对称抵接在旋转轴5两侧，阻尼气缸82的数量为两个且与弹性摩擦垫81对应，阻尼气缸82上的伸缩杆与对应弹性摩擦垫81粘接相连，阻尼气缸82上的伸缩杆与旋转轴5垂直。两个阻尼气缸82上的进气孔通过第一连通管相连，通过第二连通管83连通第一连通管与集气系统。通过气压调节阀84调节第二连通管83内的气压。弹性摩擦垫81、阻尼气缸82、第一连通管均位于防护罩85内，第二连通管83穿过防护罩85后与集气系统连通。
通过调节第二连通管83内的气压大小控制旋转轴5与弹性摩擦垫81的摩擦阻力，从而实现速度调节。弹性摩擦垫81固定在阻尼气缸82的伸缩杆上，两个阻尼气缸82腔体的进气孔通过第一连通管联通，采用一个主进气路，两个阻尼气缸82绕旋转轴5在阻尼装置8内呈对称均匀分布，保证旋转轴5受力对称均匀，保持速度调节的稳定性。同时阻尼气缸82的气压来源于集气系统收集的高压气体，有效的保持了激励器的自维持效果而无需外接驱动。
以上包含了本发明优选实施例的说明，这是为了详细说明本发明的技术特征，并不是想要将发明内容限制在实施例所描述的具体形式中，依据本发明内容主旨进行的其他修改和变型也受本专利保护。本发明内容的主旨是由权利要求书所界定，而非由实施例的具体描述所界定。