航向增效系统及具有航向增效系统的翼身融合布局飞行器的制作方法

1.本发明涉及飞行器领域，特别涉及一种航向增效系统及具有航向增效系统的翼身融合布局飞行器。


背景技术：

2.翼身融合布局飞行器是指机翼和机身高度融合的全升力面飞行器。在相同装载要求下，翼身融合设计能够降低全机浸润面积从而减小摩擦阻力，与传统的筒状机身加机翼布局相比，翼身融合布局飞行器的巡航效率高，并具有降低噪声、排放和结构重量等潜力。
3.现有技术的翼身融合布局飞行器的航向控制主要由开裂式阻力方向舵、带方向舵的翼梢小翼或v形尾翼来实现。开裂式阻力方向舵的航向控制的机理是通过开裂式阻力方向舵的偏转，产生非对称气动阻力，从而产生偏航力矩。带方向舵的翼梢小翼的航向控制的机理是通过翼梢小翼上方向舵的偏转，产生偏航力矩。v形尾翼的航向控制的机理是通过舵面的偏转，产生偏航力矩。
4.然而在低速飞行阶段飞行器的迎角较大时，开裂式阻力方向舵的舵效的非线性特性凸显，偏航控制效率下降，影响低速飞行时的航向控制能力，尤其在侧风环境下的起飞和降落阶段，处理不当很可能引发飞行事故。而带方向舵的翼梢小翼主要用于航向增稳和操纵，但其控制能力有限。另外，v形尾翼会增加浸润面积，减弱翼身融合布局飞行器巡航性能优势，并且v型尾翼在起飞和降落阶段时舵面航向控制效率偏低。


技术实现要素：

5.本技术提供一种航向增效系统及具有航向增效系统的翼身融合布局飞行器，以解决现有技术的翼身融合飞行器在起飞和降落阶段时航向控制能力不足的问题。
6.一方面，本技术提供一种航向增效系统，用于连接翼身融合体，航向增效系统包括：尾撑、辅助发动机、垂尾及方向舵；
7.所述尾撑连接所述翼身融合体，所述尾撑中具有两端贯穿的容纳腔；
8.所述辅助发动机位于所述容纳腔中并与所述尾撑连接；
9.所述垂尾与所述尾撑连接，所述垂尾中具有与所述辅助发动机的外涵道连通的通气管道，所述通气管道上具有延伸至所述垂尾的表面的至少一个出气口；
10.所述方向舵与所述垂尾活动连接。
11.在一些可能的实现方式中，所述通气管道包括进气管道和两个出气管道，所述进气管道与所述外涵道连通，两个所述出气管道与所述进气管道连通；
12.所述出气口的数量为两个，两个所述出气口分别与两个所述出气管道连通，并分别延伸至所述垂尾两侧的表面。
13.在一些可能的实现方式中，所述出气管道在水平面上与所述垂尾的表面倾斜设置，所述出气管道远离所述出气口的一端与所述方向舵之间的间距大于所述出气管道靠近所述出气口的一端与所述方向舵之间的间距。
14.在一些可能的实现方式中，所述出气管道包括相互连通的第一气道和第二气道，所述第二气道连通所述出气口；
15.所述出气管道的宽度从所述第一气道向所述第二气道逐渐减小。
16.在一些可能的实现方式中，两个所述出气口的宽度相同。
17.在一些可能的实现方式中，航向增效系统还包括与所述通气管道连接的选择导通件，所述选择导通件位于所述进气管道中靠近两个所述出气管道的一端，用于控制两个所述出气管道中的一个与所述进气管道连通，或者，控制两个所述出气管道均与所述进气管道隔断。
18.在一些可能的实现方式中，所述选择导通件包括壳体、堵块及控制件；
19.所述壳体上具有进气开口和两个出气开口，所述进气开口位于所述壳体的一端并与所述进气管道连通，两个所述出气开口位于所述壳体的另一端并分别与两个所述出气管道连通，所述进气开口位于两个所述出气开口之间；
20.所述堵块与所述壳体活动连接，所述控制件连接所述堵块，用于控制所述堵块运动至预设堵塞位置，以堵塞所述进气开口和两个所述出气开口中的一个。
21.在一些可能的实现方式中，所述出气口靠近所述方向舵的侧壁与所述垂尾的表面平滑相切。
22.在一些可能的实现方式中，所述出气口的长度沿所述垂尾的高度方向延伸。
23.在一些可能的实现方式中，所述通气管道的长度沿所述垂尾的高度方向延伸，所述通气管道与所述尾撑倾斜设置，所述通气管道远离所述尾撑的一端与所述方向舵之间的间距小于所述通气管道靠近所述尾撑的一端与所述方向舵之间的间距。
24.在一些可能的实现方式中，至少一个所述出气口的总面积小于所述通气管道的进气口的总面积。
25.在一些可能的实现方式中，所述容纳腔被所述辅助发动机分隔为进气道和出气道，所述进气道包括相互连通的弯曲段和平滑段，所述弯曲段远离所述辅助发动机的一端延伸至所述翼身融合体的机背上；
26.所述进气道的宽度从所述弯曲段向所述平滑段逐渐增大。
27.在一些可能的实现方式中，航向增效系统还包括与所述翼身融合体活动连接的挡板，所述挡板用于运动至预设遮挡位置，以在所述辅助发动机不工作时遮挡所述进气道。
28.在一些可能的实现方式中，所述挡板的形状为流线型。
29.另一方面，本技术提供一种飞行器，包括：上述的航向增效系统及翼身融合体；所述航向增效系统与所述翼身融合体连接。
30.本技术提供的航向增效系统用于连接翼身融合体。航向增效系统包括尾撑、辅助发动机、垂尾及方向舵。尾撑连接翼身融合体，尾撑中具有两端贯穿的容纳腔。辅助发动机位于容纳腔中并与尾撑连接，垂尾与尾撑连接，垂尾中具有与辅助发动机的外涵道连通的通气管道，通气管道上具有延伸至垂尾的表面的至少一个出气口，方向舵与垂尾活动连接。在飞行器起飞和降落阶段时，辅助发动机开始工作，空气从容纳腔中进入辅助发动机的外涵道和内涵道，由于通气管道与外涵道连通，因此，进入外涵道的空气的一部分也会进入通气管道中，并沿通气管道位于垂尾表面的出气口喷出，可以加快垂尾的表面气流的流动速度，以提高方向舵的舵面效率，增加航向控制能力。
附图说明
31.为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例的附图作简单介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅涉及本发明的一些实施例，而非对本发明的限制，其中：
32.图1为本技术一实施例提供的飞行器的示意图；
33.图2为本技术一实施例提供的航向增效系统的示意图；
34.图3为图2的a处的放大示意图；
35.图4为本技术一实施例提供的航向增效系统的垂尾的剖视图；
36.图5为图4的b处的放大示意图；
37.图6为本技术一实施例提供的航向增效系统的通气管道的示意图；
38.图7为图6的c
‑
c处的截面图；
39.图8为图6的d
‑
d处的截面图；
40.图9为本技术一实施例提供的航向增效系统的选择导通件的示意图。
具体实施方式
41.下面将结合本发明实施方式中的附图，对本发明实施方式中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施方式仅仅是本发明一部分实施方式，而不是全部的实施方式。基于本发明中的实施方式，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，都属于本发明保护的范围。
42.在附图中，为清晰起见，可对形状和尺寸进行放大，并将在所有图中使用相同的附图标记来指示相同或相似的部件。
43.除非另作定义，此处使用的技术术语或者科学术语应当为本发明所属领域内具有一般技能的人士所理解的通常意义。本发明专利申请说明书以及权利要求书中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的组成部分。同样，“一个”、“一”或者“该”等类似词语也不表示数量限制，而是表示存在至少一个。“包括”或者“包含”等类似的词语意指出现在“包括”或者“包含”前面的元件或者物件涵盖出现在“包括”或者“包含”后面列举的元件或者物件及其等同，并不排除其他元件或者物件。“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变后，则该相对位置关系也可能相应地改变。
44.在下列描述中，诸如中心、厚度、高度、长度、前部、背部、后部、左边、右边、顶部、底部、上部、下部等用词是相对于各附图中所示的构造进行定义的，特别地，“高度”相当于从顶部到底部的尺寸，“宽度”相当于从左边到右边的尺寸，“深度”相当于从前到后的尺寸，它们是相对的概念，因此有可能会根据其所处不同位置、不同使用状态而进行相应地变化，所以，也不应当将这些或者其他的方位用于解释为限制性用语。
45.涉及附接、联接等的术语(例如，“连接”和“附接”)是指这些结构通过中间结构彼此直接或间接固定或附接的关系、以及可动或刚性附接或关系，除非以其他方式明确地说明。
46.请参阅图1至图9，本技术实施例中提供一种航向增效系统100，用于连接翼身融合体200，航向增效系统100包括：尾撑1、辅助发动机2、垂尾3及方向舵4；
47.尾撑1连接翼身融合体200，尾撑1中具有两端贯穿的容纳腔11；
48.辅助发动机2位于容纳腔11中并与尾撑1连接；
49.垂尾3与尾撑1连接，垂尾3中具有与辅助发动机2的外涵道21连通的通气管道31，通气管道31上具有延伸至垂尾3的表面的至少一个出气口32；
50.方向舵4与垂尾3活动连接。
51.需要说明的是，翼身融合体200指的是将传统的飞行器300中的机身和两侧的两个机翼融合于一体，即一体成型，使机身也可以提供部分升力。辅助发动机2中具有外涵道21和内涵道22，外涵道21指的是辅助发动机2中不进入燃烧室的空气的流通通道，内涵道22指的是辅助发动机2中进入燃烧室的空气的流通通道。
52.在飞行器300起飞和降落阶段时，飞行器300的飞行速度较低，垂尾3，即垂直尾翼的表面气流的流动速度较慢，导致方向舵4的舵面效率较低。此时，辅助发动机2开始工作，气流从容纳腔11中进入辅助发动机2的外涵道21和内涵道22，进入内涵道22的空气通过可以被辅助发动机2中的核心机26压缩、燃烧、做功、排出，以维持辅助发动机2的运转，进入外涵道21的空气从尾撑1的尾部排出，由于通气管道31与外涵道21连通，因此，进入外涵道21的空气的一部分也会进入通气管道31中，并沿通气管道31位于垂尾3表面的出气口32喷出，可以加快垂尾3的表面气流的流动速度，以提高方向舵4的舵面效率，增加航向控制能力。
53.此外，由于本技术是通过辅助发动机2的外涵道21向垂尾3中的通气管道31进行引气，因此，只需要对垂尾3进行改进，无需对辅助发动机2进行更改，在降低工艺复杂度的基础上增加航向控制能力。并且，本技术通过在垂尾3中设置通气管道31，不会对垂尾3的外形进行更改，因此，不会增加飞行器300的浸润面积，在保证了翼身融合布局的飞行器300巡航性能优势的基础上，增加了航向控制能力。
54.在该实施例中，请参阅图2和图3，空气进入辅助发动机2后，首先经过多级风扇23进行初步增压，再经过分流叶片24，被分成两股空气，一股空气进入内涵道22，被压气机25增压，再进入核心机26进一步压缩、燃烧、做功，从尾撑1的尾部排出。另一股空气进入外涵道21，其中一部分从尾撑1的尾部排出，另一部分进入通气管道31中，并沿通气管道31位于垂尾3表面的出气口32喷出。此外，该压气机25可以为轴流式压气机。
55.在该实施例中，请参阅图1，为了保持飞行器300的飞行平衡，飞行器300上的航向增效系统100的数量为两个，两个航向增效系统100对称设置。两个方向舵4同时向左偏转实现飞行器300左偏航控制，两个方向舵4同时向右偏转实现飞行器300右偏航控制。
56.此外，为了保证飞行器300的航向配平，飞行器300上具有与翼身融合体200连接的两个主发动机301，两个主发动机301对称设置。两个主发动机301可以为大涵道比涡扇发动机，两个辅助发动机2可以为小涵道比涡扇发动机，当主发动机301和辅助发动机2同时工作时，主发动机301提供大部分的推力，辅助发动机2提供小部分的推力。
57.在飞行器300起飞和降落阶段时，若飞行器300出现单发失效，即两个主发动机301中的一个停止工作时，由于推力不对称，飞行器300会发生一侧偏航，此时，两个辅助发动机2中靠近停止工作的主发动机301的辅助发动机2开始工作，补充另一侧的偏航力矩，同时，两个方向舵4均朝另一侧偏转，也可以补充另一侧的偏航力矩，以实现飞行器300在单发失效时的航向配平。也就是说，相比于传统飞行器300只设置两个主发动机301，本技术通过设置辅助发动机2提供小部分推力，在飞行器300在单发失效时的推力损失更小，则航向配平
所需的偏航力矩也降低了，并且本技术在垂尾3中设置通气管道31，提高了方向舵4的舵面效率，保证了飞行器300在单发失效时的航向配平。
58.例如，当左侧的主发动机301失效时，推力不对称，飞行器300会发生左侧偏航，左侧和右侧指的是沿航向方向来看飞行器300的左侧和右侧，此时，左侧的辅助发动机2开始工作，补充右侧的偏航力矩，同时，两个方向舵4均朝右侧偏转，也可以补充右侧的偏航力矩。当右侧的主发动机301失效时，推力不对称飞行器300会发生右侧偏航，此时，右侧的辅助发动机2开始工作，补充左侧的偏航力矩，同时，两个方向舵4均朝左侧偏转，也可以补充左侧的偏航力矩，以实现飞行器300在单发失效时的航向配平。
59.在一些实施例中，请参阅图4和图5，出气口32靠近方向舵4的侧壁321与垂尾3的表面平滑相切。即出气口32靠近方向舵4的侧壁321的形状可以为弧面，该弧面的侧壁321与垂尾3的表面平滑相切，使出气口32的宽度w1沿靠近方向舵4的方向扩大，出气口32的宽度w1指的是出气口32在水平面上沿航向方向的宽度。当空气沿通气管道31位于垂尾3表面的出气口32喷出后，出气口32靠近方向舵4的侧壁321可以引导空气向方向舵4，即垂尾3的尾部流动，以确保能够加快方向舵4和垂尾3的表面气流的流动速度，提高方向舵4的舵面效率，增加航向控制能力。
60.在一些实施例中，请参阅图2，出气口32的长度l1沿垂尾3的高度方向延伸。即出气口32的长度方向可以与垂尾3的高度方向相同或倾斜，垂尾3的高度方向垂直于航向方向，而空气沿通气管道31位于垂尾3表面的出气口32喷出后会沿与航向方向相反的方向流动，因此，将出气口32的长度l1设置沿垂尾3的高度方向延伸，不仅可以提高垂尾3的表面气流的流动速度，还可以增加快速流动的空气的气流面积，以进一步提高方向舵4的舵面效率，使方向舵4能够快速朝左侧或右侧偏转，进一步增加航向控制能力。
61.在一些实施例中，请参阅图2，通气管道31的长度l2沿垂尾3的高度方向延伸，通气管道31与尾撑1倾斜设置，通气管道31远离尾撑1的一端与方向舵4之间的间距小于通气管道31靠近尾撑1的一端与方向舵4之间的间距。即通气管道31朝靠近方向舵4的方向倾斜，使通气管道31与尾撑1中的外涵道21也倾斜设置，且通气管道31的长度方向与外涵道21中的空气流动方向之间的夹角为锐角，以便于外涵道21中的空气分流至通气管道31中，以增加通气管道31中的空气量，使通气管道31中具有足够的空气沿通气管道31位于垂尾3表面的出气口32喷出，确保能够加快垂尾3的表面气流的流动速度，以提高方向舵4的舵面效率，增加航向控制能力。
62.在一些实施例中，至少一个出气口32的总面积小于通气管道31的进气口33的总面积。即全部的出气口32的面积之和小于通气管道31的全部进气口33的面积之和，使通气管道31的出气量小于通气管道31的进气量，以确保通气管道31在辅助发动机2工作时，使通气管道31中始终具有足够的空气沿通气管道31位于垂尾3表面的出气口32喷出，确保能够加快垂尾3的表面气流的流动速度，以提高方向舵4的舵面效率，增加航向控制能力。
63.在一些实施例中，请参阅图2至图7，通气管道31包括进气管道311和两个出气管道312，进气管道311与外涵道21连通，两个出气管道312与进气管道311连通，出气口32的数量为两个，两个出气口32分别与两个出气管道312连通，并分别延伸至垂尾3两侧的表面。垂尾3两侧的表面指的是沿航向方向来看垂尾3的左侧表面和右侧表面。即空气从外涵道21进入进气管道311后会进行分流，同时进入两个出气管道312，然后分别从两个出气口32喷出，同
时加快垂尾3两侧的表面气流的流动速度，以进一步提高方向舵4的舵面效率，使方向舵4能够快速朝左侧或右侧偏转，进一步增加航向控制能力。
64.在其他实施例中，进气管道311和出气管道312的数量可以为其他数量，例如，一个进气管道311和三个出气管道312、一个进气管道311和四个出气管道312、两个进气管道311和四个出气管道312，或两个进气管道311和六个出气管道312。此外，通气管道31的数量也可以为其他数量，例如，两个、三个或四个。因此，本技术可以根据实际情况具体设置通气管道31的数量，及进气管道311和出气管道312的数量，只要能够加快垂尾3的表面气流的流动速度即可，本技术在此不做限制。
65.在该实施例中，请参阅图4和图5，出气管道312在水平面上与垂尾3的表面倾斜设置，出气管道312远离出气口32的一端与方向舵4之间的间距大于出气管道312靠近出气口32的一端与方向舵4之间的间距。即本技术的出气管道312在水面上朝远离方向舵4的方向倾斜，使空气沿通气管道31位于垂尾3表面的出气口32向垂尾3的尾部，即方向舵4所在位置喷出，以便于加快垂尾3两侧的表面气流的流动速度，进一步提高方向舵4的舵面效率，进一步增加航向控制能力。
66.在该实施例中，请参阅图4至图7，出气管道312包括相互连通的第一气道3121和第二气道3122，第二气道3122连通出气口32，出气管道312的宽度w2从第一气道3121向第二气道3122逐渐减小。出气管道312的宽度w2指的是出气管道312在水平面上沿航向方向的宽度。该第一气道3121的宽度大于第二气道3122的宽度，且第一气道3121和第二气道3122的宽度向靠近出气口32的方向的逐渐减小，在空气从第一气道3121向第二气道3122流动，并沿通气管道31位于垂尾3表面的出气口32喷出时，空气会逐渐受到压缩，可以增加空气的流速，以进一步加快垂尾3两侧的表面气流的流动速度，进一步提高方向舵4的舵面效率，进一步增加航向控制能力。
67.在该实施例中，第一气道3121的截面形状可以为圆形或椭圆形，第二气道3122的截面形状可以为长条形，使出气管道312的截面形状整体呈水滴状。当然，第一气道3121和第二气道3122的截面形状还可以为其他形状，例如，第一气道3121的截面形状可以为方形，第二气道3122的截面形状可以为弧形，本技术在此不做限制。
68.在该实施例中，两个出气口32的宽度w1相同，可以使垂尾3两侧的表面气流的流动速度相同，使方向舵4朝左侧或右侧偏转的效率相同，以增加航向控制能力。
69.在该实施例中，请参阅图9，航向增效系统100还包括与通气管道31连接的选择导通件5，选择导通件5位于进气管道311中靠近两个出气管道312的一端，用于控制两个出气管道312中的一个与进气管道311连通，或者，控制两个出气管道312均与进气管道311隔断。隔断指的是出气管道312与进气管道311不连通。
70.当两个出气管道312中的一个与进气管道311连通时，垂尾3和方向舵4只有一侧表面气流的流动速度被加快，使方向舵4能够快速朝另一侧偏转，以进一步提高方向舵4的舵面效率，进一步增加航向控制能力。例如，方向舵4需要朝右侧偏转时，选择导通件5控制左侧的出气管道312与进气管道311连通，右侧的出气管道312与进气管道311隔断，使垂尾3和方向舵4的左侧表面气流的流动速度被加快，使方向舵4能够快速朝右侧偏转。
71.当两个出气管道312均与进气管道311隔断时，两个出气管道312均没有空气进入，不会降低外涵道21中的空气量，可以增加辅助发动机2的推力，以增强辅助发动机2的推力
补偿作用。
72.在该实施例中，请参阅图9，选择导通件5包括壳体51、堵块52及控制件53。壳体51上具有进气开口511和两个出气开口512，进气开口511位于壳体51的一端并与进气管道311连通，两个出气开口512位于壳体51的另一端并分别与两个出气管道312连通，进气开口511位于两个出气开口512之间，堵块52与壳体51活动连接，控制件53连接堵块52，用于控制堵块52运动至预设堵塞位置，以堵塞进气开口511和两个出气开口512中的一个。该预设堵塞位置指的是堵块52堵塞进气开口511和两个出气开口512中的任意一个的位置，当堵块52堵塞进气开口511时，可以使两个出气管道312均与进气管道311隔断，可以增加辅助发动机2的推力，以增强辅助发动机2的推力补偿作用。当堵块52堵塞一个出气开口512时，可以使另一个出气开口512与进气开口511连通，从而使两个出气管道312中的一个与进气管道311连通，进一步提高方向舵4的舵面效率，进一步增加航向控制能力。
73.在该实施例中，堵块52的两端分别设有与壳体51活动连接的两个活动杆54，控制件53可以为两个通电线圈，两个通电线圈分别连接两个活动杆54，当左侧的通电线圈通电时，通电线圈带动堵块52向右运动，当右侧的通电线圈通电时，通电线圈带动堵块52向左运动，从而控制堵块52堵塞进气开口511和两个出气开口512中的一个。当然，控制件53也可以为其他机构，例如，液压缸、气缸或电机等，本技术在此不做限制。
74.在一些实施例中，请参阅图2，容纳腔11被辅助发动机2分隔为进气道111和出气道112，进气道111包括相互连通的弯曲段1111和平滑段1112，弯曲段1111远离辅助发动机2的一端延伸至翼身融合体200的机背上，进气道111的宽度w3从弯曲段1111向平滑段1112逐渐增大。即弯曲段1111从机背下向下弯曲，进气道111整体呈类s形，弯曲段1111的宽度小于平滑段1112的宽度，且弯曲段1111和平滑段1112的宽度向靠近辅助发动机2的方向的逐渐增大，进气道111进口的宽度也小于进气道111出口的宽度，使进气道111变化规律为前缓后急，可以保障较高的总压恢复系数、进气道111出口动压，同时又能使得进气道111出口截面的总压畸变指数较低，从而保障进气道111出口的气流均匀性，进而保障辅助发动机2的外涵道21的气流均匀性，提高通气管道31的气流均匀性，以进一步提高方向舵4的舵面效率，增加航向控制能力。
75.在该实施例中，航向增效系统100还可以在弯曲段1111中沿周向方向设置一圈导流叶片，来抑制流动分离，减少弯曲段1111中的空气与弯曲段1111的内表面之间的分离现象，使弯曲段1111中的空气能够沿着弯曲段1111的内表面流动，进一步提高进气道111出口的气流均匀性，以进一步提高方向舵4的舵面效率，增加航向控制能力。
76.在该实施例中，请参阅图2，航向增效系统100还包括与翼身融合体200活动连接的挡板6，挡板6用于运动至预设遮挡位置，以在辅助发动机2不工作时遮挡进气道111。即辅助发动机2不工作时，挡板6可以运动至预设遮挡位置遮挡住进气道111，避免空气灌入进气道111中，可以减小飞行器300的飞行阻力。当辅助发动机2工作时，挡板6可以运动至预设非遮挡位置，以敞开进气道111，该预设非遮挡位置可以指的是翼身融合体200的内部，使挡板6在辅助发动机2工作时位于翼身融合体200的内部，避免挡板6增加飞行器300的飞行阻力。
77.在该实施例中，可以在翼身融合体200内部设置驱动件连接挡板6，驱动挡板6上下运动，例如，驱动件可以为气缸或液压缸，通过气缸或液压缸的伸缩运动来驱动挡板6上下运动。当然，驱动件还可以为其他机构，例如旋转电机和配套的线性传动件，或者，直线电
机，本技术在此不做限制。
78.在该实施例中，挡板6的形状为流线型，减少挡板6受到的飞行阻力，从而进一步减少飞行器300的飞行阻力。
79.请参阅图1，基于上述的航向增效系统100，本技术实施例中还提供一种飞行器300，包括：上述的航向增效系统100，及翼身融合体200；航向增效系统100与翼身融合体200连接。
80.需要说明的是，在飞行器300起飞和降落阶段时，飞行器300的飞行速度较低，垂尾3的表面气流的流动速度较慢，导致方向舵4的舵面效率较低。此时，辅助发动机2开始工作，气流从容纳腔11中进入辅助发动机2的外涵道21和内涵道22，进入内涵道22的空气通过可以被辅助发动机2中的核心机26压缩、燃烧、做功、排出，以维持辅助发动机2的运转，进入外涵道21的空气从尾撑1的尾部排出，由于通气管道31与外涵道21连通，因此，进入外涵道21的空气的一部分也会进入通气管道31中，并沿通气管道31位于垂尾3表面的出气口32喷出，可以加快垂尾3的表面气流的流动速度，以提高方向舵4的舵面效率，增加航向控制能力。
81.在一些实施例中，航向增效系统100的数量为两个，两个航向增效系统100对称设置。飞行器300上具有与翼身融合体200连接的两个主发动机301，两个主发动机301对称设置。翼身融合体200的机尾处上还安装有升降舵201，升降舵201位于两个垂尾3之间。翼身融合体200的两个机翼上还安装有副翼202，且两个机翼的端部均安装有翼梢小翼203。
82.在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见上文针对其他实施例的详细描述，此处不再赘述。
83.具体实施时，以上各个组件或结构可以作为独立的实体来实现，也可以进行任意组合，作为同一或若干个实体来实现，以上各个组件或结构的具体实施可参见前面的实施例，在此不再赘述。
84.以上对本发明实施例所提供的一种航向增效系统及具有航向增效系统的翼身融合布局飞行器进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。