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一种用于控制飞行器的空气动力学的简化流体振荡器

阅读：1121发布：2020-05-11

IPRDB可以提供一种用于控制飞行器的空气动力学的简化流体振荡器专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本申请公开了一种使用主动流动控制系统(301)控制飞行器的空气动力学的方法和装置。在一个示例中，主动流控制系统(301)包括机身(302)和多个流体振荡器(200)。机身(302)包括入口(310)，其配置用于从亚音速到超高音速范围的飞行速度。多个流体振荡器(200)被安装在机身(302)的弯曲部分周围。每个流体振荡器(200)包括主体和耦接到主体(202)的整体喷管。主体(202)具有流入部分(206)和在流入部分(206)对面形成的窄喷管入口(208)。整体喷管(204)通过窄喷管入口(208)耦接到主体(202)。窄喷管入口(208)形成了从流入部分(206)到窄喷管入口(208)的单一的流体流动路径(218)。，下面是一种用于控制飞行器的空气动力学的简化流体振荡器专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种用于飞行器(300)的主动流动控制系统(301)，其包括：机身(302)，其具有被配置用于从亚音速到超高音速范围的飞行速度的入口(310)；以及多个流体振荡器(200)，其安装在所述机身(302)的弯曲部分周围，每个流体振荡器(200)包括：主体(202)，其具有流入部分(206)和在所述流入部分(206)对面形成的窄喷管入口(208)；以及整体喷管(204)，其通过所述窄喷管入口(208)耦接到所述主体(202)，所述窄喷管入口(208)从所述流入部分(206)到所述窄喷管入口(208)形成单一的流体流动路径(218)。

2.根据权利要求1所述的主动流动控制系统(301)，其中所述整体喷管(204)包括相对于所述窄喷管入口(208)成角度的弯曲侧壁(210)；以及其中所述弯曲侧壁(210)在所述喷管的喉部中产生流体的喷射。

3.根据权利要求1-2中任一项所述的主动流动控制系统(301)，其中所述单一的流体流动路径(218)的形成将所述流体振荡器(200)的尺寸和/或重量减小了至少2倍。

4.根据权利要求1-3中任一项所述的主动流动控制系统(301)，其中所述单一的流体流动路径(218)的形成将所述流体振荡器(200)的重量减小了至少2倍。

5.根据权利要求1-5中任一项所述的主动流动控制系统(301)，其中所述多个流体振荡器(200)被安装在所述机身(302)的弯曲部分周围。

6.一种用于管理流动控制的装置，其包括：

主体(202)，其具有流入部分(206)和在流入部分(206)对面形成的窄喷管入口(208)；

以及

整体喷管(204)，其通过所述窄喷管入口(208)耦接到所述主体(202)，所述窄喷管入口(208)从所述流入部分(206)到所述窄喷管入口(208)形成单一的流体流动路径(218)。

7.根据权利要求6所述的装置，其中所述整体喷管(204)包括相对于所述窄喷管入口(208)成角度的弯曲侧壁(210)。

8.根据权利要求6-7中任一项所述的装置，其中所述弯曲侧壁(210)在所述喷管的喉部中产生流体的喷射。

9.根据权利要求6-8中任一项所述的装置，其中所述单一的流体流动路径(218)的形成将所述流体振荡器(200)的尺寸和/或重量减小了至少2倍。

10.根据权利要求6-9中任一项所述的装置，其中所述窄喷管入口(208)具有第一直径(214)，且所述整体喷管(204)具有在所述窄喷管入口(208)的对面形成的出口，其具有小于所述第一直径(214)的第二直径(216)。

说明书全文

一种用于控制飞行器的空气动力学的简化流体振荡器

背景技术

[0001] 本公开涉及一种用于飞行器的流体流动，且更具体地，涉及一种使用流体振荡器控制飞行器的空气动力学的方法和装置。

[0002] 在操作飞行器中，流体控制系统可以用于操作飞行器和在飞行器内部或在飞行器上的组件。流体控制系统在操作的不同阶段期间被使用。例如，流体控制系统可以用于起飞、飞行、着陆、跑道上滑行期间，或被用于飞行器处于使用中的其他操作阶段期间。在这些操作阶段期间，流体控制系统被用于控制在飞行器的各种部分之上、在飞行器的各种部分中或穿过飞行器的各种部分的流体的流动。

[0003] 诸如叶片和斜坡的传统的被动涡流发生器，已经证明了在扩散器中控制分离和提高性能的部分成功。然而，传统的被动涡流发生器的缺点是其阻塞流动路径，并因此总是引入总压力损失和阻力增大。此外，传统的被动涡流发生器被调准到特定的操作条件，且并不能轻易灵活地在经过操作包线时提供性能改进。

[0004] 常规的主动流动控制器(诸如合成射流、稳定射流)和传统的流体控制致动器已经显示出在控制流动分离时是有效的。这些主动流动控制器也能与扩散器一起集成以致不会引入流动阻碍路径。然而，常规的主动流动控制器的缺点是来自被动涡流发生器的性能提升裕度时常不足够大到抵消常规的主动流动控制器的成本和安装复杂度。因此，安装困难和制造高成本导致流体控制系统在性能的最优水平之下。

发明内容

[0005] 根据第一示例，本文公开了一种用于飞行器的主动流动控制系统。该主动流动控制系统包括机身和安装在机身的弯曲部分周围的多个流体振荡器。机身具有被配置用于从亚音速到超高音速范围的飞行速度的入口。每个流体振荡器包括主体和整体喷管。主体具有流入部分和在流入部分对面形成的窄喷管入口。整体喷管通过窄喷管入口耦接到主体。窄喷管入口从流入部分到窄喷管入口形成单一的流体流动路径。

[0006] 根据第一示例的用于飞行器的主动流动控制系统，其中整体喷管包括相对于窄喷管入口成角度的弯曲侧壁。

[0007] 根据第一示例的用于飞行器的主动流动控制系统，其中成角度的弯曲侧壁在喷管的喉部中产生了流体的喷射。

[0008] 根据第一示例的用于飞行器的主动流动控制系统，其中单一的流体流动路径的形成将流体振荡器的尺寸减小了至少两倍。

[0009] 根据第一示例的用于飞行器的主动流动控制系统，其中单一的流体流动路径的形成将流体振荡器的重量减小了至少两倍。

[0010] 根据第一示例的用于飞行器的主动流动控制系统，其中在流体振荡器的喷管和主体之间形成的角度小于90度。

[0011] 根据第一示例的用于飞行器的主动流动控制系统，其中多个流体振荡器安装在流动分离的上游的机身弯曲部分过渡区域周围。

[0012] 此外，本文的各方面包括用于飞行器的上文叙述的主动流动控制系统的配置的前述布置的任何替换、变化和修改。

[0013] 根据第二示例，本文公开了一种用于管理流动控制的装置。该装置包括主体和整体喷管。主体具有流入部分和在流入部分的对面形成的窄喷管入口。整体喷管通过窄喷管入口耦接到主体。窄喷管入口从流入部分到窄喷管入口形成单一的流体流动路径。

[0014] 根据第二示例的用于管理流动控制的装置，其中整体喷管包括相对于窄喷管入口成角度的弯曲侧壁。

[0015] 根据第二示例的用于管理流动控制的装置，其中成角度的弯曲侧壁在喷管的喉部中产生了流体的喷射。

[0016] 根据第二示例的用于管理流动控制的装置，其中单一的流体流动路径的形成将流体振荡器的尺寸减小了至少两倍。

[0017] 根据第二示例的用于管理流动控制的装置，其中单一的流体流动路径的形成将流体振荡器的重量减小了至少两倍。

[0018] 根据第二示例的用于管理流动控制的装置，其中窄喷管入口具有第一直径，且整体喷管具有在窄喷管入口对面形成的出口，该出口具有小于第一直径的第二直径。

[0019] 根据第二示例的用于管理流动控制的装置，其中在流体振荡器的喷管和主体之间形成的角度小于90度。

[0020] 此外，本文的各方面包括上文叙述的用于管理流动控制的装置的配置的前述布置的任何替换、变化和修改。

[0021] 根据第三示例，本文公开了一种用于管理流体的流动的方法。该方法包括接收进入在流体振荡器的主体中形成的流入部分的流体流动；沿着单一的流体流动路径，将流体流动从流体振荡器的流入部分传输到在主体中形成的在流入部分的对面的窄喷管入口；从喷管的喉部内的流体流动产生流体的喷射，喷管与主体在窄喷管入口处成为一体；以及使流体的喷射沿着随时间周期性变化的方向离开喷管。

[0022] 根据第三示例的用于管理流体的流动的方法，其中整体喷管包括弯曲侧壁，其相对于窄喷管入口成角度，且经配置以当流体离开喷管时改变流体的方向。

[0023] 根据第三示例的用于管理流体的流动的方法，其中单一的流体流动路径将每个流体振荡器的尺寸减小了两倍。

[0024] 根据第三示例的用于管理流体的流动的方法，其中使流体的喷射沿着以低频率随时间周期性变化的方向离开喷管，导致离开喷管的出口的流体横扫(sweep across)整体喷管的出口。

[0025] 根据第三示例的用于管理流体的流动的方法，其中使流体的喷射沿着以高频率随时间周期性变化的方向离开喷管，导致离开整体喷管的出口的流体将喷射能量与周围流体流场混合。

[0026] 根据第三示例的用于管理流体的流动的方法，其中单一的流体流动路径将每个流体振荡器的重量减小了至少两倍。

[0027] 此外，本文的各方面包括上文叙述的用于管理流体的流动的方法的配置的前述布置的任何替换、变化和修改。

[0028] 已经讨论的特征、功能和优点可以在各种实施例中独立地实现，或者还可以合并到其他实施例中，其更多细节通过参考下文描述和附图得以理解。

[0029] 附图简述

[0030] 图1示出了用于控制飞行器的空气动力学的常规流体振荡器。

[0031] 图2示出了根据一个示例的用于控制飞行器的空气动力学的经改良的常规流体振荡器。

[0032] 图3示出了一种具有主动流动控制系统的飞行器，根据一个示例所述主动流动控制系统用于控制飞行器的空气动力学。

[0033] 图4根据一个示例示出了在图3中的飞行器的一部分的剖视图。

[0034] 图5根据一个示例示出了用于管理流体的流动的方法。

具体实施方式

[0035] 图1示出了在飞行器中使用的常规的流体振荡器100。该流体振荡器100包括主体102和耦接到主体102的整体喷管104。主体102包括流入部分106和在流入部分106对面形成的窄喷管入口108。窄喷管入口108将喷管104耦接到主体102。

[0036] 反馈控制环110在流体振荡器100的主体102中形成。反馈控制环110经配置产生通过喷管104离开流体振荡器100的流体的振荡喷射。反馈控制环110包括多个反馈通道112、反馈通道114。当流体通过流入部分106进入流体振荡器100，流体在反馈通道112和反馈通道114之间分离，形成两个流体流动路径：通过第一反馈通道112的第一流体流动路径116，和通过第二反馈通道114的第二流体流动路径118。

[0037] 第一流体流动路径116和第二流体流动路径118以交替的模式通过喷管104离开流体振荡器100。假设流体最初沿着主体102的第一侧120行进，流体将遵循第一流体流动路径116通过第一反馈通道112到达喷管104。流体沿着喷管104的第二侧124离开喷管104。流体沿着喷管的第二侧124离开喷管104是由于通过第一反馈通道112传送的流体的方向。同样地，假设流体最初沿着主体102的第二侧壁122行进，流体将遵循第二流体流动路径118通过第二反馈通道114，并沿着喷管的第一侧126离开喷管104。进入流入部分106的流体将交替遵循第一流体流动路径116并沿着喷管104的第二侧124离开喷管104，以及遵循第二流体流动路径118并沿着喷管104的第一侧122离开喷管104，因此产生了离开喷管104的流体的振荡喷射。

[0038] 当以大于2.0的高压力比操作时，与高压力比有关联的物理流动阻塞流体振荡器100的喉部，这使得反馈控制环110的影响无效。流体的喷射依靠喷管104的弯曲部分以振荡方式离开流体振荡器。因此，在高压力比下，反馈控制环110被证明是不必要的，且不必要地增加了流体振荡器100的大小和重量，并且由于其复杂的设计导致难于飞行器集成。

[0039] 图2根据一个示例示出了用于在飞行器中使用的改良的流体振荡器200。流体振荡器200包括主体202和耦接到主体202的整体喷管204。主体202包括流入部分206和在流入部分206对面形成的窄喷管入口208。窄喷管入口208将喷管204耦接到主体202。喷管204包括弯曲侧壁210和出口212。弯曲侧壁210相对于窄喷管入口208成角度。例如，弯曲侧壁210可以相对于窄喷管入口208在0°与90°之间成角度。在具体的示例中，弯曲侧壁210相对于窄喷管入口208成大约31°的角度。出口212在喷管204内在窄喷管入口208的对面形成。出口212的尺寸经设计使得出口212具有直径214，该直径214大于窄喷管入口208的直径216。例如，出口212的直径214可以大约是0.04英寸且窄喷管入口208的直径216可以大约是0.02英寸。被窄喷管入口208围绕的区域称为喷管204的几何喉部260。

[0040] 单一的流体流动路径218被形成为在改良的流体振荡器200中从流入部分206到出口212。当通过流入部分206进入流体振荡器200的流体到达窄喷管入口208时，流体的喷射250可以在喷管204中形成。如果流体以最低压力比进入窄喷管入口208，诸如大于2.0的压力比，则流体的喷射250形成。最低压力比阻塞流体振荡器200的喉部260，引起在喉部260有统一的马赫数。在喷管204的侧壁之间形成喷射250，允许流体以振荡方式(oscillating matter)离开喷管204。这由于在喷射250和喷管204的侧壁210之间形成空间。因此，对反馈控制环(诸如在传统的流体振荡器100中的反馈控制环)的需要不再被需要。与常规的设备和系统相比，反馈控制环的去除增加了交通工具的集成潜能并减小了制造复杂度和成本。
例如，去除反馈控制环将传统流体振荡器的尺寸和重量减少了至少2倍。这些益处是在没有损害离开喷管的喷射的优点的情况下实现的。

[0041] 图3根据一个示例示出了一种具有主动流动控制系统301的飞行器300，主动流动控制系统301用于控制飞行器300的空气动力。飞行器300是飞行器的一个示例，在该飞行器中，主动流动控制系统301可以被实施为用于控制飞行器的空气动力学的主动流动控制系统。流动控制系统可以在飞行器300中实施以执行诸如维持期望的气流的各种功能。例如，流动控制系统301可以用于维持期望的气流，诸如在飞行器300的机翼或稳定器上方的边界层。在图3所示的示例中，主动流动控制系统301被实施以控制在飞行器300的机翼下方的流体的流动。

[0042] 流动控制系统301包括定位在飞行器300的机翼下方的机身302。在图2所示的实施例中，机身302是扩散器。扩散器302包括s形细长的主体304，其具有开向环境空气的第一端306，和第二端308。第二端308是气动界面，其中扩散器302的第二端308符合飞行器300的压缩机。扩散器302在第一端306耦接到入口310。扩散器302和入口310的分界面311形成喉部区域312。扩散器302和入口310配置为用于从亚音速到超高音速范围的飞行速度。

[0043] 当流体进入入口310并流过扩散器302时，流体具有从表面分离的趋势。当流体从扩散器302的内表面脱离时，流动分离发生，并在扩散器内形成涡流和旋涡。流动分离引起阻力增加，例如压力阻力增加，所述压力阻力是在流体行进通过扩散器302时由于扩散器302的前表面和后表面之间的压力差引起的。

[0044] 图4示出了用A-A线截取的扩散器302的剖视图。为了控制在扩散器302中发生的流体分离，多个流体振荡器200被定位在扩散器302的弯曲部分周围。例如，流体振荡器200可以被定位在扩散器302和入口310的分界面311。将流体振荡器200定位在分界面311使得流体振荡器200被定位在分离可能发生的上游。在另一个实施例中，流体振荡器200可以被定位在分界面311的下游。使用的流体振荡器的数量取决于数个因素，其中一些因素包括每个流体振荡器的尺寸和重量、扩散器302的尺寸以及流动分离的程度。在图4中示出的示例中，大约十四个流体振荡器被布置在入口的弯曲部分过渡区域周围。

[0045] 图5根据一个示例示出了用于管理流体的流动的方法500。该方法500在步骤502开始。

[0046] 在步骤502，流体振荡器接收进入到在流体振荡器的主体中形成的入口内的流体。流体振荡器可以是用于具有机身的飞行器的主动流动控制系统的一部分，该机身具有经配置用于从亚音速到超高音速范围的飞行速度的入口。流体振荡器可以安装在入口的弯曲部分过渡区域周围。流体控制系统经配置以控制飞行器的空气动力学。

[0047] 在步骤504，沿着单一的流体流动路径，流体被从流体振荡器的流入部分传输到在主体内在流入部分对面形成的窄喷管入口。单一的流体流动路径通过将窄喷管入口定位在流体振荡器的流入部分对面形成。流体振荡器不包含在传统的流体振荡器中需要的反馈控制环。因此，当进入流体振荡器的主体时，仅有单一的路径流体可以遵循。

[0048] 在步骤506，流体的喷射在喷管的喉部产生，所述喷管在窄喷管入口与流体振荡器的主体成为一体。喷管包括与窄喷管入口成为一体的弯曲侧壁，和在窄喷管入口的对面形成的出口。窄喷管入口具有第一直径，所述第一直径小于喷管的出口的直径。当流体以最低压力比穿过窄喷管入口时，流体的喷射在喷管的喉部中产生。最低压力比阻塞流体振荡器的喉部。例如，统一的马赫数足以阻塞流体振荡器的喉部。

[0049] 在步骤508，所产生的流体喷射沿着随时间周期性变化的方向离开喷管。在弯曲侧壁之间，在喷管的喉部中形成的喷射，允许流体的喷射以振荡方式离开喷管。这是由于通过使侧壁相对于窄喷管入口成角度，在喷射和喷管的侧壁之间形成了空间。在一个实施例中，弯曲的侧壁和窄喷管入口之间的角度小于90°。在具体实施例中，弯曲的侧壁和窄喷管入口之间的角度大约为31°。增大或减小弯曲的侧壁和窄喷管入口之间的角度，将增加或减少喷射在离开喷管时振荡的频率。

[0050] 当流体的喷射离开喷管时，流体振荡器可以用两个具体的模式操作：横扫模式和脱落模式(shedding mode)。当在流体的喷射中的羽流从喷管侧壁分离时，这引起流体振荡器以横扫模式或低频率模式(例如，10kHz)操作。因此，离开喷管的流体喷射将以小角振幅(例如，峰到峰小于20°)从一边到另一边横扫。当羽流开始从流体喷射散开或扩散时，流体振荡器以脱落模式或高频模式(例如，200kHz)操作。羽流“脱落”引起喷射能量与周围流场在时空上迅速混合。

[0051] 在流入部分和窄喷管入口之间形成单一的流体流动路径，增加了交通工具集成可能性，并且相比于常规的流动控制系统，减小了制造复杂度和成本。简化的流体振荡器可以像常规的流体振荡器一样有效地工作，却只有常规振荡器尺寸和重量的一小部分。因此，实现了利用单一的流体流动路径的益处，而没有损害离开流体振荡器的喷管的喷射的优点。

[0052] 本发明的各种实施例的描述已经用于说明的目的而被呈现，但是非旨在穷举或局限于所公开的实施例。在不脱离该描述的实施例的范围内，多种修改和变化对本领域的技术人员将显而易见。本文使用的术语经选择以最佳解释实施例的原理、实际应用或相对于市场中找到的技术的技术改进，或者使本领域的其它普通技术人员能够理解本文公开的实施例。

[0053] 在下文中，将参考在本公开中呈现的实施例。然而，本公开的范围不限于具体描述的实施例。反而，下文的特征和元件的任何组合，无论是否涉及不同的实施例，都被预期以可实施和实践预期的实施例。此外，尽管本文公开的实施例可以实现优于其他可能方案或优于现有技术的优点，但是具体的优点是否可通过给出的实施例实现不限制本公开的范围。因此，以下方面、特征、实施例和优点仅仅是说明性的，但并不认为所附权利要求的元件或限制，除非在一个或多个权利要求中明确叙述。同样地，对“本发明”的引用不应该被理解为本文所公开的任何发明主题的概括，且不应该被认为是所附权利要求的元件或限制，除非在权利要求中明确叙述。

[0054] 本发明的各方面可以采取全部硬件实施例、全部软件实施例(包括固件、常驻软件、微代码等)的形式，或结合软件和硬件方面的实施例的形式，其所述软件和硬件方面可以全部统称为“电路”、“模块”或“系统”。

[0055] 进一步地，本公开包括根据下文的条款所述的实施例，所述条款为：

[0056] 条款1.一种用于飞行器(300)的主动流动控制系统(301)，其包括：

[0057] 机身(302)，其具有被配置用于从亚音速到超高音速范围的飞行速度的入口(310)；以及

[0058] 多个流体振荡器(200)，其安装在所述机身(302)的弯曲部分周围，每个流体振荡器(200)包括：

[0059] 主体(202)，其具有流入部分(206)和在所述流入部分(206)对面形成的窄喷管入口(208)；以及

[0060] 整体喷管(204)，其通过所述窄喷管入口(208)耦接到所述主体(202)，所述窄喷管入口(208)从所述流入部分(206)到所述窄喷管入口(208)形成单一的流体流动路径(218)。

[0061] 条款2.根据条款1的主动流动控制系统(301)，其中所述整体喷管(204)包括相对于所述窄喷管入口(208)成角度的弯曲侧壁(210)。

[0062] 条款3.根据条款2的主动流动控制系统(301)，其中所述弯曲侧壁(210)在所述喷管的喉部中产生流体的喷射。

[0063] 条款4.根据条款1的主动流动控制系统(301)，其中所述单一的流体流动路径(218)的形成将所述流体振荡器(200)的尺寸减小了至少2倍。

[0064] 条款5.根据条款1的主动流动控制系统(301)，其中所述单一的流体流动路径(218)的形成将所述流体振荡器(200)的重量减小了至少2倍。

[0065] 条款6.根据条款1的主动流动控制系统(301)，其中在所述流体振荡器(200)的所述喷管和所述主体(202)之间形成的角度小于90度。

[0066] 条款7.根据条款1的主动流动控制系统(301)，其中所述多个流体振荡器(200)被安装在所述机身(302)的弯曲部分周围。

[0067] 条款8.一种用于管理流动控制的装置，其包括：

[0068] 主体(202)，其具有流入部分(206)和在流入部分(206)对面形成的窄喷管入口(208)；以及

[0069] 整体喷管(204)，其通过所述窄喷管入口(208)耦接到所述主体(202)，所述窄喷管入口(208)从所述流入部分(206)到所述窄喷管入口(208)形成单一的流体流动路径(218)。

[0070] 条款9.根据条款8的装置，其中所述整体喷管(204)包括相对于所述窄喷管入口(208)成角度的弯曲侧壁(210)。

[0071] 条款10.根据条款9的装置，其中所述弯曲侧壁(210)在所述喷管的喉部中产生流体的喷射。

[0072] 条款11.根据条款8的装置，其中所述单一的流体流动路径(218)的形成将所述流体振荡器(200)的尺寸减小了至少2倍。

[0073] 条款12.根据条款8的装置，其中所述单一的流体流动路径(218)的形成将所述流体振荡器(200)的重量减小了至少2倍。

[0074] 条款13.根据条款8的装置，其中所述窄喷管入口(208)具有第一直径(214)，且所述整体喷管(204)具有在所述窄喷管入口(208)的对面形成的出口，其具有小于所述第一直径(214)的第二直径(216)。

[0075] 条款14.根据条款8的装置，其中在所述流体振荡器(200)的所述喷管和所述主体(202)之间形成的角度小于90度。

[0076] 条款15.一种用于管理流体的流动的方法，其包括：

[0077] 接收进入在流体振荡器(200)的主体(202)中形成的流入部分(206)内的流体流动；

[0078] 沿着单一的流体流动路径(218)，将所述流体流动从所述流体振荡器(200)的所述流入部分(206)传输到在所述主体(202)中形成的在所述流入部分(206)对面的窄喷管入口(208)；

[0079] 在喷管的喉部内从所述流体流动产生流体的喷射，所述喷管与所述主体(202)在所述窄喷管入口(208)成为一体；以及

[0080] 使所述流体的喷射沿着随时间周期性变化的方向中离开所述喷管。

[0081] 条款16.根据条款15的方法，其中所述整体喷管(204)包括相对于所述窄喷管入口(208)成角度的弯曲侧壁(210)，所述弯曲侧壁(210)经配置以在所述流体离开所述喷管时改变所述流体的所述方向。

[0082] 条款17.根据条款15的方法，其中所述单一的流体流动路径(218)将每个流体振荡器(200)的尺寸减小了至少2倍。

[0083] 条款18.根据条款15的方法，其中使所述流体的喷射沿着以低频率随时间周期性变化的方向离开所述喷管，使得离开所述喷管的出口的所述流体横扫所述整体喷管(204)的所述出口。

[0084] 条款19.根据条款15的方法，其中使所述流体的喷射沿着以高频率随时间周期性变化的方向离开所述喷管，使得离开所述整体喷管(204)的出口的所述流体将喷射能量与周围流体流场混合。

[0085] 条款20.根据条款15的方法，其中所述单一的流体流动路径(218)将每个流体振荡器(200)的重量减小了至少2倍。

[0086] 虽然上文针对本公开的实施例，但是本公开的其他和进一步的实施例可以在没有脱离其基本范畴的情况下设计，且其范围由所附权利要求确定。

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空气动力学结构-专利编号CN110645140A	2020-05-11	464
空气动力学结构-专利编号CN110645139A	2020-05-12	300
空气动力学装置-专利编号CN107444504A	2020-05-11	887
车辆空气动力学装置-专利编号CN106573654A	2020-05-11	732
空气动力学本体-专利编号CN110546066A	2020-05-11	656
空气动力学玩具-专利编号CN108601972A	2020-05-11	958
空气动力学LED灯-专利编号CN105841055A	2020-05-12	529
空气动力学喷嘴-专利编号CN105750129A	2020-05-12	1050
车辆空气动力学装置-专利编号CN106573654B	2020-05-13	887
空气动力学末梢特征-专利编号CN110712741A	2020-05-13	966

一种用于控制飞行器的空气动力学的简化流体振荡器

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