专利名称：飞行器前体非对称涡控制装置的制作方法
技术领域：
飞行器前体非对称涡控制装置技术领域[0001]本实用新型涉及一种飞行器前体非对称涡控制装置，用于消除飞行器大迎角飞行时由前体非对称涡产生的不对称侧向力，属于流体控制技术领域。
背景技术：
[0002]在未来空战理念的要求下，现代高性能战斗机或者战术导弹需要有很好的飞行机动性和敏捷性。为获得良好的机动性和敏捷性，战斗机或战术导弹往往需要进入大迎角区域飞行。大量的事实和研究发现，当迎角超过一定的值时，即使侧滑角为0°，机身前体背风区会诱导出左右不对称的背涡系，并且诱导产生出一个很大的侧向力，同时伴有偏航和滚转力矩，而且侧向力的大小和方向变化的规律捉摸不定，此现象称为“幻影侧滑”。前体非对称涡诱导产生的侧向力，对飞行控制极为不利。目前，对前体非对称涡的形成机理有了较明确的认识，即大迎角前体背涡系是一个不稳定的非线性动力系统，即使很微弱的扰动都会影响到非对称涡系。在消除前体非对称涡的研究中也取得了相当多的进展，如在头部安装边条，采用可转动头锥，头部加装非定常扰动片或者吹吸气等方法。其中，吹吸气的方式是通过吹吸气改变前体某一侧的涡量，即增加或者减少涡量的大小，来改变涡的强度，以消除涡的非对称性程度，从而达到削弱非对称侧向力的目的。[0003]一篇中国实用新型专利(申请号为200810226310. X，申请日为2008年11月12日，
公开日为2009年5月6日，公开号为CN101423116A)公开了一种“大迎角非对称涡单孔位微吹气扰动主动控制方法及其装置”，该装置包括一个可旋转吹气头部、微吹气总成装置及供气和流量调节装置，其中供气和流量调节装置由氮气瓶、减压阀、流量计、压力表、气体管路及单孔位微吹气模型组成；由供气和流量调节装置产生的气流通过可旋转吹气头部吹入飞行器流场，起到对非对称涡的控制作用。该装置可通过对非对称涡进行吹气扰动达到削弱非对称侧向力的目的。但该装置结构复杂、需占用较多有效载荷，且对非对称涡的控制实时性差。实用新型内容[0004]本实用新型的目的在于克服现有非对称涡控制技术的不足，提供一种飞行器前体非对称涡控制装置及控制方法。该装置结构简单，反应快速灵敏，且对飞行器外形改变小， 能够自适应消除飞行器大迎角下前体非对称涡产生的前体非对称侧向力。[0005]本实用新型的飞行器前体非对称涡控制装置该装置包括对称设置于飞行器前体背风区两侧的吹气口和振荡射流装置；所述振荡射流装置包括用于产生振荡射流的附壁振荡射流元件，用于提供射流来源的主射流源，以及对振荡射流进行控制的控制装置；所述附壁振荡射流元件包括射流入口、喷嘴、分流劈、两个射流方向偏转控制口、以及两个射流出口 ；所述主射流源与附壁振荡射流元件的射流入口连接；所述两个吹气口分别与所述附壁振荡射流元件的两个射流出口连接；所述附壁振荡射流元件的两个射流方向偏转控制口分别与所述控制装置连接。[0006]进一步地，所述控制装置为一自适应反馈控制回路，包括对称设置在飞行器前体背风区两侧的两个压力监测孔，通过导气管分别与附壁振荡射流元件的一个射流方向偏转控制口连接。更进一步地，所述主射流源包括一个设置于飞行器头部迎风区的压力入口，以及恒压气罐；所述压力入口通过导气管与所述恒压气罐的入口连接；所述恒压气罐的出口与所述附壁振荡射流元件的射流入口连接。又进一步地，所述恒压气罐的出口通过一阀门与所述附壁振荡射流元件的射流入口连接。本实用新型的飞行器前体非对称涡控制方法，通过喷射射流对飞行器前体非对称涡进行扰动，从而改变飞行器前体非对称涡的强度或位置，所述射流通过上述任一技术方案所述飞行器前体非对称涡控制装置产生。相比现有技术，本实用新型能够自适应消除前体非对称涡，达到消除不对称侧向力的目的。其结构简单，不采用机械结构，不会因为机械振动而引起整个结构上的共振使得控制失效或引起结构损伤。采用吹气方式的控制几乎不改变飞行器头部的外形。自适应振荡射流控制器的射流能量来源于飞行器前体外部周围气流，不需要额外输入能量。另外，本实用新型还具有控制迅速、反应灵敏、效果明显、适用条件广等优点。
图1为本实用新型的附壁振荡射流元件结构示意图，其中，1为射流入口，2为喷嘴，3为分流劈，4-1、4-2分别为左射流方向偏转控制口和右射流方向偏转控制口，5-1、 5-2分别为左射流出口和右射流出口 ；图2为射流偏转示意图，其中，图2A显示射流向左偏转的情况，图2B显示射流向右偏转的情况；图3为本实用新型的飞行器前体非对称涡控制装置原理框图；图4为本实用新型的飞行器前体非对称涡控制装置结构示意图，图4A和图4B为两个相互垂直方向的透视图；其中，a为飞行器头部，b为迎风区压力入口，c为气流导管，d 为恒压气罐，e为气流阀门，f为附壁振荡射流元件，g-l>g-2分别为左吹气口和右吹气口， h-l、h_2分别为左背风区压力监测孔和右背风区压力监测孔。
具体实施方式
以下结合附图对本实用新型的技术方案进行详细说明本实用新型的思路是利用一个基于Coanda效应原理设计而成的附壁振荡射流元件来产生振荡射流，并通过在附壁振荡射流元件的射流偏转方向控制口引入压力信号，改变射流的偏转方向，产生从飞行器两侧的吹气口交替喷射的振荡射流，从而实现飞行器前体非对称涡的控制，进而消除非对称涡产生的侧向力。二十世纪三十年代，罗马尼亚科学家Henri-marie Coanda发现了 Coanda效应， 并对此作了初步研究。Coanda效应也被称为附壁效应，简单的说就是流体总会沿着它所接触到的弯曲表面流动。Coanda效应的机理研究日趋完备，其在航空，射流控制技术，以及附壁射流元件中得到了广泛的应用。利用Coanda原理可制成附壁振荡射流元件。该元件的基本工作原理是当射流在两边都有壁面的空间中流动时，射流会发生偏转吸附于其中一侧壁面上；改变射流发生偏转处的压力，原先的附壁流动的平衡状态被打破，射流偏转的方向发生改变吸附于另一侧壁面上，并且保持稳定的状态。而且控制射流偏转的能量即使很小，射流也会发生偏转。如果不断的改变射流偏转处的压力，射流的方向也随着不断改变， 由此形成振荡射流。用此方法可以制成附壁振荡射流元件。本实用新型的附壁振荡射流元件，如图1所示，包括射流入口 1，喷嘴2，分流劈3，左右两个射流方向偏转控制口 4，两个射流出口 5。主要几何参数为i肩距1 ； ii喷嘴宽度b ；iii劈距d ；iv分流劈夹角β。射流从射流控制元件的射流入口 1流入，经过喷嘴2，在附壁效应的影响下，方向发生偏转，或者向左偏或者向右偏，从左射流出口 5-1或者右射流出口 5-2喷出。当在射流方向偏转控制口 4引入压力信号的时候，就可以确定射流偏转的方向。在左射流方向偏转控制口 4-1加入低压或者在右射流方向偏转控制口 4-2加入高压，射流向左偏转，从左射流出口 5-1喷出， 如图2Β所示；在左射流方向偏转控制口 4-1加入高压或者在右射流方向偏转控制口 4-2加入低压，射流向右偏转，从右射流出口 5-2喷出，如图2Α所示；交替地在左右射流方向偏转控制口加入高压或者低压，则射流左右交替偏转，从射流出口 5-1或5-2交替喷出，形成振荡射流。该附壁振荡射流元件在射流方向偏转控制口处引入控制射流偏转的压力值不需要很大，即其压力远小于射流的压力，而且对压力信号的反应迅速，给定压力信号后即能在非常短的时间内控制压力的偏转。[0018]利用上述附壁振荡射流元件可得到本实用新型的飞行器前体非对称涡控制装置， 如图4所示，在飞行器头部a的迎风区适当位置上选取一个迎风区压力入口 b，在有来流的情况下从压力入口 b引入正压气体。引入的正压气体通过气流导管c存储到恒压气罐d中， 作为振荡射流的射流来源。当然，射流来源也可利用压缩机、气泵等装置来实现，但均需要占用较多的载荷和空间，且可靠性较差。恒压气罐d之后与一气流阀门e相连。气流阀门e 的作用是开关振荡射流，在不需要振荡射流的时候关闭阀门，则没有射流产生，当需要振荡射流的时候打开阀门，射流进入到附壁振荡射流元件f中，振荡射流装置开始工作。气流阀门e的出口连接到附壁振荡射流元件f的射流入口 1。附壁振荡射流元件f的左射流出口 5-1通过气流导管c连到飞行器前体背风区上的左吹气口 g_l，附壁振荡射流元件f的右射流出口 5-2通过气流导管c连到前体背风区上的右吹气口 g_2。飞行器前体背风区上左右两个吹气口 g_l和g_2位于前体头部适当的位置上，使得射流能够有效的改变前体左右两个涡的强度。附壁振荡射流元件f的左、右两个射流方向偏转控制口 4-1和4-2分别与前体背风区的左右两个压力监测孔h-Ι和h-2相连。压力监测孔h-l、h-2位于前体背风区的适当位置上，其作用是监测背风区左右两边的压力，实际上是监测左右两个涡的强度，并将压力信号输入到附壁振荡射流元件f的射流方向偏转控制口 4-1和4-2中，用以控制射流的偏转方向，从而控制射流从左吹气口 g_l喷出还是从右吹气口 g_2喷出。整个装置的原理如图3所示。[0019]上述装置的信号反馈回路中，两个压力监测孔h_l、h-2与两个射流方向偏转控制口 4-1、4-2的对应连接顺序取决于吹气口向外侧喷射的射流是增强还是减弱该侧的前体非对称涡强度，其与吹气口设置的位置及开口形式有关。以下分别说明[0020](1)射流增强涡的强度。此时，左射流方向偏转控制口 4-1与右压力监测孔h-2相连，右射流方向偏转控制口 4-2与左压力监测孔h-Ι相连。当飞行器进入大迎角区域后，前体产生一对不对称涡。假设起始时左涡强于右涡，则背风区左边的压力低于右边，即左压力监测孔h-Ι的压力低于右压力监测孔h-2。由于左射流方向偏转控制口 4-1与右压力监测孔h-2相连，右射流方向偏转控制口 4-2与左压力监测孔h-Ι相连，因此，左射流方向偏转控制口 4-1的压力高于右边的，此时附壁振荡射流元件f控制射流向右偏转，射流从右吹气口 g_2喷出，增强右涡的强度。当右涡的强度被增强到稍大于左涡时，左压力监测孔h-Ι测到的压力大于右压力监测孔h-2的，附壁振荡射流元件f又会控制射流立即向左偏转，射流从左吹气口 g_l喷出，增强左涡的强度。如此反复，附壁振荡射流元件根据压力监测孔测得的压力信号不断的调整射流的偏转方向，控制射流从左吹气口 g-Ι或右吹气口 g_2喷出，不断的调整左右两个涡的强度，使得左右两个涡的强度达到动态相等，从而消除了前体不对称侧向力。(2)射流削弱涡的强度。此时，左射流方向偏转控制口 4-1与左压力监测孔h-Ι相连，右射流方向偏转控制口 4-2与右压力监测孔h-2相连。当飞行器进入大迎角区域后，前体产生一对不对称涡。假设起始时左涡强于右涡，则背风区左边的压力低于右边，即左压力监测孔h-Ι的压力低于右压力监测孔h-2。由于左射流方向偏转控制口 4-1与左压力监测孔h-Ι相连，右射流方向偏转控制口 4-2与右压力监测孔h-2相连，因此，左射流方向偏转控制口 4-1的压力低于右边的，此时，附壁振荡射流元件f控制射流向左偏转，射流从左吹气口 g_l喷出，削弱左涡的强度。当左涡的强度被削弱到稍小于右涡时，左压力监测孔h-1 测到的压力大于右压力监测孔h-2的，附壁振荡射流元件f又会控制射流立即向右偏转，射流从右吹气口 g_2喷出，削弱右涡的强度。如此反复，附壁振荡射流元件不断的调整射流的偏转方向，控制射流从左吹气口 g_l或右吹气口 g_2喷出，不断的调整左右两个涡的强度， 使得左右两个涡的强度达到动态相等，从而消除了前体不对称侧向力。本实用新型的飞行器前体非对称涡控制装置在控制的过程中完全由器件自行调整控制，不需要人为干预，从而实现自适应控制。本实用新型设计的用于消除飞行器大迎角下前体非对称侧向力的飞行器前体非对称涡控制装置，能够有效的实现自适应消除前体非对称涡，消除非对称侧向力的目的。结构简单，使用方便，控制灵敏，几乎不改变原有飞行器外形，在前体非对称涡的控制中具有较高的应用价值。
权利要求1.一种飞行器前体非对称涡控制装置，其特征在于，该装置包括对称设置于飞行器前体背风区两侧的吹气口和振荡射流装置；所述振荡射流装置包括用于产生振荡射流的附壁振荡射流元件，用于提供射流来源的主射流源，以及对振荡射流进行控制的控制装置；所述附壁振荡射流元件包括射流入口、喷嘴、分流劈、两个射流方向偏转控制口、以及两个射流出口 ；所述主射流源与附壁振荡射流元件的射流入口连接；所述两个吹气口分别与所述附壁振荡射流元件的两个射流出口连接；所述附壁振荡射流元件的两个射流方向偏转控制口分别与所述控制装置连接。
2.如权利要求1所述飞行器前体非对称涡控制装置，其特征在于，所述控制装置为一自适应反馈控制回路，包括对称设置在飞行器前体背风区两侧的两个压力监测孔，通过导气管分别与附壁振荡射流元件的一个射流方向偏转控制口连接。
3.如权利要求2所述飞行器前体非对称涡控制装置，其特征在于，吹气口向外侧喷射的射流增强该侧的前体非对称涡；所述两个压力监测孔分别与附壁振荡射流元件相对侧的射流方向偏转控制口连接。
4.如权利要求2所述飞行器前体非对称涡控制装置，其特征在于，吹气口向外侧喷射的射流减弱该侧的前体非对称涡；所述两个压力监测孔分别与附壁振荡射流元件相同侧的射流方向偏转控制口连接。
5.如权利要求2-4任一项所述飞行器前体非对称涡控制装置，其特征在于，所述主射流源包括一个设置于飞行器头部迎风区的压力入口，以及恒压气罐；所述压力入口通过导气管与所述恒压气罐的入口连接；所述恒压气罐的出口与所述附壁振荡射流元件的射流入口连接。
6.如权利要求5所述飞行器前体非对称涡控制装置，其特征在于，所述恒压气罐的出口通过一阀门与所述附壁振荡射流元件的射流入口连接。
专利摘要本实用新型公开了一种飞行器前体非对称涡控制装置。该装置包括对称设置于飞行器前体背风区两侧的吹气口和振荡射流装置；振荡射流装置包括附壁振荡射流元件、主射流源，以及控制装置；附壁振荡射流元件包括射流入口、喷嘴、分流劈、两个射流方向偏转控制口、以及两个射流出口；主射流源与附壁振荡射流元件的射流入口连接；两个吹气口分别与附壁振荡射流元件的两个射流出口连接；附壁振荡射流元件的两个射流方向偏转控制口分别与控制装置连接。本实用新型具有结构简单、实时性好以及不对飞行器外形产生影响等优点。
文档编号B64C17/00GK202244076SQ201120218919
公开日2012年5月30日 申请日期2011年6月27日 优先权日2011年6月27日
发明者史志伟, 白亚磊, 耿玺 申请人:南京航空航天大学