基于翼间气栅系统的大迎角飞行气流分离控制方法
【专利摘要】本发明公开了一种基于翼间气栅系统的大迎角飞行气流分离控制方法，属于飞行器设计【技术领域】。所述方法适用于飞行器进入大迎角飞行且气流分离后的飞行器控制，由飞行控制系统控制蒙皮驱动装置开启蒙皮，气栅系统中的气栅隔板偏转产生侧向控制力；为加强大迎角飞行空间姿态改变能力，飞行器不同位置的气栅系统可单独控制。本发明可在飞行器大迎角飞行条件下按指定规律改善空气绕流特性，适用于多种迎角状态；在大迎角飞行、方向舵和垂尾效率降低甚至失效情况下，可以提供一种新的直接侧向控制力，可用于大迎角飞行改变飞行姿态和状态，提高飞行器机动性和敏捷性。
【专利说明】基于翼间气栅系统的大迎角飞行气流分离控制方法
【技术领域】
[0001]本发明属于飞行器设计【技术领域】，涉及一种大迎角飞行气流分离控制方法，通过在机翼内部设置可偏转气栅隔板，影响机翼表面及内部气流流动，从而达到延缓失速、提供侧向力的目的。
【背景技术】
[0002]大迎角飞行机动能力是新一代飞行器设计基本要求之一。而大迎角机动飞行面临的首要问题就是气流分离引起的升阻比突降，即“失速”问题。如何延缓或控制气流分离一直是空气动力学领域研究热点。目前采取的方法和技术主要有“前缘襟翼”、“前置鸭翼”、“翼身边条”、设置“腹鳍”、“非对称涡单孔位微吹气”、“翼面吹气”、“通过转涙丝控制边界层转涙”等方法。上述方法都有些已在工程上实现，有些仍处于进行理论研究阶段，实践和理论证明上述方法均可在一定程度上改善飞行器大迎角飞行能力。但上述方法仍存在一些缺点和不足，具体表现在:
[0003](I)大迎角飞行时，上述方法均无法避免垂尾进入机身气流分离区，造成垂尾操纵效率降低，进而影响飞行器姿态改变能力；
[0004](2)迎角超过一定范围后，现有方法对气流分离控制效果不理想。
[0005]因此，有必要提供一种新的大迎角飞行气流控制方法，解决上述问题。
【发明内容】
[0006]本发明针对传统机翼在大迎角飞行时气流分流影响气动特性的问题，提出了一种基于翼间气栅系统的大迎角飞行气流控制方法，改善飞行器大迎角飞行空气绕流特性，并为飞行器大迎角机动提供直接控制侧向力。
[0007]本发明首先提供的一种基于机翼气栅系统的大迎角飞行气流分离控制方法，具体控制方法包括如下步骤:
[0008]步骤一:飞行状态判定
[0009]飞行控制系统根据迎角传感器感受飞行迎角姿态，压力传感器感受机翼上下表面压力。飞行器飞行时，当迎角达到设定值，并且机翼上下表面压力差达到设定值或压力脉动达到设定值时，飞行控制系统判定飞行器已进入大迎角飞行状态，并且气流已经分离。
[0010]所述迎角传感器设置在飞行器的头部或者机翼。
[0011]步骤二:气栅系统中的蒙皮组件启动；
[0012]飞行控制系统判定飞行器进入大迎角飞行且气流分离后，由飞行控制系统控制蒙皮驱动装置开启蒙皮，蒙皮开启后，使部分气流直接通过气栅通道流向机翼上表面，确保机翼上表面气流分离涡在气栅气流吹洗下，脱离机翼上表面，进而改善飞行器大迎角飞行空气绕流特性，延缓失速。
[0013]蒙皮开启角度原则:机翼下方蒙皮开启角度等于迎角。机翼上方蒙皮开启角度在迎角小于45度时，以改善空气绕流，尽量使分离涡吹离机翼表面为原则；大于45度时，即使在某些措施下气流不分离，但此时气动力的升力分量必然小于阻力分量，因此，在大于45度时蒙皮开启角度应与气流来流角度相一致，使气流直接通过机翼。
[0014]步骤三:气栅系统中的气栅隔板偏转产生侧向控制力；
[0015]常规布局飞机，其垂尾和方向舵通常位于机身上方，因此在大迎角飞行时，垂尾和方向舵经常处于机身气流分离区内，进而造成飞行器横航向稳定性和横航向操作效率降低，这也是大迎角飞行横航向偏离和姿态不可控的原因之一。采用气栅系统后，当飞行器进入大迎角飞行状态，并且气流分离后，蒙皮开启，此时，为加强飞行姿态控制能力，可按照飞行控制系统要求偏转气栅隔板，气流流过偏转的气栅隔板，将在气栅隔板上产生侧向控制力。侧向控制力的大小和方向与气栅隔板面积、偏转角度、蒙皮开启角度有关。为加强大迎角飞行空间姿态改变能力，飞行器不同位置的气栅系统可单独控制。
[0016]气栅系统的设计及其在飞行器上的位置布局将直接决定飞行器大迎角飞行空气绕流改善效果，因此气栅系统设计将是能否实现空气绕流改善的关键。在飞行器设计阶段，应根据飞行器整体设计要求运用风洞试验或CFD模拟方法对气栅系统的布置位置、物理尺寸、控制策略等进行详细设计。
[0017]本发明的优点在于:
[0018](I)本发明可在飞行器大迎角飞行条件下按指定规律改善空气绕流特性，适用于多种迎角状态；
[0019](2)本发明在大迎角飞行、方向舵和垂尾效率降低甚至失效情况下，可以提供一种新的直接侧向控制力，可用于大迎角飞行改变飞行姿态和状态，提高飞行器机动性和敏捷性。
【专利附图】
【附图说明】
[0020]图1a和图1b为设置有气栅系统的飞行器不意图；
[0021]图2a为本发明提供的基于气栅系统的控制方法原理框图；
[0022]图2b为本发明提供的控制方法中气栅系统工作实施方式原理框图；
[0023]图3为本发明提供的控制装置中气栅系统整体结构示意图；
[0024]图4为气栅通道结构示意图；
[0025]图5a为气栅系统中气栅隔板连接结构不意图；图5b为图5a中局部视图A的放大示意图；
[0026]图6为气栅系统中蒙皮组件组成结构示意图；
[0027]图7a为蒙皮驱动装置结构示意图；图7b为图7a中局部视图B的放大示意图；
[0028]图8a为二维翼型大迎角飞行原始压强分布图；
[0029]图Sb为气栅系统初步方案计算模型；
[0030]图Sc为二维翼型气栅系统初步方案大迎角飞行压强分布云图；
[0031]图8d为二维翼型气栅系统修改后大迎角飞行压强分布云图；
[0032]图9a为二维翼型大迎角飞行原始空气流场速度矢量图；
[0033]图9b为气栅系统修改后计算模型；
[0034]图9c为二维翼型气栅系统初步方案大迎角飞行速度矢量图；
[0035]图9d为二维翼型气栅系统修改后大迎角飞行速度矢量图；[0036]图1Oa和图1Ob分别为二维翼型气栅系统修改后前部和后部气栅通道流场放大图；
[0037]图11为气栅系统产生侧向力结构原理图；
[0038]图12为气栅偏转剖面图；
[0039]图13为气栅偏转产生侧向直接控制力示意图；
[0040]图14为气栅系统单独控制 产生滚转力矩示意图。
[0041]图中:
[0042]
1.E行器； 2.机翼； 3.气權系统；
4.压力传感器； 5.迎角传感器；6.飞行控制系统；
气栅通道；3il 气流通道；312 气栅通道前壁面:
313.气栅通道后壁面；314.过渡区域；32.气栅组件；
321气栅隔板； 322 气栅隔板转轴323气栅转轴前固定杆
LUU4；3」
^24气栅转轴横向连杆32S气栅转轴后固定杆33.蒙皮组件；
331.蒙皮单元；332.蒙皮纵向连杆；m3蒙皮横向连杆；
334.蒙皮转轴；335.蒙皮转轴轴孔336.蒙皮单元撑杆
34.蒙皮驱动装置；35.气栅驱动装置；3L1左侧气栅系统I;
3L2.左侧气栅系统2;3R1.右侧气栅系统I;3R2.右侧气栅系统2。
【具体实施方式】
[0044]下面结合附图和实施例对本发明进行详细说明。
[0045]本发明提供一种基于翼间气栅系统的大迎角飞行气流分离控制方法和控制装置，如图1a和Ib所示，本发明提供的基于翼间气栅系统的大迎角飞行气流分离控制装置包括迎角传感器5、压力传感器4、飞行控制系统6和气栅系统3，所述迎角传感器5为风标式或其它形式迎角传感器，通常布置于飞行器I的头部或机翼处。所述的压力传感器4布置在机翼2的上下表面，一般优选设置在相邻两个气栅系统3之间，这样可以更好的根据飞行器I的飞行状态调整气栅系统3的工作。所述气栅系统3包括设置在上下表面的蒙皮组件33及其内部的气栅组件32，所述迎角传感器5、压力传感器4、气栅组件32和蒙皮组件33均分别连接飞行控制系统6，当飞行控制系统6根据迎角传感器5和压力传感器4的传感信息判断飞行器I进入大迎角飞行，并且气流分离后，启动气栅系统3的蒙皮组件33，实现对气流分离的控制，同时可以启动气栅系统3的气栅组件32使气栅隔板321偏转，提供侧向控制力。
[0046]所述气栅系统3在机翼上的布置数量和布局方式可以根据需要进行调整，每一个气栅系统3都是由飞行控制系统6单独控制工作。
[0047]图3显示了气栅系统3结构组成，所述气栅系统3包括设置在机翼2内部的气栅组件32和机翼2上下表面的蒙皮组件33，所述的气栅组件32设置在机翼2内部的气栅通道31内，由气栅驱动装置35驱动气栅隔板321偏转，所述蒙皮组件33由蒙皮驱动装置34控制蒙皮偏转。
[0048]图4显示了气栅通道31的结构示意图。所述气栅通道31是气流流过的主要通道，根据飞行器I总体设计要求，可在左右机翼2内部对称位置设置多个气栅通道31。气栅通道31主要由气栅通道前壁面312、气栅通道后壁面313和翼肋隔板组成，当气栅通道31较大时，可以将翼肋去除以左壁面和右壁面代替。所述气栅通道后壁面313与机翼上表面过渡连接，形成过渡区域314。所述气栅通道前壁面312和气栅通道后壁面313分别与机翼弦线之间的夹角小于90度，一般为45°?75°。针对不同的飞行器I设计要求，气栅通道31大小和位置在飞行器I总体设计阶段采用CFD方法进行预先估计，并在后续的设计中通过试验进行确定。
[0049]图5a和图5b显示了气栅系统3中气栅组件32结构组成，所述气栅组件32主要由气栅隔板321、气栅隔板转轴322、气栅转轴前固定杆323、气栅转轴后固定杆325、气栅转轴横向连杆324组成。气栅转轴前固定杆323和气栅转轴后固定杆325均固连于机翼内部，两端固定在翼肋上，方向是垂直于翼肋，整体位于气栅通道31外侧。气栅隔板转轴322依次穿过气栅转轴前固定杆323、气栅通道前壁面312、气栅通道后壁面313和气栅转轴后固定杆325，气栅转轴前固定杆323和气栅转轴后固定杆325将限定气栅隔板转轴322移动自由度，使其只能进行轴向转动。在所述每个气栅隔板转轴322上都固定一气栅隔板321，气栅隔板321沿气栅隔板转轴322方向的长度等于气栅通道31长度，气栅隔板321宽度等于所在位置的机翼厚度，相邻两个气栅隔板321之间的通道也称为气流通道311。各气栅隔板转轴322与气栅转轴横向连杆324铰接，当气栅驱动装置35带动一根气栅隔板转轴322转动时，本气栅通道31内所有气栅隔板321在气栅转轴横向连杆324带动下同时偏转，产生的气动力通过气栅转轴前固定杆323、气栅转轴后固定杆325传递至机翼2及飞行器I。。所述气栅驱动装置35包括一个驱动电机，所述驱动电机固定在气栅隔板转轴322上，用于驱动气栅隔板转轴322转动。
[0050]图6显示了气栅系统3中蒙皮组件33的结构组成。所述蒙皮组件33主要由蒙皮单元331、蒙皮纵向连杆332、蒙皮横向连杆333、蒙皮转轴334和蒙皮单元撑杆336组成。其中蒙皮单元331包括多个蒙皮子单元，蒙皮子单元上固连有蒙皮单元撑杆336，端部设有蒙皮转轴轴孔335，蒙皮转轴穿过蒙皮子单元上的蒙皮转轴轴孔固连在翼肋上。每个蒙皮子单元分别通过蒙皮单元撑杆336连接一个蒙皮纵向连杆332，多个蒙皮纵向连杆332连接一个蒙皮横向连杆333，蒙皮纵向连杆332与蒙皮横向连杆333之间为转动连接。蒙皮纵向连杆332、蒙皮单元撑杆336和蒙皮转轴334形成联动机构，进而可以使纵向多个蒙皮子单元同时绕蒙皮转轴334进行旋转开启。蒙皮横向连杆333与蒙皮驱动装置34连接，进而使蒙皮组件33整体开启。机翼2上下表面的蒙皮单元331开启角度可分别根据设计要求进行设定。蒙皮组件33通常配置在与气栅隔板321对应位置。正常飞行时，蒙皮组件33关闭，机翼2空气绕流流场与常规飞行器I无异。大迎角飞行时，机翼2上下翼面的蒙皮组件33根据飞行姿态和飞行控制系统6要求开启一定角度，使气流流过气栅隔板321，并将机翼2上表面分离涡吹离机翼2表面，进而影响机翼2绕流，延缓失速。
[0051]图7a和图7b显示了气栅系统3中蒙皮驱动装置34局部放大示意图。所述蒙皮驱动装置34是蒙皮开启的动力来源，蒙皮驱动装置34固连于机翼2内部，蒙皮驱动装置34与蒙皮横向连杆333形成轴向连接，以保证蒙皮驱动装置34带动蒙皮横向连杆333后，气栅系统3内蒙皮子单元同时开启指定角度。蒙皮驱动装置34受飞行控制系统6控制，正是通过蒙皮驱动装置34控制蒙皮开启角度不同，使飞行器I在不同工况下空气绕流可控。所述蒙皮驱动装置34包括一个驱动电机,驱动电机输出轴固定连接蒙皮横向连杆333,蒙皮横向连杆333的移动带动蒙皮纵向连杆332的轴向移动，进而带动蒙皮单元331中的每一个蒙皮子单兀绕蒙皮转轴334转动。
[0052]气栅驱动装置35是气栅隔板321偏转的动力来源，它受飞行控制系统6控制，可使气栅隔板321按照飞行控制系统6要求偏转不同角度，进而产生大小不同的直接控制力。
[0053]所述迎角传感器5、压力传感器4是气栅系统3的重要组成部分，它们感受飞行器I的迎角和压力信息，是飞行控制系统6判定飞行器I飞行状态进而控制气栅系统3工作的依据。
[0054]如图11，应用上述的控制装置，
[0055]当飞行器I进入大迎角飞行状态，并且气流分离后，蒙皮单元331开启，此时，为加强飞行姿态控制能力，可按照飞行控制系统6要求偏转气栅隔板321，气栅隔板321偏转角度δ后，气流作用在气栅隔板321上，产生垂直于隔板321的气动力，进而形成了改变飞行姿态的直接侧向控制力。侧向控制力的大小和方向与气栅隔板321面积、偏转角度、蒙皮单元331开启角度有关，同时直接侧向控制力大小还受飞行工况、翼型、气流通道大小等多种因素影响。
[0056]本发明还提供一种基于翼间气栅系统的大迎角飞行气流分离控制方法，如图2a所示，所述方法包括如下步骤:
[0057]第一步，飞行状态判定。
[0058]飞行器I飞行时，飞行控制系统6通过迎角传感器5感受迎角信息，通过布置于机翼2上下表面的压力传感器4感受机翼表面压力信息。当迎角α达到或超过迎角设计值，并且机翼上下表面压力差达到设计值或压力脉动达到设计值时，飞行控制系统6判定飞行器I已进入大迎角飞行状态，并且气流已经分离，此时可启动气栅系统3改善飞行器I空气绕流特性。
[0059]第二步，蒙皮开启；
[0060]飞行控制系统6判定飞行器I进入大迎角飞行且气流分离后，给蒙皮驱动装置34发出指令开启蒙皮组件33，蒙皮驱动装置34驱动蒙皮横向连杆333平移，同时带动纵向连杆332上的蒙皮单元331绕蒙皮转轴334转动相应角度。
[0061]所述蒙皮单元331开启角度在气栅系统3设计阶段进行确定，目的在于蒙皮单元331开启后，使部分气流直接通过气栅通道31流向机翼2上表面，确保机翼2上表面气流分离涡在通过气栅隔板321的气流吹洗下，脱离机翼2上表面，进而改善飞行器I大迎角飞行空气绕流特性，延缓失速。
[0062]第三步，气栅隔板偏转；
[0063]由于大迎角飞行时，垂直尾翼和方向舵通常位于机身气流分离区内，造成飞行器I航向稳定性和操纵性明显降低，此时，可根据飞行控制系统6要求，当蒙皮组件33开启后，为加强飞行姿态控制能力，控制翼间气栅隔板321绕机翼弦线轴转动，气流流过偏转的气栅隔板321，将在气栅隔板321上产生侧向控制力F，进而提高飞行器I大迎角飞行的机动性和敏捷性，调整飞行器I飞行姿态。侧向控制力F的大小和方向与气栅隔板321面积、偏转角度、蒙皮组件33开启角度有关。
[0064]所述气栅隔板321偏转的控制过程为:气栅驱动装置35在飞行控制系统6的气栅偏转指令达到后，驱动气栅隔板转轴322转动，由于气栅转轴横向连杆324的作用，同一个气栅通道31内的气栅隔板321同时偏转相应角度，气流在气栅隔板321上产生的气动力通过气栅转轴前固定杆323和气栅转轴后固定杆325传递至机翼2及飞行器I。
[0065]采用本发明提供的基于翼间气栅系统的大迎角气流分离控制方法和控制装置，进行飞行器设计时采用如下的设计方法:
[0066]步骤一:飞行器总体建模
[0067]根据飞行器总体设计要求对飞行器进行初步三维建模，通过风洞试验或CFD技术对飞行器大迎角飞行空气流场进行分析。根据原始流场特性，初步确定需要布置气栅系统的位置及物理尺寸。
[0068]步骤二:气栅系统初步设计
[0069]a.结构设计。根据步骤一初步确定的气栅系统的位置和物理尺寸，进行气栅系统初步设计，需要确定气栅系统布局位置、数量、气栅通道物理尺寸、蒙皮组件结构形式。
[0070]b.控制策略设计。初步确定蒙皮压力波动范围、上下蒙皮压力差与开启条件关系、不同迎角、雷诺数下的蒙皮开启角度、气栅隔板偏转角度与侧向力系数关系等设计参数。
[0071]步骤三:气栅系统试验
[0072]根据步骤二所述设计，进行气栅系统与飞行器联合建模，并通过风洞试验或CFD模拟验证气栅系统对大迎角飞行的气流控制效果。
[0073]步骤四:气栅系统修正设计
[0074]根据步骤三试验效果，进行气栅系统修正设计，直到达到设计要求。
[0075]步骤五:气栅系统工作
[0076]气栅系统设计完毕后，进一步验证气栅系统在不同工况下的作用效果:
[0077]1.飞行状态判定
[0078]参考图2b，在飞行器I进行风洞试验或CFD模拟过程中，将飞行器I置于不同流场条件下，不断调整增大飞行器I迎角，当迎角α达到或超过设计值时，飞行控制系统感受迎角传感器5和压力传感器4信息，此时迎角达到失速迎角、机翼上下表面压力差达到设计值、或压力脉动幅值超过设计值，飞行控制系统判定飞行器已进入大迎角飞行状态，并且气流已经分离。
[0079]2.蒙皮开启及空气绕流改善
[0080]飞行控制系统判定飞行器进入大迎角飞行且气流分离后，由蒙皮启驱动装置34将按照控制策略根据设计开启蒙皮至一定角度，蒙皮开启后，部分气流直接通过气栅通道流向机翼上表面，机翼上表面分离涡在气栅气流吹洗下，脱离机翼上表面，进而改善飞行器大迎角飞行空气绕流特性，延缓失速。
[0081]3.气栅偏转及侧向力控制[0082] 当蒙皮组件开启后，此时，为加强飞行姿态控制能力，可按照飞行控制系统要求偏转气栅隔板，以便产生直接侧向控制力。蒙皮开启并且气栅隔板偏转后，气流流过偏转的气栅隔板，产生侧向控制力。侧向控制力的大小和方向与气栅隔板面积、偏转角度、蒙皮组件开启角度有关。
[0083]为了便于灵活控制，每个气栅系统中的气栅组件、机翼上下表面的蒙皮组件均单独有飞行控制系统控制。
[0084]实施例
[0085]在飞行器设计中，通常用二维翼型等效全机气动特性，因此气栅系统在机翼上的作用效果，也可以用二维翼型等效流场加以模拟。为便于说明本发明的实现过程和有益效果，下面以弦长为I米的NACA0012翼型在迎角30度、马赫数0.2时的空气绕流改善为例加以说明。
[0086]本发明实施例主要基于Fluent软件进行计算，计算结果会受到求解器、湍流模型等多种因素影响。
[0087]( I)原始翼型的流场分析
[0088]参考图8a、9a，对原始翼型进行流场分析，发现在迎角30度时，气流已完全分离，进入失速。图9a显示了原始流场速度矢量图。
[0089](2)气栅系统的初步设计
[0090]参考图Sb，显示了气栅系统初步设计计算模型。气栅系统设计初步如下:
[0091]?气栅通道位置:在飞行器的每个机翼上设置前后两个气栅系统，前部的气栅系统的气栅通道前壁面位于弦长22%处、气栅通道后壁面位于弦长39%处，后部气栅系统前壁面位于弦长85%处、后壁面位于弦长92%处。
[0092]?气栅通道壁面角度:前后两气栅系统的气栅通道前、后壁面与气动弦方向夹角均为65度，气栅通道后壁面与翼型上表面圆滑过渡。
[0093]?蒙皮组件:前部气栅系统的气栅通道上蒙皮子单元数量2片、形状NACA0012，长度0.08倍弦长，开启角度2度；前部气栅系统的气栅通道下蒙皮子单元数量3片、形状NACAOO12,长度0.04倍弦长,开启角度30度。后部气栅系统上蒙皮子单兀数量为3片，长度0.04倍弦长，开启角度为5度；下蒙皮子单元数量2片，长度0.04倍弦长，开启角度为30度。
[0094](3)气栅系统试验
[0095]经CFD计算，采用气栅系统后，压强分布和流场速度矢量如图8c、9c所示，由计算模拟可以看出，采用上述方法后，气流分离仍较为严重，在机翼前部即气栅系统未作用区域，仍有脱体涡产生，并不断从前至后发展，由此可见初步设计的气栅系统抑制气流分离效果不理想。
[0096](4)修正气栅系统设计
[0097]经CFD计算发现，开启气栅系统后气流分离开始区域主要位于翼型前部，即位于气栅系统未作用区域，因此，在修正设计中，考虑将气栅系统前移。
[0098]经试验后，在机翼前后分别设置气栅系统，计算模型如图9b所示，修正气栅设计如下:
[0099]前部气栅系统的气栅通道:[0100]?气栅通道位置:气栅通道前壁面位于弦长15%处、后壁面位于弦长39%处。
[0101]?气栅通道壁面角度:前后壁面与气动弦夹角均为65度，后壁面与翼型上表面圆滑过渡。
[0102]?上部蒙皮组件:数量3片、形状NACAOO12，长度0.08倍弦长，开启角度5度。
[0103]?下部蒙皮组件:数量5片，形状NACA0102，长度0.04倍弦长，开启角度30度。后部气栅系统的气栅通道:
[0104]?气栅通道位置:气栅通道前壁面位于弦长80%处、后壁面位于弦长90%处。
[0105]?气栅通道壁面角度:前后壁面与气动弦夹角均为65度，后壁面与翼型上表面圆滑过渡。
[0106]?上部蒙皮组件:数量3片、形状嫩0么0012，长度0.04倍弦长，开启角度10度。
[0107]?下部蒙皮组件:数量2片，形状NACA0102，长度0.04倍弦长，开启角度30度。
[0108](5)气栅系统工作效果
[0109]图8d和9d分别显示了修正气栅系统设计后压强分布和速度矢量分布。对比图Sc和8d以及9c、9d，可以看出修改设计后，在迎角30度时，空气绕流已经改善，机翼上表面分离涡脱离机翼。
[0110]图1Oa和图1Ob显不了修正设计后，米用气棚系统后的局部流场放大视图。从图中可以看出蒙皮开启后气流可以较为平滑的流过整个翼型。在蒙皮组件33开启后，气栅通道内形成高压，促使气流从机翼上表面蒙皮出口高速流出，进而使原分离涡吹离机翼表面，达到了改善气流分离的效果。图11显示了气栅隔板偏转产生侧向力原理示意图。从图中可以看出，气栅偏转角度δ后，对于每片气栅隔板来说相当与处于迎角为负δ的流场中，因此将产生垂直于气流方向的气动力即直接控制侧向力9。图12显示了气栅偏转剖面视图。图13显示了气栅系统中气栅隔板偏转后，在全机产生侧向直接控制力示意图。如图所示，在飞机机翼上左右分布设置气栅系统3L1、3L2、3R1、3R2，大迎角飞行时，当满足气栅系统开启条件后，蒙皮组件33开启，此时，为改变飞行姿态，可令气栅隔板321偏转，气流作用在偏转的气栅隔板上将产生侧向力9，进而产生了使飞机向机身右侧平移的直接控制力。
[0111]图14显示了气栅系统单独控制，产生滚转力矩示意图。在大迎角状态下改变飞行姿态是现代飞行器设计追求的目标之一。本发明可根据飞行控制系统要求，产生多种控制力和力矩。如图13所示，当飞行控制系统仅打开右侧气栅系统3R1、3R2蒙皮组件，并偏转其内部气栅隔板时，仅在机翼右侧产生侧向力，由此将产生滚转力矩。
【权利要求】
1.基于翼间气栅系统的大迎角飞行气流分离控制方法，其特征在于，所述控制方法包括如下步骤: 步骤一:飞行状态判定； 飞行控制系统根据迎角传感器感受飞行迎角姿态，压力传感器感受机翼上下表面压力，当迎角达到设定值，并且机翼上下表面压力差达到设定值或压力脉动达到设定值时，飞行控制系统判定飞行器已进入大迎角飞行状态，并且气流已经分离； 所述迎角传感器设置在飞行器的头部或者机翼； 步骤二:气栅系统中的蒙皮组件开启； 飞行控制系统判定飞行器进入大迎角飞行且气流分离后，由飞行控制系统控制气栅系统中的蒙皮组件开启，即蒙皮驱动装置开启蒙皮，蒙皮开启角度原则:机翼下方蒙皮开启角度等于迎角；机翼上方蒙皮开启角度在迎角小于45度时，以改善空气绕流，尽量使分离涡吹离机翼表面为原则；在迎角大于45度时，蒙皮开启角度与气流来流角度相一致，使气流直接通过机翼； 步骤三:气栅系统中的气栅隔板偏转产生侧向控制力； 当蒙皮开启后，按照飞行控制系统要求偏转气栅系统中的气栅隔板，气流流过偏转的气栅隔板，将在气栅隔板上产生侧向控制力。
2.根据权利要求1所述的基于翼间气栅系统的大迎角飞行气流分离控制方法，其特征在于:所述的气栅系统包括设置在机翼内`部的气栅组件和机翼上下表面的蒙皮组件，所述的气栅组件设置在机翼内部的气栅通道内，由气栅驱动装置驱动气栅隔板偏转，所述蒙皮组件由蒙皮驱动装置控制蒙皮偏转；所述气栅通道是在左右机翼内部对称位置设置，气栅通道由气栅通道前壁面、气栅通道后壁面和翼肋隔板组成；所述气栅组件由气栅隔板、气栅隔板转轴、气栅转轴前固定杆、气栅转轴后固定杆和气栅转轴横向连杆组成，气栅转轴前固定杆和气栅转轴后固定杆均固连于机翼内部，两端固定在翼肋上，方向是垂直于翼肋，整体位于气栅通道外侧；气栅隔板转轴依次穿过气栅转轴前固定杆、气栅通道前壁面、气栅通道后壁面和气栅转轴后固定杆，气栅转轴前固定杆和气栅转轴后固定杆将限定气栅隔板转轴移动自由度，使其只能进行轴向转动；在所述每个气栅隔板转轴上都固定一气栅隔板；各气栅隔板转轴与气栅转轴横向连杆铰接；所述蒙皮组件由蒙皮单元、蒙皮纵向连杆、蒙皮横向连杆、蒙皮转轴和蒙皮单元撑杆组成，其中蒙皮单元包括多个蒙皮子单元，蒙皮转轴穿过每个蒙皮子单元上的蒙皮转轴轴孔固连在翼肋上，每个蒙皮子单元分别通过蒙皮单元撑杆连接一个蒙皮纵向连杆，多个蒙皮纵向连杆连接一个蒙皮横向连杆，其中蒙皮子单元与蒙皮转轴之间为转动连接，蒙皮子单元与蒙皮单元撑杆为固定连接，蒙皮纵向连杆与蒙皮横向连杆之间为转动连接；所述的蒙皮横向连杆与蒙皮驱动装置连接。
3.根据权利要求2所述的基于翼间气栅系统的大迎角飞行气流分离控制方法，其特征在于:所述蒙皮驱动装置固连于机翼内部，蒙皮驱动装置与蒙皮横向连杆形成轴向连接，以保证蒙皮驱动装置带动蒙皮横向连杆后，气栅系统内蒙皮子单元同时开启指定角度；所述蒙皮驱动装置包括一个驱动电机，驱动电机输出轴与连接蒙皮横向连杆铰接，蒙皮横向连杆的移动带动蒙皮纵向连杆的移动，进而带动蒙皮中的每一个蒙皮子单元绕蒙皮转轴转动；所述气栅驱动装置包括一个驱动电机，所述驱动电机固定在气栅隔板转轴上，用于驱动气栅隔板转轴转动。
4.根据权利要求2所述的基于翼间气栅系统的大迎角飞行气流分离控制方法，其特征在于:所述气栅隔板沿气栅隔板转轴方向的长度等于气栅通道长度， 气栅隔板宽度等于所在位置的机翼厚度。
【文档编号】B64C9/00GK103552683SQ201310410472
【公开日】2014年2月5日 申请日期:2013年9月11日 优先权日:2013年9月11日
【发明者】刘嘉, 向锦武, 胡国才, 张颖, 任毅如, 孙阳, 刘勇, 赵志坚, 肖楚琬 申请人:中国人民解放军海军航空工程学院