专利名称：一种消除飞行器非对称涡侧向力的装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及航空、航天及兵器工业，是一种消除飞行器非对称涡侧向力的装置。
背景技术：
战斗机或战术导弹等飞行器在大迎角状态下飞行时，飞行器背风区的流动由一些强度和位置都不对称的漩涡组成，这些非对称漩涡所产生的侧向力为飞行器的飞行和控制带来了很多不利因数。如何通过调控前体非对称涡来消除这些侧向力，是空气动力学家和科研机构一直在努力研究的技术难点。
在小迎角范围内(0°彡α <10° )，模型的绕流为附着稳定的流动，侧向力为零； 在中小迎角范围内(10°)，模型流动发生分离，在模型背风区卷起的一对旋向相反的对称涡，旋涡的空间位置随时间不发生变化，侧向力为零；在中等迎角范围内(20° < α <30° )，模型背风区流动为稳定的非对称背涡，由于旋涡强度较弱，因此侧向力较小；在大迎角范围内(30° < α <70° )，模型背风区流动为非对称背涡系，非对称涡的旋涡强度随着迎角的增加而增强，但由于主涡影响区域的减小，使得侧向力在此迎角范围内的变化趋势是先增加后降低；在很大迎角范围内(α >70° )，模型背风区后部为非定常分离流，在大部分后体上形成非定常脱落的涡，且随着迎角的增大非定常交替脱落的涡的区域在增大，侧向力显著减小，一直到(α =90° )形成卡门涡，侧向力平均值完全为零。
目前针对大迎角非对称漩涡的控制主要有以下几种措施1)在模型的头部打眼， 通过小孔脉动吹气的控制方式来控制侧向力的，其主要缺点是控制非对称涡所需要的吹气量大小与来流速度密切相关，也就是说飞行速度增加，吹气量也要相应增加，因此所需的能量也要增加，附加设备的重量代价较高；2)将模型头部改造成活动头锥，通过头锥的左右偏转或旋转以进行控制，显然这种方式的机构复杂，对模型的改动较大；3)在模型头部安放小扰动摆振机构，通过电机实现摆振机构的强迫振动，以较小的消耗能量实现对非对称涡的控制，从文献结果看这种控制方式的效果很好，但其小扰动摆振机构仍然很复杂，需要电源和控制机构的重量代价也较大，有时也不便于在模型头部有限空间的安置。
发明内容
为了消除细长体飞行器在大迎角飞行情况下由于非对称涡所产生的侧向力，并且不妨碍飞行器在其它迎角下的零侧力或小侧力状态下飞行，本发明提出了一种消除飞行器非对称涡侧向力的装置。
本发明包括薄膜支撑架和收放机构。以锥角大于42°的战斗机头部为载体，将自激振动膜安装在飞行器头部前方，通过电动伸缩杆在飞机轴线方向的伸缩运动实现其展开和收回。其具体方案是 在飞行器头部前正上方的蒙皮上开有收放缝，飞行器头部前端内分别安置小支架和大支架；电动伸缩杆位于小支架和大支架之间，并且电动伸缩杆的轴线与两个支架的中心连线重合；导轨位于飞行器轴线下方并飞行器轴线平行；导轨一端与飞行器头部的桁架固接，另一端与小支架下端的支架杆连接；连接筒位于安装在套筒上的夹紧箍与电动伸缩杆之间；连接筒套装在薄膜支撑架的套筒上，并通过滑块的连接板与连接筒一侧的两个连接片固连。
所述的薄膜支撑架包括薄膜、支撑簧片、斜撑簧片、薄膜加强筋、夹持芯、套筒和夹紧箍。薄膜支撑架中的夹持芯位于套筒内，夹紧箍套在套筒上，并且夹持芯和套筒的夹缝对应。薄膜的外形为直角三角形，并且该薄膜的顶角等于飞行器头部半锥角。薄膜的一个直边有与夹持芯相互垂直支撑簧片，另一个直边固定在夹持芯的夹缝内。支撑簧片的一端亦嵌入夹持芯内。斜撑簧片的表面粘接在薄膜上，并且该斜撑簧片的一端粘在支撑簧片上，另一端粘在夹持芯上。薄膜支撑架顶角端的套筒端头有圆球，该圆球的直径略大于套筒的外径；薄膜的斜边上有用橡皮带制作的薄膜加强筋。
所述的夹持芯的表面沿其轴线方向有夹缝，并且该夹缝在夹持芯的径向过夹持芯的圆心，止于夹持芯边缘处；在夹持芯的轴向止于距夹持芯端部。
所述的在套筒一端沿其母线方向开有夹缝，并且该夹缝的末端止于距套筒另一端端部；在套筒末端靠近支撑簧片的位置装有夹紧箍；套筒与夹紧箍之间有橡胶套圈。
所述的收放机构包括小支架和大支架、电动伸缩杆、导轨和滑块。小支架和大支架均位于飞行器轴线上，其中小支架距机头顶端的距离须使薄膜支撑架能够完全收进机头内，小支架与大支架之间的距离须满足电动伸缩杆行程的距离；小支架和大支架中间有圆孔；小支架和大支架与飞行器的机头桁架固接。电动伸缩杆的一端固定在大支架的中心孔内，另一端装入小支架的中心孔内，并能够在小支架的中心孔内滑动。导轨上开有滑槽，滑块位于导轨的滑槽内。滑块通过自身的连接板与夹连接筒固定连接。
电动伸缩杆通过电缆与飞机电源联接，通过信号线与飞机控制系统联接。
当飞机处于小迎角状态飞行时，自激振动结构收于机头内部。当飞机处于大迎角状态飞行时，由驾驶员或内部程序发出指令，电动伸缩杆伸长，将自激振动器推至机头前方。在气流的作用下，薄膜产生自激振动，产生非定常的绕流，实现对非对称涡的控制，消除侧向力。
本发明的自激振动膜安置于薄膜支撑架内，支撑架安放与细长体头部前方。当飞行器的飞行迎角位于大迎角飞行范围以内时，收放机构接受飞行员指令，弹出薄膜支撑架， 膜片在气流中自激振动，产生非定常的绕流，实现对非对称涡的控制，消除侧向力。当飞行器恢复小迎角状态下飞行时，收放机构接受飞行员指令将支撑架收回至细长体前体内部。
本发明利用薄膜的在气流中的自激振动，达到在大迎角情况下消除侧向力的效果，且不影响零侧力和微小侧力情况下的正常飞行，适用于锥角大于42°的飞行器。本发明具有结构简单、性能可靠的特点。
图1是自激振动器在飞行器头部前方的安放位置示意图； 图2是自激振动器在飞行器头部的安装示意图； 图3是薄膜支撑架结构图； 图4是薄膜支撑架的A-A视图； 图5是自激振动器的结构示意图； 图6是导轨和支撑架的配合示意图； 图7是支架的结构示意图； 图8是支架结构示意图的B向视图。其中 1.机体 2.铝合金套筒 3.支撑簧片4.薄膜加强筋5.薄膜 6.导轨 7.电动伸缩杆8小支架9.夹持芯 10.夹紧箍 11.橡胶套圈12.滑块 13.密封片 14.飞行器桁架 15.蒙皮 16.斜撑簧片 17.大支架 18.连接筒具体实施方案 本实施例是一种能够消除飞行器非对称涡侧向力的装置，包括薄膜支撑架和收放机构。
本实施例将薄膜支撑架安装在飞行器头部前方(如附图1所示)，并通过电动伸缩杆在飞机轴线方向的伸缩运动来实现其展开和收回。
如图3所示，薄膜支撑架包括薄膜5、支撑簧片3、斜撑簧片16、薄膜加强筋4、夹持芯9、套筒2和夹紧箍10。其中 薄膜5采用聚乙烯薄膜制作，其外形为直角三角形，并且该薄膜5的顶角等于飞行器头部半锥角。薄膜5斜边上有用橡皮带制作的薄膜加强筋4。薄膜5的一个直边粘接有支撑簧片3 ；另一个直边嵌入夹持芯9内，并用胶水粘牢。支撑簧片3与夹持芯9相互垂直；支撑簧片3的一端亦嵌入夹持芯9内。支撑簧片3与夹持芯9的直角间固定有斜撑簧片16 ；斜撑簧片16的表面粘接在薄膜上，并且该斜撑簧片16的一端粘在支撑簧片3上，另一端则粘在夹持芯9上，用于支撑加固支撑簧片3。
夹持芯9为圆形杆件，其直径为4mm，夹持芯9的表面沿其母线方向有夹缝，并且该夹缝在夹持芯9的径向过夹持芯9的圆心，止于夹持芯9边缘处，在夹持芯9的轴向止于距夹持芯9端部，本实施例中，该夹缝在夹持芯9母线方向止于距夹持芯9端头5mm处。夹缝长度比薄膜5直角三角形底边的长度长1cm。
套筒2为铝合金制作的薄壁中空杆件。套筒2内孔的孔径同夹持芯9直径；套筒 2的长度同夹持芯9的长度。在套筒2 —端沿其母线方向开有一条宽度约Imm的夹缝，并且该夹缝的末端止于距套筒2另一端端部，本实施例中，夹缝的末端止于距套筒2另一端端头5mm处。在套筒2末端靠近支撑簧片3的位置装有夹紧箍10，以固紧薄膜支撑架。套筒 2与夹紧箍10之间有橡胶套圈11。
夹紧箍10为中空回转体，并且该夹紧箍10的壳体沿其母线断开。在夹紧箍10圆周的两端头均有径向凸出的耳片；该耳片上均有同心的连接孔。夹紧箍10的内径同套筒2 的外径。
连接筒18为两个半圆筒。两个半圆筒扣合后的内径同套筒2的外径；在两个半圆筒的两端分别有径向延伸出的连接片；在连接片上均有同心的连接孔。
薄膜支撑架中的夹持芯9位于套筒2内，夹紧箍10套在套筒2上，并且夹持芯9 和套筒2的夹缝对应。支撑簧片3装入夹持芯9和套筒2的夹缝中。
收放机构包括两个支架、电动伸缩杆7、导轨6和滑块12。两个支架分别是小支架 8和大支架17。小支架8和大支架17均为“十”字形，并且在“十”字形的中心有圆孔。小支架8和大支架17两个支架8沿飞行器轴线布置，其中小支架8距机头顶端的距离须使薄膜支撑架能够完全收进机头内，小支架8与大支架17之间的距离须满足电动伸缩杆7行程的距离。本实施例中小支架8距机头顶端的距离为25cm小支架8和大支架17之间的距离亦为25cm。两个支架的长度和高度分别同所处飞行器头部位置的内径。
如图2所示。两个支架的四个端头分别固连在飞行器的桁架上。在小支架8和大支架17之间安装有电动伸缩杆7。电动伸缩杆7的轴线与两个支架的中心连线重合；电动伸缩杆7的一端固定在大支架17的中心孔内，另一端装入小支架8的中心孔内，并能够在小支架8的中心孔内滑动。
导轨6是截面为矩形的杆件。在导轨6的一个表面，沿其长度方向开有滑槽。该滑槽为倒置的三角形，在倒置三角形的底边上有与导轨6表面贯通的矩形槽。滑块12亦为倒置的三角形，在滑块12的底边上有连接板；连接板上部有贯通的连接孔。滑块12位于导轨6内的滑槽中；滑块12的连接板嵌入滑槽底边上的矩形槽，通过上部的连接孔，与夹连接筒18的连接片相互固定；在滑块12的连接板与连接筒18之间有密封片13。
安装时，在飞行器头部前19cm正上方的蒙皮上开2mm的收放缝。在头部离顶端 25cm和50cm截面处分别安置小支架8和大支架17 (如图2)。两个支架的四个端头与机头桁架铆接。电动伸缩杆7安装在小支架8和大支架17之间，并且电动伸缩杆7的固定端通过螺栓与大支架17的中心连接，伸缩端则通过连接筒18与套筒2的一端连接。导轨6 — 端与飞行器头部的桁架铆接，另一端则通过螺栓与小支架8下端的支架杆连接；导轨6与飞机轴线平行。如图5所示，滑块12嵌入导轨6的滑槽内，并能够沿导轨6滑动；滑槽口有密封圈13，以防止滑槽内的润滑油溅出。夹紧箍10套装在薄膜支撑架上。连接筒18套装在薄膜支撑架的套筒2上，并将滑块12的连接板夹在连接筒18 —侧的两个连接片之间，通过螺栓固紧连接；连接筒18位于安装在套筒2上的夹紧箍10与电动伸缩杆7之间。
薄膜支撑架顶角端的套筒端头有圆球，该圆球的直径略大于套筒的外径，当支撑架收入机头内时，该圆球仍留在蒙皮外，以避免薄膜支撑架被卡在蒙皮内不能顺利伸出机头。
电动伸缩杆7通过电缆与飞机电源联接，通过信号线与飞机控制系统联接。
当飞机处于小迎角状态飞行时，自激振动结构收于机头内部。当飞机处于大迎角状态飞行时，由驾驶员或内部程序发出指令，电动伸缩杆伸长，将自激振动器推至机头前方。在气流的作用下，薄膜产生自激振动，产生非定常的绕流，实现对非对称涡的控制，消除侧向力。
本实施例薄膜支撑架的制作过程是 1.依据飞行器头部的半锥角，用厚约0. Imm的聚乙烯薄膜剪取出顶角为飞行器头部半锥角的直角三角形，使其斜边长约为20cm，展开，铺平。
2.剪取长度约为22cm的橡皮带，将直角三角形薄膜的斜边卷起2圈，并在卷的过程中涂上环氧树脂胶水，形成薄膜加强筋4。
3.支撑簧片3为宽6mm、厚0. 2mm的铜片。将支撑簧片3粘在三角形薄膜5的高边上；将橡皮带的一端固定在支撑簧片3的上端，另一端置于夹持芯9的夹缝内。斜撑簧片 16用铜片制成，其宽为3mm，厚为0. 1mm，长为5cm。斜撑簧片16的一端固定在支撑簧片3 距底边约2/5的地方，另一端则固定在三角形底边上，用胶水粘牢，得到薄膜振动片。
4.选取直径为3. 5mm的塑料圆杆，将塑料圆杆一端沿直径用刀具向下劈开，在距底端约5mm的地方停止，形成夹持芯9。将薄膜振动片的底边嵌入到夹持芯9的夹缝中并绷紧，并用环氧树脂胶水粘结，形成了薄膜支撑架。
5.依据夹持芯9的尺寸，选取铝合金圆筒2，其长度同夹持芯的长度，其内径同夹持芯直径。将夹持芯9 一端沿母线方向开出宽约为1. 6mm的细缝，在距离底端约5mm的地方停止，形成套筒2。将薄膜支撑架沿夹持芯嵌入到套筒2中，并在簧片末端用夹紧箍10箍紧。
权利要求1.一种消除飞行器非对称涡侧向力的装置，其特征在于，所述的消除大迎角细长体侧 向力的装置包括薄膜支撑架和收放机构；在飞行器头部前正上方的蒙皮上开有收放缝，飞 行器头部前端内分别安置小支架(8)和大支架(17)；电动伸缩杆(7)位于小支架(8)和大 支架(17)之间，并且电动伸缩杆(7)的轴线与两个支架的中心连线重合；导轨(6)位于飞 行器轴线下方并飞行器轴线平行；导轨(6) —端与飞行器头部的桁架固接，另一端与小支 架(8)下端的支架杆连接；连接筒(18)套装在薄膜支撑架的套筒(2)上，并通过滑块(12) 的连接板与连接筒(18) —侧的两个连接片固连。
2.如权利要求1所述一种消除飞行器非对称涡侧向力的装置，其特征在于，薄膜支撑 架包括薄膜(5)、支撑簧片(3)、斜撑簧片(16)、薄膜加强筋(4)、夹持芯(9)、套筒(2)和夹 紧箍(10)；薄膜支撑架中的夹持芯(9)位于套筒(2)内，夹紧箍(10)套在套筒(2)上，并 且夹持芯(9)和套筒(2)的夹缝对应；薄膜(5)的外形为直角三角形，并且该薄膜(5)的顶 角等于飞行器头部半锥角；薄膜(5)的一个直边有与夹持芯(9)相互垂直支撑簧片(3)；另 一个直边固定在夹持芯(9)的夹缝内；支撑簧片(3)的一端亦嵌入夹持芯(9)内；斜撑簧片 (16)的表面粘接在薄膜上，并且该斜撑簧片(16)的一端粘在支撑簧片(3)上，另一端粘在 夹持芯(9)上。
3.如权利要求2所述一种消除飞行器非对称涡侧向力的装置，其特征在于，薄膜支撑 架顶角端的套筒端头有圆球，该圆球的直径略大于套筒的外径；薄膜(5)的斜边上有用橡 皮带制作的薄膜加强筋(4)。
4.如权利要求2所述一种消除飞行器非对称涡侧向力的装置，其特征在于，夹持芯(9) 的表面沿其轴线方向有夹缝，并且该夹缝在夹持芯(9)的径向过夹持芯(9)的圆心，止于夹 持芯(9)边缘处；在夹持芯(9)的轴向止于距夹持芯(9)端部。
5.如权利要求2所述一种消除飞行器非对称涡侧向力的装置，其特征在于，在套筒(2) 一端沿其母线方向开有夹缝，并且该夹缝的末端止于距套筒(2)另一端端部；在套筒(2) — 端装有夹紧箍(10)；套筒(2)与夹紧箍(10)之间有橡胶套圈(11)。
6.如权利要求1所述一种消除飞行器非对称涡侧向力的装置，其特征在于，收放机构 包括小支架(8)和大支架(17)、电动伸缩杆(7)、导轨(6)和滑块(12)；小支架(8)和大支 架(17)均位于飞行器轴线上，其中小支架(8)距机头顶端的距离须使薄膜支撑架能够完全 收进机头内，小支架(8)与大支架(17)之间的距离须满足电动伸缩杆(7)行程的距离；电 动伸缩杆(7)的一端固定在大支架(17)的中心孔内，另一端装入小支架(8)中心孔内，并 能够在小支架⑶的中心孔内滑动；导轨(6)上开有滑槽，滑块(12)位于导轨(6)的滑槽 内；滑块(12)通过自身的连接板与夹连接筒(18)固定连接。
7.如权利要求6所述一种消除飞行器非对称涡侧向力的装置，其特征在于，在滑块 (12)的连接板与连接筒(18)之间有密封片(13)。
8.如权利要求1所述一种消除飞行器非对称涡侧向力的装置，其特征在于，小支架(8) 和大支架(17)中心有安装孔；小支架(8)和大支架(17)与飞行器的机头桁架固接。
9.如权利要求1所述一种消除飞行器非对称涡侧向力的装置，其特征在于，电动伸缩 杆(7)通过电缆与飞机电源联接，通过信号线与飞机控制系统联接。
专利摘要一种消除飞行器非对称涡侧向力的装置，包括薄膜支撑架和收放机构。在飞行器头部前正上方的蒙皮上开有收放缝，飞行器头部前端内安置小支架(8)和大支架(17)。电动伸缩杆(7)位于两个支架之间，并且电动伸缩杆(7)的轴线与两个支架的中心连线重合。导轨(6)位于飞行器轴线下方并飞行器轴线平行。连接筒(18)套装在薄膜支撑架的套筒(2)上，并通过滑块(12)的连接板与连接筒(18)一侧的两个连接片固连。本实用新型通过电动伸缩杆在飞机轴线方向的伸缩运动实现薄膜(5)的展开和收回，在气流的作用下，薄膜产生自激振动，产生非定常的绕流，实现对非对称涡的控制，消除侧向力，结构简单、性能可靠，适用于战斗机或战术导弹等飞行器。
文档编号B64C17/00GK201592776SQ20102001962
公开日2010年9月29日 申请日期2010年1月14日 优先权日2010年1月14日
发明者张伟伟, 刘小波, 宋述芳, 叶正寅 申请人:西北工业大学