专利名称：基于吹气的机身大迎角俯仰力矩控制方法
技术领域：
本发明是一种采用吹气方式进行机身大迎角俯仰力矩控制的方法，属于航空航天技术领域。
背景技术：
现代战斗机为争取空中优势，对机动性的要求越来越高。为提高飞机的机动能 力，特别是大迎角机动能力，现代战斗机普遍采用放宽静稳定性的设计思想，如美国著 名的F-16和F-18战斗机，俄罗斯的Su-27战斗机等。采用放宽静稳定性设计的高机动 战斗机，焦点在重心之前，飞机是静不稳定的，飞行中主要靠主动控制系统(即自动增 稳系统)控制相应舵面，来保证飞机的稳定性。由于采用这种静不稳定性设计，飞机在 进行大迎角机动时，俯仰力矩随着迎角的增加而增加，会产生难以控制的抬头力矩。大 量研究表明，飞机大迎角俯仰力矩过大主要是由机身背风侧旋涡引起的，机身在大迎角 俯仰力矩贡献中起主控作用。现有的飞机俯仰力矩控制方法包括两大类第一，传统气动舵面控制；采用包 括鸭翼、平尾、襟翼、副翼等能产生低头力矩的气动舵面。第二，推力矢量控制；采用 后置于飞机尾部的推力矢量喷管。但由于飞机在大迎角状态下，传统气动舵面上流动分 离严重，舵面控制效率较低，而推力矢量控制技术实现难度大，因此有必要发展新型的 俯仰力矩流动控制技术。目前国内外研究中，均未见采用吹气方式对机身俯仰力矩进行 控制的方法。
发明内容
针对上述存在的问题和困难，本发明提出基于吹气的机身大迎角俯仰力矩控制 方法，为飞机设计和大迎角机动性能提供必要的控制策略和技术储备。当飞机进行大迎 角机动且传统气动控制舵面无法提供足够低头力矩时，利用在机身上设置的吹气缝进行 吹气控制。喷流在机身背风侧产生一定的逆压梯度环境，能够减弱机身旋涡强度、促使 机身涡破裂，从而产生足够的低头力矩，实现对机身俯仰力矩的控制。这是基于吹气的 机身大迎角俯仰力矩控制方法的物理基础。下面具体阐述本发明的实现方法。本发明的控制方法需要确定实施吹气控制的迎角范围。通过风洞测力实验、计 算或飞行试验等途径，获得机身俯仰力矩Cm随迎角α变化的曲线，从中选取机身产生 抬头力矩的迎角范围，即俯仰力矩Cm大于零的迎角范围α α2，这个范围即是机 身需要实施吹气控制的迎角范围。本发明的控制方法需要将吹气缝设置于机身背风侧。吹气缝沿机身展向布置， 吹气缝角度与机身轴线小于等于90度。吹气缝的长度、宽度和轴向位置任意选取。本发明的控制方法需要得到控制俯仰力矩所需的最小吹气动量系数Ov在机身 俯仰力矩Cm大于零的迎角范围内，实施不同吹气量的吹气控制，确定使机身俯仰力矩小 于零的最小吹气动量系数Ov实施控制时应使吹气动量系数大于等于最小吹气动量系数Cu0。
图1机身俯仰力矩随迎角变化曲线图2吹气缝设置示意3不同吹气动量系数下机身俯仰力矩随迎角变化曲线
具体实施例方式本发明的目的是给出一种基于吹气的机身俯仰力矩控制方法。本发明通过在机 身背风侧设置吹气缝进行吹气控制，可使机身在大迎角范围内俯仰力矩小于零，实现对 机身大迎角俯仰力矩的有效控制。具体技术方案如下基于吹气的机身大迎角俯仰力矩控制方法，其步骤如下步骤一确定实施机身吹气控制的迎角范围通过风洞测力手段对机身大迎角俯仰力矩特性进行研究，得到机身俯仰力矩随 迎角变化曲线，如图1示。机身俯仰力矩大于零的迎角范围为35度-55度。在这个范 围内无法产生足够的低头力矩，需要实施机身吹气控制。步骤二 吹气缝设置(如图2示)(1)将吹气缝设置于机身背风侧；(2)吹气缝沿机身展向布置；(3)吹气缝角度与机身轴线夹角θ小于等于90度；(4)吹气缝轴向位置、长度和宽度任意选取；步骤三俯仰力矩控制实施(1)在大迎角35度-55度的范围内实施吹气控制。吹气系统可采用某种稳定的 气源例如气瓶或从发动机引气等方式，要求从机身吹气缝喷出的喷流速度均勻、流量稳 定；(2)选择实施控制的吹气动量系数。图3为不同吹气量下机身俯仰力矩随迎角变 化曲线。当吹气动量系数Cu增加至0.035时，可使俯仰力矩在迎角35度-55度范围内 均小于零。因此最小吹气动量系数Cutl为0.035。最终选择实施控制的吹气动量系数Cu 应大于等于0.035。本发明能够应用于各种布局型式的高机动飞机。以上仅仅是本发明的案例，具 体参数不局限于此。
权利要求
1.基于吹气的机身大迎角俯仰力矩控制方法，其特征在于通过确定实施吹气控制 的迎角范围、吹气缝设置、俯仰力矩控制实施三个步骤，达到对机身大迎角俯仰力矩实 施有效控制的目的。
2.如权利要求1所述的基于吹气的机身大迎角俯仰力矩控制方法，其特征在于通 过风洞测力实验、计算或飞行试验等途径，获得机身需要实施俯仰力矩控制的迎角范 围，即俯仰力矩Cm大于零的迎角范围。
3.如权利要求1所述的基于吹气的机身大迎角俯仰力矩控制方法，其特征在于吹 气缝设置于机身的背风侧。
4.如权利要求1所述的基于吹气的机身大迎角俯仰力矩控制方法，其特征在于吹 气缝角度与机身轴线夹角θ小于等于90度。
5.如权利要求1所述的基于吹气的机身大迎角俯仰力矩控制方法，其特征在于实 施控制时吹气动量系数大于等于最小吹气动量系数Ov
6.一种根据权利要求1所述的基于吹气的机身大迎角俯仰力矩控制方法在各种布局形 式的高机动飞机上的应用。
全文摘要
本发明公开了基于吹气的机身大迎角俯仰力矩控制方法。为克服现代战斗机机身在大迎确机动时抬头力矩过大的问题。通过确定实施吹气控制的迎角范围、吹气缝设置、俯仰力矩控制实施三个步骤，实现对机身大迎角俯仰力矩的有效控制。
文档编号G05D17/02GK102009743SQ20101022378
公开日2011年4月13日 申请日期2010年7月1日 优先权日2010年7月1日
发明者王延奎, 田伟, 石伟, 董超, 邓学蓥, 马宝峰 申请人:北京航空航天大学