專利名稱：飛行器前體非對稱渦控制裝置的制作方法
技術領域：
飛行器前體非對稱渦控制裝置技術領域[0001]本實用新型涉及一種飛行器前體非對稱渦控制裝置，用于消除飛行器大迎角飛行時由前體非對稱渦產生的不對稱側向力，屬于流體控制技術領域。
背景技術：
[0002]在未來空戰(zhàn)理念的要求下，現代高性能戰(zhàn)斗機或者戰(zhàn)術導彈需要有很好的飛行機動性和敏捷性。為獲得良好的機動性和敏捷性，戰(zhàn)斗機或戰(zhàn)術導彈往往需要進入大迎角區(qū)域飛行。大量的事實和研究發(fā)現，當迎角超過一定的值時，即使側滑角為0°，機身前體背風區(qū)會誘導出左右不對稱的背渦系，并且誘導產生出一個很大的側向力，同時伴有偏航和滾轉力矩，而且側向力的大小和方向變化的規(guī)律捉摸不定，此現象稱為“幻影側滑”。前體非對稱渦誘導產生的側向力，對飛行控制極為不利。目前，對前體非對稱渦的形成機理有了較明確的認識，即大迎角前體背渦系是一個不穩(wěn)定的非線性動力系統，即使很微弱的擾動都會影響到非對稱渦系。在消除前體非對稱渦的研究中也取得了相當多的進展，如在頭部安裝邊條，采用可轉動頭錐，頭部加裝非定常擾動片或者吹吸氣等方法。其中，吹吸氣的方式是通過吹吸氣改變前體某一側的渦量，即增加或者減少渦量的大小，來改變渦的強度，以消除渦的非對稱性程度，從而達到削弱非對稱側向力的目的。[0003]一篇中國實用新型專利(申請?zhí)枮?00810226310. X，申請日為2008年11月12日，
公開日為2009年5月6日，公開號為CN101423116A)公開了一種“大迎角非對稱渦單孔位微吹氣擾動主動控制方法及其裝置”，該裝置包括一個可旋轉吹氣頭部、微吹氣總成裝置及供氣和流量調節(jié)裝置，其中供氣和流量調節(jié)裝置由氮氣瓶、減壓閥、流量計、壓力表、氣體管路及單孔位微吹氣模型組成；由供氣和流量調節(jié)裝置產生的氣流通過可旋轉吹氣頭部吹入飛行器流場，起到對非對稱渦的控制作用。該裝置可通過對非對稱渦進行吹氣擾動達到削弱非對稱側向力的目的。但該裝置結構復雜、需占用較多有效載荷，且對非對稱渦的控制實時性差。實用新型內容[0004]本實用新型的目的在于克服現有非對稱渦控制技術的不足，提供一種飛行器前體非對稱渦控制裝置及控制方法。該裝置結構簡單，反應快速靈敏，且對飛行器外形改變小， 能夠自適應消除飛行器大迎角下前體非對稱渦產生的前體非對稱側向力。[0005]本實用新型的飛行器前體非對稱渦控制裝置該裝置包括對稱設置于飛行器前體背風區(qū)兩側的吹氣口和振蕩射流裝置；所述振蕩射流裝置包括用于產生振蕩射流的附壁振蕩射流元件，用于提供射流來源的主射流源，以及對振蕩射流進行控制的控制裝置；所述附壁振蕩射流元件包括射流入口、噴嘴、分流劈、兩個射流方向偏轉控制口、以及兩個射流出口 ；所述主射流源與附壁振蕩射流元件的射流入口連接；所述兩個吹氣口分別與所述附壁振蕩射流元件的兩個射流出口連接；所述附壁振蕩射流元件的兩個射流方向偏轉控制口分別與所述控制裝置連接。[0006]進一步地，所述控制裝置為一自適應反饋控制回路，包括對稱設置在飛行器前體背風區(qū)兩側的兩個壓力監(jiān)測孔，通過導氣管分別與附壁振蕩射流元件的一個射流方向偏轉控制口連接。更進一步地，所述主射流源包括一個設置于飛行器頭部迎風區(qū)的壓力入口，以及恒壓氣罐；所述壓力入口通過導氣管與所述恒壓氣罐的入口連接；所述恒壓氣罐的出口與所述附壁振蕩射流元件的射流入口連接。又進一步地，所述恒壓氣罐的出口通過一閥門與所述附壁振蕩射流元件的射流入口連接。本實用新型的飛行器前體非對稱渦控制方法，通過噴射射流對飛行器前體非對稱渦進行擾動，從而改變飛行器前體非對稱渦的強度或位置，所述射流通過上述任一技術方案所述飛行器前體非對稱渦控制裝置產生。相比現有技術，本實用新型能夠自適應消除前體非對稱渦，達到消除不對稱側向力的目的。其結構簡單，不采用機械結構，不會因為機械振動而引起整個結構上的共振使得控制失效或引起結構損傷。采用吹氣方式的控制幾乎不改變飛行器頭部的外形。自適應振蕩射流控制器的射流能量來源于飛行器前體外部周圍氣流，不需要額外輸入能量。另外，本實用新型還具有控制迅速、反應靈敏、效果明顯、適用條件廣等優(yōu)點。

圖1為本實用新型的附壁振蕩射流元件結構示意圖，其中，1為射流入口，2為噴嘴，3為分流劈，4-1、4-2分別為左射流方向偏轉控制口和右射流方向偏轉控制口，5-1、 5-2分別為左射流出口和右射流出口 ；圖2為射流偏轉示意圖，其中，圖2A顯示射流向左偏轉的情況，圖2B顯示射流向右偏轉的情況；圖3為本實用新型的飛行器前體非對稱渦控制裝置原理框圖；圖4為本實用新型的飛行器前體非對稱渦控制裝置結構示意圖，圖4A和圖4B為兩個相互垂直方向的透視圖；其中，a為飛行器頭部，b為迎風區(qū)壓力入口，c為氣流導管，d 為恒壓氣罐，e為氣流閥門，f為附壁振蕩射流元件，g-l>g-2分別為左吹氣口和右吹氣口， h-l、h_2分別為左背風區(qū)壓力監(jiān)測孔和右背風區(qū)壓力監(jiān)測孔。
具體實施方式
以下結合附圖對本實用新型的技術方案進行詳細說明本實用新型的思路是利用一個基于Coanda效應原理設計而成的附壁振蕩射流元件來產生振蕩射流，并通過在附壁振蕩射流元件的射流偏轉方向控制口引入壓力信號，改變射流的偏轉方向，產生從飛行器兩側的吹氣口交替噴射的振蕩射流，從而實現飛行器前體非對稱渦的控制，進而消除非對稱渦產生的側向力。二十世紀三十年代，羅馬尼亞科學家Henri-marie Coanda發(fā)現了 Coanda效應， 并對此作了初步研究。Coanda效應也被稱為附壁效應，簡單的說就是流體總會沿著它所接觸到的彎曲表面流動。Coanda效應的機理研究日趨完備，其在航空，射流控制技術，以及附壁射流元件中得到了廣泛的應用。利用Coanda原理可制成附壁振蕩射流元件。該元件的基本工作原理是當射流在兩邊都有壁面的空間中流動時，射流會發(fā)生偏轉吸附于其中一側壁面上；改變射流發(fā)生偏轉處的壓力，原先的附壁流動的平衡狀態(tài)被打破，射流偏轉的方向發(fā)生改變吸附于另一側壁面上，并且保持穩(wěn)定的狀態(tài)。而且控制射流偏轉的能量即使很小，射流也會發(fā)生偏轉。如果不斷的改變射流偏轉處的壓力，射流的方向也隨著不斷改變， 由此形成振蕩射流。用此方法可以制成附壁振蕩射流元件。本實用新型的附壁振蕩射流元件，如圖1所示，包括射流入口 1，噴嘴2，分流劈3，左右兩個射流方向偏轉控制口 4，兩個射流出口 5。主要幾何參數為i肩距1 ； ii噴嘴寬度b ；iii劈距d ；iv分流劈夾角β。射流從射流控制元件的射流入口 1流入，經過噴嘴2，在附壁效應的影響下，方向發(fā)生偏轉，或者向左偏或者向右偏，從左射流出口 5-1或者右射流出口 5-2噴出。當在射流方向偏轉控制口 4引入壓力信號的時候，就可以確定射流偏轉的方向。在左射流方向偏轉控制口 4-1加入低壓或者在右射流方向偏轉控制口 4-2加入高壓，射流向左偏轉，從左射流出口 5-1噴出， 如圖2Β所示；在左射流方向偏轉控制口 4-1加入高壓或者在右射流方向偏轉控制口 4-2加入低壓，射流向右偏轉，從右射流出口 5-2噴出，如圖2Α所示；交替地在左右射流方向偏轉控制口加入高壓或者低壓，則射流左右交替偏轉，從射流出口 5-1或5-2交替噴出，形成振蕩射流。該附壁振蕩射流元件在射流方向偏轉控制口處引入控制射流偏轉的壓力值不需要很大，即其壓力遠小于射流的壓力，而且對壓力信號的反應迅速，給定壓力信號后即能在非常短的時間內控制壓力的偏轉。[0018]利用上述附壁振蕩射流元件可得到本實用新型的飛行器前體非對稱渦控制裝置， 如圖4所示，在飛行器頭部a的迎風區(qū)適當位置上選取一個迎風區(qū)壓力入口 b，在有來流的情況下從壓力入口 b引入正壓氣體。引入的正壓氣體通過氣流導管c存儲到恒壓氣罐d中， 作為振蕩射流的射流來源。當然，射流來源也可利用壓縮機、氣泵等裝置來實現，但均需要占用較多的載荷和空間，且可靠性較差。恒壓氣罐d之后與一氣流閥門e相連。氣流閥門e 的作用是開關振蕩射流，在不需要振蕩射流的時候關閉閥門，則沒有射流產生，當需要振蕩射流的時候打開閥門，射流進入到附壁振蕩射流元件f中，振蕩射流裝置開始工作。氣流閥門e的出口連接到附壁振蕩射流元件f的射流入口 1。附壁振蕩射流元件f的左射流出口 5-1通過氣流導管c連到飛行器前體背風區(qū)上的左吹氣口 g_l，附壁振蕩射流元件f的右射流出口 5-2通過氣流導管c連到前體背風區(qū)上的右吹氣口 g_2。飛行器前體背風區(qū)上左右兩個吹氣口 g_l和g_2位于前體頭部適當的位置上，使得射流能夠有效的改變前體左右兩個渦的強度。附壁振蕩射流元件f的左、右兩個射流方向偏轉控制口 4-1和4-2分別與前體背風區(qū)的左右兩個壓力監(jiān)測孔h-Ι和h-2相連。壓力監(jiān)測孔h-l、h-2位于前體背風區(qū)的適當位置上，其作用是監(jiān)測背風區(qū)左右兩邊的壓力，實際上是監(jiān)測左右兩個渦的強度，并將壓力信號輸入到附壁振蕩射流元件f的射流方向偏轉控制口 4-1和4-2中，用以控制射流的偏轉方向，從而控制射流從左吹氣口 g_l噴出還是從右吹氣口 g_2噴出。整個裝置的原理如圖3所示。[0019]上述裝置的信號反饋回路中，兩個壓力監(jiān)測孔h_l、h-2與兩個射流方向偏轉控制口 4-1、4-2的對應連接順序取決于吹氣口向外側噴射的射流是增強還是減弱該側的前體非對稱渦強度，其與吹氣口設置的位置及開口形式有關。以下分別說明[0020](1)射流增強渦的強度。此時，左射流方向偏轉控制口 4-1與右壓力監(jiān)測孔h-2相連，右射流方向偏轉控制口 4-2與左壓力監(jiān)測孔h-Ι相連。當飛行器進入大迎角區(qū)域后，前體產生一對不對稱渦。假設起始時左渦強于右渦，則背風區(qū)左邊的壓力低于右邊，即左壓力監(jiān)測孔h-Ι的壓力低于右壓力監(jiān)測孔h-2。由于左射流方向偏轉控制口 4-1與右壓力監(jiān)測孔h-2相連，右射流方向偏轉控制口 4-2與左壓力監(jiān)測孔h-Ι相連，因此，左射流方向偏轉控制口 4-1的壓力高于右邊的，此時附壁振蕩射流元件f控制射流向右偏轉，射流從右吹氣口 g_2噴出，增強右渦的強度。當右渦的強度被增強到稍大于左渦時，左壓力監(jiān)測孔h-Ι測到的壓力大于右壓力監(jiān)測孔h-2的，附壁振蕩射流元件f又會控制射流立即向左偏轉，射流從左吹氣口 g_l噴出，增強左渦的強度。如此反復，附壁振蕩射流元件根據壓力監(jiān)測孔測得的壓力信號不斷的調整射流的偏轉方向，控制射流從左吹氣口 g-Ι或右吹氣口 g_2噴出，不斷的調整左右兩個渦的強度，使得左右兩個渦的強度達到動態(tài)相等，從而消除了前體不對稱側向力。(2)射流削弱渦的強度。此時，左射流方向偏轉控制口 4-1與左壓力監(jiān)測孔h-Ι相連，右射流方向偏轉控制口 4-2與右壓力監(jiān)測孔h-2相連。當飛行器進入大迎角區(qū)域后，前體產生一對不對稱渦。假設起始時左渦強于右渦，則背風區(qū)左邊的壓力低于右邊，即左壓力監(jiān)測孔h-Ι的壓力低于右壓力監(jiān)測孔h-2。由于左射流方向偏轉控制口 4-1與左壓力監(jiān)測孔h-Ι相連，右射流方向偏轉控制口 4-2與右壓力監(jiān)測孔h-2相連，因此，左射流方向偏轉控制口 4-1的壓力低于右邊的，此時，附壁振蕩射流元件f控制射流向左偏轉，射流從左吹氣口 g_l噴出，削弱左渦的強度。當左渦的強度被削弱到稍小于右渦時，左壓力監(jiān)測孔h-1 測到的壓力大于右壓力監(jiān)測孔h-2的，附壁振蕩射流元件f又會控制射流立即向右偏轉，射流從右吹氣口 g_2噴出，削弱右渦的強度。如此反復，附壁振蕩射流元件不斷的調整射流的偏轉方向，控制射流從左吹氣口 g_l或右吹氣口 g_2噴出，不斷的調整左右兩個渦的強度， 使得左右兩個渦的強度達到動態(tài)相等，從而消除了前體不對稱側向力。本實用新型的飛行器前體非對稱渦控制裝置在控制的過程中完全由器件自行調整控制，不需要人為干預，從而實現自適應控制。本實用新型設計的用于消除飛行器大迎角下前體非對稱側向力的飛行器前體非對稱渦控制裝置，能夠有效的實現自適應消除前體非對稱渦，消除非對稱側向力的目的。結構簡單，使用方便，控制靈敏，幾乎不改變原有飛行器外形，在前體非對稱渦的控制中具有較高的應用價值。
權利要求1.一種飛行器前體非對稱渦控制裝置，其特征在于，該裝置包括對稱設置于飛行器前體背風區(qū)兩側的吹氣口和振蕩射流裝置；所述振蕩射流裝置包括用于產生振蕩射流的附壁振蕩射流元件，用于提供射流來源的主射流源，以及對振蕩射流進行控制的控制裝置；所述附壁振蕩射流元件包括射流入口、噴嘴、分流劈、兩個射流方向偏轉控制口、以及兩個射流出口 ；所述主射流源與附壁振蕩射流元件的射流入口連接；所述兩個吹氣口分別與所述附壁振蕩射流元件的兩個射流出口連接；所述附壁振蕩射流元件的兩個射流方向偏轉控制口分別與所述控制裝置連接。
2.如權利要求1所述飛行器前體非對稱渦控制裝置，其特征在于，所述控制裝置為一自適應反饋控制回路，包括對稱設置在飛行器前體背風區(qū)兩側的兩個壓力監(jiān)測孔，通過導氣管分別與附壁振蕩射流元件的一個射流方向偏轉控制口連接。
3.如權利要求2所述飛行器前體非對稱渦控制裝置，其特征在于，吹氣口向外側噴射的射流增強該側的前體非對稱渦；所述兩個壓力監(jiān)測孔分別與附壁振蕩射流元件相對側的射流方向偏轉控制口連接。
4.如權利要求2所述飛行器前體非對稱渦控制裝置，其特征在于，吹氣口向外側噴射的射流減弱該側的前體非對稱渦；所述兩個壓力監(jiān)測孔分別與附壁振蕩射流元件相同側的射流方向偏轉控制口連接。
5.如權利要求2-4任一項所述飛行器前體非對稱渦控制裝置，其特征在于，所述主射流源包括一個設置于飛行器頭部迎風區(qū)的壓力入口，以及恒壓氣罐；所述壓力入口通過導氣管與所述恒壓氣罐的入口連接；所述恒壓氣罐的出口與所述附壁振蕩射流元件的射流入口連接。
6.如權利要求5所述飛行器前體非對稱渦控制裝置，其特征在于，所述恒壓氣罐的出口通過一閥門與所述附壁振蕩射流元件的射流入口連接。
專利摘要本實用新型公開了一種飛行器前體非對稱渦控制裝置。該裝置包括對稱設置于飛行器前體背風區(qū)兩側的吹氣口和振蕩射流裝置；振蕩射流裝置包括附壁振蕩射流元件、主射流源，以及控制裝置；附壁振蕩射流元件包括射流入口、噴嘴、分流劈、兩個射流方向偏轉控制口、以及兩個射流出口；主射流源與附壁振蕩射流元件的射流入口連接；兩個吹氣口分別與附壁振蕩射流元件的兩個射流出口連接；附壁振蕩射流元件的兩個射流方向偏轉控制口分別與控制裝置連接。本實用新型具有結構簡單、實時性好以及不對飛行器外形產生影響等優(yōu)點。
文檔編號B64C17/00GK202244076SQ201120218919
公開日2012年5月30日 申請日期2011年6月27日 優(yōu)先權日2011年6月27日
發(fā)明者史志偉, 白亞磊, 耿璽 申請人:南京航空航天大學