[實用新型]一種飛行器前體非對稱渦控制裝置

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201120218920.2
• 申請日: 2011-06-27
• 公開（公告）號: CN202264883U
• 公開（公告）日: 2012-06-06
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 史志偉;耿璽;白亞磊
• 申請（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)
• 主分類號: B64C17/00
• 分類號: B64C17/00;B64C21/04
• 代理公司: 南京經(jīng)緯專利商標(biāo)代理有限公司 32200
• 代理人: 許方

技術(shù)領(lǐng)域

本實用新型涉及一種控制裝置，尤其涉及一種飛行器前體非對稱渦控制裝置，用于控制前體非對稱側(cè)向力，屬于流體控制技術(shù)領(lǐng)域。?

背景技術(shù)

第四代戰(zhàn)斗機在未來空戰(zhàn)設(shè)想的影響下，其研制過程中最突出的特征是具有隱身、超音速巡航、超視距攻擊和超機動性的所謂“4S”能力。而在近距空戰(zhàn)中，為了能夠獲得先敵開火的機會，要求飛機具有快速改變機動狀態(tài)和機動平面的能力，即具有更高的敏捷性。這也必然要求先進戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈或攔截導(dǎo)彈具有更好的機動能力。飛行器在既保持高機動性又強調(diào)敏捷性的要求下，必須采用過失速技術(shù)。采用過失速技術(shù)，飛行器往往會進入大迎角區(qū)域飛行。大量的事實和研究發(fā)現(xiàn)，在大迎角區(qū)域飛行時，即使飛行器的側(cè)滑角為0°，機身前體背風(fēng)區(qū)也會誘導(dǎo)出左右不對稱的背渦系，并且誘導(dǎo)產(chǎn)生出一個很大的側(cè)向力，同時伴有偏航和滾轉(zhuǎn)力矩，而且側(cè)向力的大小和方向變化的規(guī)律捉摸不定，此現(xiàn)象稱為“幻影側(cè)滑”。前體非對稱渦誘導(dǎo)產(chǎn)生的側(cè)向力，對飛行控制極為不利。到目前為止，對前體非對稱側(cè)向力的消除進行了大量的研究，并且取得了許多成果。但由于前體離整個飛行器的重心較遠，其產(chǎn)生的側(cè)向力的力臂很長，所以前體產(chǎn)生的側(cè)向力會引起很大的偏航力矩。而飛行器進入大迎角區(qū)域飛行時，傳統(tǒng)的氣動舵面控制效率大大降低或已經(jīng)失效，已經(jīng)不能夠提供足夠的橫航向氣動力矩?，F(xiàn)有的飛行器采用的解決辦法是通過發(fā)動機推力矢量技術(shù)來提供大迎角下的力矩，但目前的推力矢量技術(shù)大大增加了發(fā)動機的復(fù)雜程度。而如果能夠有效利用前體渦誘導(dǎo)產(chǎn)生的側(cè)向力來提供必要的力矩，將在不使用推力矢量的情況下同樣能夠獲得飛行器大迎角飛行時必要的控制力矩。研究表明，在前體加裝非定常振動片，通過改變振動片的振動平衡位置，能夠有效控制前體渦，從而實現(xiàn)對大迎角下的側(cè)向力進行控制。但該方法會導(dǎo)致飛行器前部外形的變化較大。?

二十世紀三十年代，羅馬尼亞科學(xué)家Henri-marie?Coanda發(fā)現(xiàn)了Coanda效應(yīng)，并對此作了初步研究。Coanda效應(yīng)也被稱為附壁效應(yīng)，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(yīng)的機理研究日趨完備，其在航空，射流控制技術(shù)，?以及附壁射流元件中得到了廣泛的應(yīng)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(dāng)射流在兩邊都有壁面的空間中流動時，射流會發(fā)生偏轉(zhuǎn)吸附于其中一側(cè)壁面上；改變射流發(fā)生偏轉(zhuǎn)處的壓力，原先的附壁流動的平衡狀態(tài)被打破，射流偏轉(zhuǎn)的方向發(fā)生改變吸附于另一側(cè)壁面上，并且保持穩(wěn)定的狀態(tài)。而且控制射流偏轉(zhuǎn)的能量即使很小，射流也會發(fā)生偏轉(zhuǎn)。如果不斷的改變射流偏轉(zhuǎn)處的壓力，射流的方向也隨著不斷改變，由此形成振蕩射流?？梢钥紤]將基于Coanda原理的附壁振蕩射流元件與現(xiàn)有吹吸氣的前體渦控制方式結(jié)合。?

實用新型內(nèi)容

本實用新型所要解決的技術(shù)問題在于克服現(xiàn)有吹吸氣的前體渦控制技術(shù)所存在的不足，提供一種結(jié)構(gòu)簡單、控制方便的飛行器前體非對稱渦控制裝置及其控制方法。?

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(shè)置于飛行器前體背風(fēng)區(qū)兩側(cè)的吹氣口和振蕩射流裝置；所述振蕩射流裝置包括用于產(chǎn)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(zhuǎn)控制口、以及兩個射流出口；所述控制裝置包括提供附壁振蕩射流元件所需控制壓力的控制壓力源，及與其連接的電磁閥；所述電磁閥的兩路出口分別與所述附壁振蕩射流元件的兩個射流方向偏轉(zhuǎn)控制口連接；所述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。?

進一步地，所述主射流源具有至少兩個出口，一個出口與所述附壁振蕩射流元件的射流入口連接，另一個出口與一個減壓閥連接作為所述控制裝置的控制壓力源。?

優(yōu)選地，所述主射流源包括一個設(shè)置于飛行器頭部迎風(fēng)區(qū)的壓力入口，以及恒壓氣罐；所述壓力入口通過導(dǎo)氣管與所述恒壓氣罐的入口連接。?

優(yōu)選地，所述主射流源的一個出口與附壁振蕩射流元件的射流入口通過一閥門連接。?

一種上述飛行器前體非對稱渦控制裝置的控制方法，在所述電磁閥的控制信號輸入端輸入方波控制信號，方波控制信號的高、低電平分別對應(yīng)于電磁閥與附壁振蕩射流元件連接的兩路出口一路打開、另一路關(guān)閉的兩種狀態(tài)；通過調(diào)整周期方波控制信號中高/低電平的占空比來調(diào)整飛行器兩側(cè)非對稱渦的強度。?