[發明專利]基于翼間氣柵系統的大迎角飛行氣流分離控制裝置

有效

• 申請號: 201310410421.7
• 申請日: 2013-09-11
• 公開（公告）號: CN103552684A
• 公開（公告）日: 2014-02-05
• 發明（設計）人: 劉嘉;向錦武;胡國才;孫陽;張穎;任毅如;劉勇;趙志堅;肖楚琬
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍海軍航空工程學院
• 主分類號: B64C13/16
• 分類號: B64C13/16;B64C21/00
• 代理公司: 北京永創新實專利事務所 11121
• 代理人: 官漢增

技術領域

本發明屬于飛行器設計技術領域，涉及一種大迎角飛行氣流分離控制裝置，通過在機翼內部設置可偏轉氣柵隔板，影響機翼表面及內部氣流流動，從而達到延緩失速、提供側向力的目的。

背景技術

大迎角飛行機動能力是新一代飛行器設計基本要求之一。而大迎角機動飛行面臨的首要問題就是氣流分離引起的升阻比突降，即“失速”問題。如何延緩或控制氣流分離一直是空氣動力學領域研究熱點。目前采取的方法和技術主要有“前緣襟翼”、“前置鴨翼”、“翼身邊條”、設置“腹鰭”、“非對稱渦單孔位微吹氣”、“翼面吹氣”、“通過轉涙絲控制邊界層轉涙”等方法。上述方法都有些已在工程上實現，有些仍處于進行理論研究階段，實踐和理論證明上述方法均可在一定程度上改善飛行器大迎角飛行能力。但上述方法仍存在一些缺點和不足，具體表現在：

（1）大迎角飛行時，上述方法均無法避免垂尾進入機身氣流分離區，造成垂尾操縱效率降低，進而影響飛行器姿態改變能力；

（2）迎角超過一定范圍后，現有方法對氣流分離控制效果不理想。

因此，有必要提供一種新的大迎角飛行氣流控制方法，解決上述問題。

發明內容

本發明針對傳統機翼在大迎角飛行時氣流分流影響氣動特性的問題，提出了一種基于翼間氣柵系統的大迎角飛行氣流控制裝置，改善飛行器大迎角飛行空氣繞流特性，并為飛行器大迎角機動提供直接控制側向力。

本發明提供的基于翼間氣柵系統的大迎角飛行氣流控制裝置，包括迎角傳感器、壓力傳感器、飛行控制系統和氣柵系統，所述迎角傳感器布置于飛行器的頭部或機翼處；所述的壓力傳感器布置在機翼的上下表面，所述氣柵系統包括設置在上下表面的蒙皮組件及其內部的氣柵組件，所述迎角傳感器、壓力傳感器、氣柵組件和蒙皮組件均分別連接飛行控制系統，當飛行控制系統根據迎角傳感器和壓力傳感器的傳感信息判斷飛行器進入大迎角飛行，并且氣流分離后，啟動氣柵系統的蒙皮組件，實現對氣流分離的控制，同時啟動氣柵系統的氣柵組件使氣柵隔板偏轉，提供側向控制力。

本發明的優點在于：

（1）本發明可在飛行器大迎角飛行條件下按指定規律改善空氣繞流特性，適用于多種迎角狀態；

（2）本發明在大迎角飛行、方向舵和垂尾效率降低甚至失效情況下，可以提供一種新的直接側向控制力，可用于大迎角飛行改變飛行姿態和狀態，提高飛行器機動性和敏捷性。

附圖說明

圖1a和圖1b為設置有氣柵系統的飛行器示意圖；

圖2a為本發明提供的基于氣柵系統的控制方法原理框圖；

圖2b為本發明提供的控制方法中氣柵系統工作實施方式原理框圖；

圖3為本發明提供的控制裝置中氣柵系統整體結構示意圖；

圖4為氣柵通道結構示意圖；

圖5a為氣柵系統中氣柵隔板連接結構示意圖；圖5b為圖5a中局部視圖A的放大示意圖；

圖6為氣柵系統中蒙皮組件組成結構示意圖；

圖7a為蒙皮驅動裝置結構示意圖；圖7b為圖7a中局部視圖B的放大示意圖；

圖8a為二維翼型原始大迎角原始壓強分布圖；

圖8b為氣柵系統初步方案計算模型；

圖8c為二維翼型氣柵系統初步方案大迎角飛行壓強分布云圖；

圖8d為二維翼型氣柵系統修改后大迎角飛行壓強分布云圖；

圖9a為二維翼型大迎角飛行原始空氣流場速度矢量圖；

圖9b為氣柵系統修改后計算模型；

圖9c為二維翼型氣柵系統初步方案大迎角飛行速度矢量圖；

圖9d為二維翼型氣柵系統修改后大迎角飛行速度矢量圖；

圖10a和圖10b分別為二維翼型氣柵系統修改后前部和后部氣柵通道流場放大圖；

圖11為氣柵系統產生側向力結構原理圖；

圖12為氣柵偏轉剖面圖；

圖13為氣柵偏轉產生側向直接控制力示意圖；

圖14為氣柵系統單獨控制產生滾轉力矩示意圖。

圖中：

具體實施方式

下面結合附圖和實施例對本發明進行詳細說明。