專利名稱：大攻角飛行器前體非對稱渦非定常小擾動控制結(jié)構(gòu)的制作方法
大攻角飛行器前體非對稱渦非定常小擾動控制結(jié)構(gòu)技術(shù)領域
本發(fā)明屬于航空航天飛行器領域，特別涉及一種大攻角非對稱渦非定常小擾動主動控制器件，用以實現(xiàn)對飛行器大迎角飛行時前體非對稱背渦/側(cè)向力的主動控制。
背景技術(shù)：
現(xiàn)代戰(zhàn)斗機為了獲得良好的高機動性和敏捷性，其飛行攻角往往達到大攻角范圍，有時甚至超過最大升力攻角。當攻角超過一定值時，即使在無側(cè)滑角情況下，在機身前體的背風區(qū)會形成非常復雜的左右非對稱背渦系，誘導產(chǎn)生一個很大的側(cè)向力，同時伴有偏航和滾轉(zhuǎn)力矩，而且側(cè)向力大小和方向變化的規(guī)律捉摸不定。大攻角下處在背風區(qū)內(nèi)的常規(guī)氣動舵面效率很低，已經(jīng)不能提供必要的橫側(cè)向控制氣動力和力矩，在這種情況下飛行器的運動和飛行控制變得十分困難，往往間接導致飛行事故。機身前體背風區(qū)的非對稱背渦系還會引發(fā)復雜的運動現(xiàn)象，如錐形運動、機翼搖擺。
多年來世界各國空氣動力學專家一直在研究大攻角前體非對稱渦系及其側(cè)向力控制這一航空航天領域中的重要而復雜的課題，大量的研究使人們逐漸認識到大攻角時飛行器前機身背風區(qū)的非對稱渦系是產(chǎn)生側(cè)向力的直接原因，側(cè)向力的方向和大小由這些強度和位置都不對稱的渦決定，控制了這些渦，就能控制飛行器的運動。
目前，在大攻角非對稱渦系和側(cè)向力控制方面也研究了各種控制技術(shù)，主要有前體吸氣、吹氣、可旋轉(zhuǎn)的非對稱外形頭錐、頭部邊條等，其中，頭部邊條雖可在一定程度上抑制側(cè)向力的幅值，但會引起額外的廢阻力和結(jié)構(gòu)增重問題；可旋轉(zhuǎn)頭部盡管能夠有效確定并改變側(cè)向力的方向，但無法控制消除側(cè)向力；采用頭部吹、吸氣控制技術(shù)可以改變側(cè)向力的方向和在一定范圍內(nèi)改變側(cè)向力的大小，但不能完全消除側(cè)向力；吹、吸氣系統(tǒng)需要附加的氣源、管路和控制閥門，還會引起額外的增重和能量消耗以及系統(tǒng)可靠性等一系列問題， 高昂的代價和收益的比值顯得非常不合理。
通過以上分析，本發(fā)明人對現(xiàn)有理論進行深入研究，試圖對大小和方向隨機變換的側(cè)向力加以控制，本案由此產(chǎn)生。發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題，是針對前述背景技術(shù)中的缺陷和不足，提供一種大攻角飛行器前體非對稱渦非定常小擾動控制結(jié)構(gòu)，其可實現(xiàn)以小的能量消耗控制大小和方向隨機變換的側(cè)向力，提高系統(tǒng)可靠性。
本發(fā)明為解決以上技術(shù)問題，所采用的技術(shù)方案是一種大攻角飛行器前體非對稱渦非定常小擾動控制結(jié)構(gòu)，包括小擾動片、旋轉(zhuǎn)擺振機構(gòu)、軸編碼器和直流電動機，旋轉(zhuǎn)擺振機構(gòu)與直流電動機的輸出軸連接，而小擾動片設于旋轉(zhuǎn)擺振機構(gòu)的輸出軸上；軸編碼器貼合旋轉(zhuǎn)擺振機構(gòu)設置，檢測小擾動片的擺振頻率值，并以脈沖信號的形式輸出。
采用上述方案后，本發(fā)明采用一種非定常高頻小擾動流動控制方式，以非定常方式在飛行器前體頭部兩側(cè)交替地輸入極小的擾動，當頻率超過一定閾值后，可以對飛行器大迎角飛行時無序變化的側(cè)向力加以有規(guī)律的控制，還可以通過改變小擾動片的擺振頻率和擾片的中立位置，實現(xiàn)大攻角飛行中側(cè)向力的控制。


圖1是本發(fā)明的結(jié)構(gòu)示意圖。
圖中具體標號為1小擾動片，2旋轉(zhuǎn)擺振輸出軸，3軸編碼器，4直流電動機具體實施方式
以下將結(jié)合附圖，對本發(fā)明的技術(shù)方案進行詳細說明。
如圖1所示，本發(fā)明提供一種大攻角飛行器前體非對稱渦非定常小擾動控制結(jié)構(gòu)，包括小擾動片1、旋轉(zhuǎn)擺振機構(gòu)2、軸編碼器3和直流電動機4，該控制結(jié)構(gòu)位于飛行器頭尖部的前端，下面分別介紹。
直流電動機4固定安裝于飛行器頭尖部的前端。
旋轉(zhuǎn)擺振機構(gòu)2與直流電動機4的輸出軸連接，而小擾動片1設于旋轉(zhuǎn)擺振機構(gòu) 2的輸出軸上，從而實現(xiàn)將直流電動機4的旋轉(zhuǎn)運動轉(zhuǎn)換為小擾動片1的旋轉(zhuǎn)擺振運動，從而實現(xiàn)對側(cè)向力的有效調(diào)控。
軸編碼器3貼合旋轉(zhuǎn)擺振機構(gòu)2設置，用于檢測小擾動片1的擺振頻率值，并以脈沖信號的形式輸出。
以上實施例僅為說明本發(fā)明的技術(shù)思想，不能以此限定本發(fā)明的保護范圍，凡是按照本發(fā)明提出的技術(shù)思想，在技術(shù)方案基礎上所做的任何改動，均落入本發(fā)明保護范圍之內(nèi)。
權(quán)利要求
1. 一種大攻角飛行器前體非對稱渦非定常小擾動控制結(jié)構(gòu)，其特征在于包括小擾動片、旋轉(zhuǎn)擺振機構(gòu)、軸編碼器和直流電動機，旋轉(zhuǎn)擺振機構(gòu)與直流電動機的輸出軸連接，而小擾動片設于旋轉(zhuǎn)擺振機構(gòu)的輸出軸上；軸編碼器貼合旋轉(zhuǎn)擺振機構(gòu)設置，檢測小擾動片的擺振頻率值，并以脈沖信號的形式輸出。
全文摘要
本發(fā)明公開一種大攻角飛行器前體非對稱渦非定常小擾動控制結(jié)構(gòu)，包括小擾動片、旋轉(zhuǎn)擺振機構(gòu)、軸編碼器和直流電動機，旋轉(zhuǎn)擺振機構(gòu)與直流電動機的輸出軸連接，而小擾動片設于旋轉(zhuǎn)擺振機構(gòu)的輸出軸上；軸編碼器貼合旋轉(zhuǎn)擺振機構(gòu)設置，用于檢測小擾動片的擺振頻率值，并以脈沖信號的形式輸出。此結(jié)構(gòu)可實現(xiàn)以小的能量消耗控制大小和方向隨機變換的側(cè)向力，提高系統(tǒng)可靠性。
文檔編號B64C21/02GK102514710SQ20111039395
公開日2012年6月27日 申請日期2011年12月2日 優(yōu)先權(quán)日2011年12月2日
發(fā)明者明曉, 顧蘊松 申請人:南京航空航天大學