專利名稱：一種飛行器前體非對(duì)稱渦控制裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型涉及一種控制裝置，尤其涉及一種飛行器前體非對(duì)稱渦控制裝置，用于控制前體非對(duì)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(jī)在未來(lái)空戰(zhàn)設(shè)想的影響下，其研制過(guò)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(jī)動(dòng)性的所謂“4S”能力。而在近距空戰(zhàn)中，為了能夠獲得先敵開(kāi)火的機(jī)會(huì)，要求飛機(jī)具有快速改變機(jī)動(dòng)狀態(tài)和機(jī)動(dòng)平面的能力，即具有更高的敏捷性。這也必然要求先進(jìn)戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈或攔截導(dǎo)彈具有更好的機(jī)動(dòng)能力。飛行器在既保持高機(jī)動(dòng)性又強(qiáng)調(diào)敏捷性的要求下，必須采用過(guò)失速技術(shù)。采用過(guò)失速技術(shù)，飛行器往往會(huì)進(jìn)入大迎角區(qū)域飛行。大量的事實(shí)和研究發(fā)現(xiàn)，在大迎角區(qū)域飛行時(shí)，即使飛行器的側(cè)滑角為0°，機(jī)身前體背風(fēng)區(qū)也會(huì)誘導(dǎo)出左右不對(duì)稱的背渦系，并且誘導(dǎo)產(chǎn)生出一個(gè)很大的側(cè)向力，同時(shí)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(duì)稱渦誘導(dǎo)產(chǎn)生的側(cè)向力，對(duì)飛行控制極為不利。到目前為止，對(duì)前體非對(duì)稱側(cè)向力的消除進(jìn)行了大量的研究，并且取得了許多成果。但由于前體離整個(gè)飛行器的重心較遠(yuǎn)，其產(chǎn)生的側(cè)向力的力臂很長(zhǎng)，所以前體產(chǎn)生的側(cè)向力會(huì)引起很大的偏航力矩。而飛行器進(jìn)入大迎角區(qū)域飛行時(shí)，傳統(tǒng)的氣動(dòng)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(dòng)力矩?，F(xiàn)有的飛行器采用的解決辦法是通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量技術(shù)來(lái)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(dòng)機(jī)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(lái)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(shí)必要的控制力矩。研究表明，在前體加裝非定常振動(dòng)片，通過(guò)改變振動(dòng)片的振動(dòng)平衡位置，能夠有效控制前體渦，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)大迎角下的側(cè)向力進(jìn)行控制。 但該方法會(huì)導(dǎo)致飛行器前部外形的變化較大。二十世紀(jì)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(duì)此作了初步研究。Coanda效應(yīng)也被稱為附壁效應(yīng)，簡(jiǎn)單的說(shuō)就是流體總會(huì)沿著它所接觸到的彎曲表面流動(dòng)。Coanda效應(yīng)的機(jī)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(dòng)時(shí)，射流會(huì)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(dòng)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(huì)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。可以考慮將基于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(shí)用新型內(nèi)容本實(shí)用新型所要解決的技術(shù)問(wèn)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(jiǎn)單、控制方便的飛行器前體非對(duì)稱渦控制裝置及其控制方法。本實(shí)用新型的飛行器前體非對(duì)稱渦控制裝置，該裝置包括對(duì)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(lái)源的主射流源，以及對(duì)振蕩射流進(jìn)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(gè)射流方向偏轉(zhuǎn)控制口、以及兩個(gè)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(gè)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(gè)射流出口連接。進(jìn)一步地，所述主射流源具有至少兩個(gè)出口，一個(gè)出口與所述附壁振蕩射流元件的射流入口連接，另一個(gè)出口與一個(gè)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(gè)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(guò)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(gè)出口與附壁振蕩射流元件的射流入口通過(guò)一閥門連接。一種上述飛行器前體非對(duì)稱渦控制裝置的控制方法，在所述電磁閥的控制信號(hào)輸入端輸入方波控制信號(hào)，方波控制信號(hào)的高、低電平分別對(duì)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(kāi)、另一路關(guān)閉的兩種狀態(tài)；通過(guò)調(diào)整周期方波控制信號(hào)中高/ 低電平的占空比來(lái)調(diào)整飛行器兩側(cè)非對(duì)稱渦的強(qiáng)度。本實(shí)用新型通過(guò)方波信號(hào)主動(dòng)控制飛行器前體渦，使得前體渦誘導(dǎo)的側(cè)向力與方波控制信號(hào)的高/低電平占空比之間呈線性關(guān)系，實(shí)現(xiàn)了比例控制側(cè)向力的功能。其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，不采用機(jī)械結(jié)構(gòu)，不會(huì)因?yàn)闄C(jī)械振動(dòng)而引起整個(gè)結(jié)構(gòu)上的共振使得控制失效或引起結(jié)構(gòu)損傷。采用吹氣方式的控制幾乎不改變飛行器的外形?？刂魄绑w渦的振蕩射流的能量和控制射流方向偏轉(zhuǎn)的壓力信號(hào)能量均來(lái)自前體周圍流場(chǎng)，不需要額外的能量來(lái)源。另外， 本實(shí)用新型還具有控制迅速、反應(yīng)靈敏、簡(jiǎn)單易用、適用范圍廣等優(yōu)點(diǎn)。

圖1為附壁振蕩射流元件的結(jié)構(gòu)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(zhuǎn)控制口和右射流方向偏轉(zhuǎn)控制口，5-1、5-2分別為左射流出口和右射流出口；圖2A為射流向左偏轉(zhuǎn)的情況示意圖；圖2B為射流向右偏轉(zhuǎn)的情況示意圖；圖3為本實(shí)用新型的飛行器前體非對(duì)稱渦控制裝置原理框圖；圖4A為本實(shí)用新型的飛行器前體非對(duì)稱渦控制裝置一個(gè)方向的結(jié)構(gòu)透視圖；圖4B為本實(shí)用新型的飛行器前體非對(duì)稱渦控制裝置另一垂直方向的結(jié)構(gòu)透視圖；其中，a為飛行器頭部，b為迎風(fēng)區(qū)壓力入口，c為氣流導(dǎo)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分別為飛行器前部背風(fēng)區(qū)的左吹氣口和右吹氣口，h為減壓閥，i為電磁氣動(dòng)閥，i-l、i_2分別為電磁氣動(dòng)閥的左壓力出口和右壓力出口，j為微型計(jì)算機(jī)，k為A/D轉(zhuǎn)換卡。
具體實(shí)施方式

以下結(jié)合附圖對(duì)本實(shí)用新型的技術(shù)方案進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明本實(shí)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(gè)射流方向偏轉(zhuǎn)控制口 4，兩個(gè)射流出口 5。主要幾何參數(shù)為i肩距1 ；ii噴嘴寬度b;iii劈距d;iv分流劈夾角β。射流從射流入口 1流入，經(jīng)過(guò)噴嘴2，在附壁效應(yīng)的影響下，方向發(fā)生偏轉(zhuǎn)，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。 射流無(wú)論是向左偏還是向右偏，都是穩(wěn)定的。當(dāng)在射流方向偏轉(zhuǎn)控制口 4引入壓力信號(hào)的時(shí)候，就可以確定射流偏轉(zhuǎn)的方向。在左射流方向偏轉(zhuǎn)控制口 4-1加入低壓或者在右射流方向偏轉(zhuǎn)控制口 4-2加入高壓，射流向左偏轉(zhuǎn)，從左射流出口 5-1噴出，如圖2Β所示；在左射流方向偏轉(zhuǎn)控制口 4-1加入高壓或者在右射流方向偏轉(zhuǎn)控制口 4-2加入低壓，射流向右偏轉(zhuǎn)，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(zhuǎn)控制口加入高壓或者低壓，則射流左右交替偏轉(zhuǎn)，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(zhuǎn)控制口處引入控制射流偏轉(zhuǎn)的壓力值不需要很大，即其壓力遠(yuǎn)小于射流的壓力，而且對(duì)壓力信號(hào)的反應(yīng)迅速，給定壓力信號(hào)后即能在非常短的時(shí)間內(nèi)控制壓力的偏轉(zhuǎn)。利用上述附壁振蕩射流元件可得到本實(shí)用新型的飛行器前體非對(duì)稱渦控制裝置， 如圖4所示，飛行器頭部a的迎風(fēng)區(qū)適當(dāng)位置上選取一迎風(fēng)區(qū)壓力入口 b，引入正壓氣體，通過(guò)氣流導(dǎo)管c存儲(chǔ)到恒壓氣罐d中，作為振蕩射流的主射流源。當(dāng)然，射流來(lái)源也可利用壓縮機(jī)、氣泵等裝置來(lái)實(shí)現(xiàn)，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具有至少兩個(gè)出口，其中一個(gè)出口與一閥門e相連，閥門e之后連接到附壁振蕩射流元件f的射流入口 1，從而可通過(guò)該閥門e的打開(kāi)和關(guān)閉控制整個(gè)裝置的工作狀態(tài)。另外，如果選擇可根據(jù)外部控制信號(hào)調(diào)整射流流量的閥門，例如電磁閥等，則可根據(jù)雷諾數(shù)的不同，調(diào)整進(jìn)入附壁振蕩射流元件f的射流流量大小，使得本實(shí)用新型的飛行器前體非對(duì)稱渦控制裝置在不同雷諾數(shù)下均有很好的控制效果。附壁振蕩射流元件f的左射流出口 5-1通過(guò)氣流導(dǎo)管c連到飛行器前體上左吹氣口 g-Ι，附壁振蕩射流元件f的右射流出口 5-2通過(guò)氣流導(dǎo)管 c連到飛行器前體上右吹氣口 g_2。前體左右兩個(gè)吹氣口 g_l、g_2位于前體頭部左右對(duì)稱的適當(dāng)位置上，使得射流能夠有效的改變前體左右兩個(gè)渦的強(qiáng)度。恒壓氣罐d的另一個(gè)出口接減壓閥h，將恒壓氣罐中的氣體壓力減小到合適的大小，作為控制射流方向偏轉(zhuǎn)的壓力信號(hào)，即作為附壁振蕩射流元件f的控制壓力源。減壓閥h之后接電磁氣動(dòng)閥i，該電磁氣動(dòng)閥i有兩個(gè)壓力出口，分別為左壓力出口 i_l和右壓力出口 i_2，左壓力出口 i-Ι接到附壁振蕩射流元件f的左射流方向偏轉(zhuǎn)控制口 4-1，右壓力出口 i-2接到附壁振蕩射流元件f 的右射流方向偏轉(zhuǎn)控制口 4-2。電磁氣動(dòng)閥i的控制信號(hào)輸入端通過(guò)A/D轉(zhuǎn)換卡k與微型計(jì)算機(jī)j (可單獨(dú)設(shè)置也可共用飛行器現(xiàn)有機(jī)載計(jì)算機(jī))相連。微型計(jì)算機(jī)j輸出方波控制信號(hào)，通過(guò)A/D轉(zhuǎn)換卡k控制電磁氣動(dòng)閥i左、右壓力出口的壓力輸出。方波的控制方式為假如設(shè)置高電平控制電磁氣動(dòng)閥i左壓力出口 i_l打開(kāi)，右壓力出口 i-2關(guān)閉；低電平控制電磁氣動(dòng)閥i左壓力出口 i-Ι關(guān)閉，右壓力出口 i-2打開(kāi)；則當(dāng)控制信號(hào)為高電平時(shí)，電磁氣動(dòng)閥i的左壓力出口 i_l的壓力值大于右壓力出口 i-2的壓力，此時(shí)附壁振蕩射流元件f的左射流方向偏轉(zhuǎn)控制口 4-1的壓力大于右射流方向偏轉(zhuǎn)控制口 4-2的壓力，射流向右偏轉(zhuǎn)，射流從右吹氣口 g_2噴出，即方波的高電平控制射流從
5右吹氣口 g_2噴出；低電平控制電磁氣動(dòng)閥i右壓力出口 i_2為通路，右壓力出口 i-2的壓力值大于左壓力出口 i_l的壓力，此時(shí)射流控制元件f的左射流方向偏轉(zhuǎn)控制口 4-1的壓力小于右射流方向偏轉(zhuǎn)控制口 4-2的壓力，射流向左偏轉(zhuǎn)，射流從左吹氣口 g_l噴出，即方波的低電平控制射流從左吹氣口 g-Ι噴出。連續(xù)的給出方波信號(hào)，則射流交替的從左、 右吹氣口 g_l、g"2中噴出，形成振蕩射流。假如設(shè)置低電平控制電磁氣動(dòng)閥i左壓力出口 i-Ι打開(kāi)，右壓力出口 i_2關(guān)閉；高電平控制電磁氣動(dòng)閥i左壓力出口 i_l關(guān)閉，右壓力出口 i-2打開(kāi)；則方波的高電平控制射流從左吹氣口 g_l噴出，低電平控制射流從右吹氣口 g_2 噴出。設(shè)方波的周期為T，在一個(gè)周期內(nèi)高電平所占時(shí)間為τ，則低電平所占時(shí)間為 (Τ- τ )，f的值在[0，1]之間連續(xù)取值。從理論上，對(duì)應(yīng)的射流從右射流噴口 g_2噴出的時(shí)間為τ，射流從左射流噴口 g-Ι噴出的時(shí)間為(Τ- τ )，兩者噴射射流的時(shí)間之和為Τ，即為振蕩射流的振蕩周期。從而參數(shù)f亦是在一個(gè)振蕩射流周期中，右射流噴口噴出射流的時(shí)間比。因此，只要調(diào)整方波的參數(shù)，就可以對(duì)應(yīng)的調(diào)整振蕩射流的振蕩頻率和左右孔吹氣時(shí)間。振蕩射流的振蕩周期T很短。給定一個(gè)f的值，就可以確定前體左右兩個(gè)渦各自的
渦強(qiáng)度，對(duì)應(yīng)一個(gè)確定的側(cè)向力。不同的f的值對(duì)應(yīng)不同的前體渦的狀態(tài)，對(duì)應(yīng)不同的側(cè)
向力。如果射流對(duì)渦強(qiáng)度起到增強(qiáng)的作用，則當(dāng)f = o時(shí)，此時(shí)的左渦最強(qiáng)，右渦最弱，得到
向左的側(cè)向力且其值最大；當(dāng)| = 時(shí)，左渦和右渦的強(qiáng)度相等，此時(shí)沒(méi)有側(cè)向力，即側(cè)向
力為零；當(dāng)f = 1時(shí)，此時(shí)左渦最弱，右渦最強(qiáng)，得到向右的側(cè)向力且其值最大并與向左的最
大側(cè)向力的值相等。如果射流對(duì)渦強(qiáng)度起到削弱的作用，則當(dāng)f = 0時(shí)，此時(shí)的左渦最弱，
右渦最強(qiáng)，得到向右的側(cè)向力且其值最大；當(dāng)| = 時(shí)，左渦和右渦的強(qiáng)度相等，此時(shí)沒(méi)有
側(cè)向力，即側(cè)向力為零；當(dāng)f = 1時(shí)，此時(shí)左渦最強(qiáng)，右渦最弱，得到向左的側(cè)向力且其值最
大并與向右的最大側(cè)向力的值相等。且無(wú)論射流的作用是增強(qiáng)還是削弱渦強(qiáng)度，f的值與
側(cè)向力均成線性關(guān)系，當(dāng)f在W，l]內(nèi)連續(xù)變化時(shí)，就可以進(jìn)行比例控制側(cè)向力，實(shí)現(xiàn)對(duì)前
體非對(duì)稱渦的利用。而振蕩周期T與雷諾數(shù)有關(guān)，不同雷諾數(shù)下，獲得最佳控制效果的振蕩周期T不同，因此，振蕩周期T應(yīng)根據(jù)雷諾數(shù)選取。參數(shù)T和τ的改變通過(guò)在微型計(jì)算機(jī) j中設(shè)置方波信號(hào)的對(duì)應(yīng)的參數(shù)實(shí)現(xiàn)。通過(guò)對(duì)電磁閥的信號(hào)輸入端輸入不同的方波信號(hào)，就可以控制振蕩射流，改變飛行器前體非對(duì)稱渦的狀態(tài)，得到可控的側(cè)向力。本實(shí)用新型的飛行器前體非對(duì)稱渦控制裝置及其控制方法，能夠有效的實(shí)現(xiàn)主動(dòng)控制飛行器前體非對(duì)稱渦，比例控制側(cè)向力的目的。其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，使用方便，控制靈敏，幾乎不改變?cè)酗w行器外形，在前體非對(duì)稱渦的控制中具有較高的應(yīng)用價(jià)值。
權(quán)利要求1.一種飛行器前體非對(duì)稱渦控制裝置，其特征在于，該裝置包括對(duì)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(lái)源的主射流源，以及對(duì)振蕩射流進(jìn)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(gè)射流方向偏轉(zhuǎn)控制口、以及兩個(gè)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(gè)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(gè)射流出口連接。
2.如權(quán)利要求1所述飛行器前體非對(duì)稱渦控制裝置，其特征在于，所述主射流源具有至少兩個(gè)出口，一個(gè)出口與所述附壁振蕩射流元件的射流入口連接，另一個(gè)出口與一個(gè)減壓閥連接作為所述控制裝置的控制壓力源。
3.如權(quán)利要求2所述飛行器前體非對(duì)稱渦控制裝置，其特征在于，所述主射流源包括一個(gè)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(guò)導(dǎo)氣管與所述恒壓氣罐的入口連接。
4.如權(quán)利要求2所述飛行器前體非對(duì)稱渦控制裝置，其特征在于，所述主射流源的一個(gè)出口與附壁振蕩射流元件的射流入口通過(guò)一閥門連接。
專利摘要本實(shí)用新型公開(kāi)了一種飛行器前體非對(duì)稱渦控制裝置。該裝置包括對(duì)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附壁振蕩射流元件、主射流源，以及控制裝置；所述附壁振蕩射流元件包括射流入口、噴嘴、分流劈、兩個(gè)射流方向偏轉(zhuǎn)控制口、以及兩個(gè)射流出口；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(gè)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(gè)射流出口連接。本實(shí)用新型具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、可靠性高等優(yōu)點(diǎn)。
文檔編號(hào)B64C17/00GK202264883SQ201120218920
公開(kāi)日2012年6月6日 申請(qǐng)日期2011年6月27日 優(yōu)先權(quán)日2011年6月27日
發(fā)明者史志偉, 白亞磊, 耿璽 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)