一種減少飛艇氣動(dòng)阻力和提高姿態(tài)穩(wěn)定的流動(dòng)控制裝置制造方法
【專利摘要】本實(shí)用新型公開(kāi)了一種減少飛艇氣動(dòng)阻力和提高姿態(tài)穩(wěn)定的流動(dòng)控制裝置，所述飛艇包括主氣囊，設(shè)于主氣囊內(nèi)部的前副氣囊和后副氣囊；所述流動(dòng)控制裝置包括設(shè)于主氣囊內(nèi)表面的氣管，環(huán)設(shè)于主氣囊尾部分離點(diǎn)附近的若干組吹氣槽；所述吹氣槽進(jìn)氣口設(shè)于主氣囊內(nèi)表面，吹氣槽出氣口與主氣囊尾部外表面相切；所述氣管進(jìn)氣口分別與前副氣囊和后副氣囊出氣口連接，所述前副氣囊和后副氣囊出氣口處設(shè)有截止閥；所述氣管出氣口通過(guò)四通電磁閥與吹氣槽進(jìn)氣口連接；所述氣管出氣口側(cè)設(shè)有氣泵。本實(shí)用新型具有提高飛行性能、降低油耗等特點(diǎn)，對(duì)于飛艇的大型化和產(chǎn)業(yè)化具有較強(qiáng)的促進(jìn)作用和廣闊的應(yīng)用前景。
【專利說(shuō)明】一種減少飛艇氣動(dòng)阻力和提高姿態(tài)穩(wěn)定的流動(dòng)控制裝置
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本實(shí)用新型屬于浮空器設(shè)備及流動(dòng)控制【技術(shù)領(lǐng)域】，具體涉及一種減少飛艇氣動(dòng)阻力和提高姿態(tài)穩(wěn)定的流動(dòng)控制裝置。
【背景技術(shù)】
[0002]飛艇主要由主氣囊和副氣囊組成，其中主氣囊中為浮升氣體，提供主要升力；副氣囊中為空氣，用于在飛行高度發(fā)生變化后維持飛艇的內(nèi)外壓差不變。由于飛艇速度較低，易受到環(huán)境影響，導(dǎo)致在巡航過(guò)程中飛艇的攻角/側(cè)滑角相比一般飛行器較大，額外的氣動(dòng)阻力增大的燃油消耗，影響了飛艇的推廣和應(yīng)用。
[0003]目前，飛艇的氣動(dòng)減阻控制手段主要有主動(dòng)控制和被動(dòng)控制兩種，其中被動(dòng)控制主要是對(duì)飛艇進(jìn)行氣動(dòng)外形優(yōu)化及布局優(yōu)化，但存在耗費(fèi)時(shí)間長(zhǎng)、效果不明顯等缺點(diǎn)。
[0004]主動(dòng)流動(dòng)控制具有針對(duì)性強(qiáng)，目前針對(duì)飛艇主動(dòng)流動(dòng)控制減阻手段是對(duì)邊界層和尾流進(jìn)行主動(dòng)控制，主要有以下手段:在專利US3079106中，Gordon等在飛艇表面布置多孔材料，利用吊艙內(nèi)的大型風(fēng)機(jī)和泵將氣流從孔內(nèi)加速流出，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛艇表面氣流邊界層的控制，從而達(dá)到減阻的目的；在專利US2009/0200416 Al中，Yee等利用在飛艇后部布置大量的微型推進(jìn)器和記憶金屬制成的擾流板來(lái)加快尾部氣流速度以減少氣流分離，利用推進(jìn)器進(jìn)行飛艇姿態(tài)控制并實(shí)現(xiàn)流動(dòng)控制減阻；此外，國(guó)內(nèi)采用了從飛艇的前緣駐點(diǎn)到后緣開(kāi)流動(dòng)弓I射孔，將部分外部流動(dòng)轉(zhuǎn)變?yōu)閮?nèi)部流動(dòng)從引射孔導(dǎo)出，前緣駐點(diǎn)弓I射孔的高壓氣流對(duì)后緣低能量區(qū)域進(jìn)行補(bǔ)充，減小壓差阻力；飛機(jī)機(jī)翼上也利用噴流/射流等手段，來(lái)擴(kuò)大機(jī)翼表面層流范圍，達(dá)到氣動(dòng)減阻的目的。
[0005]在上述主動(dòng)流動(dòng)控制手段中，利用風(fēng)機(jī)和泵進(jìn)行流動(dòng)控制原理簡(jiǎn)單，但由于氣源等裝置放置在吊艙內(nèi)，與囊體上表面出口相對(duì)較遠(yuǎn)，為了保證氣體流動(dòng)速度，風(fēng)機(jī)和泵的功率相對(duì)較大、質(zhì)量較重，嚴(yán)重影響了在飛行器上的應(yīng)用；利用微型推進(jìn)器和擾流板的方案具有減阻效果明顯、姿態(tài)控制精度高等優(yōu)點(diǎn)，但系統(tǒng)設(shè)計(jì)/控制復(fù)雜、費(fèi)用高，難以在中型飛艇上應(yīng)用；駐點(diǎn)引射通過(guò)將飛艇頭部駐留的氣流引射至尾流上，但由于飛艇的速度一般較低，較大的引射管道直徑才能明顯降低飛艇壓差阻力，引射管道帶來(lái)結(jié)構(gòu)重量將導(dǎo)致飛艇體積增大，且不能有效抑制由于攻角/側(cè)滑角在飛艇表面產(chǎn)生的氣流分離；由于受到氣源、工作原理、飛艇的氣囊為柔性材料等條件限制，在飛機(jī)上應(yīng)用的噴流/射流手段很難直接應(yīng)用于飛艇。
[0006]當(dāng)飛艇具有一定向上俯仰角飛行時(shí)，由于重力的原因，單副氣囊中的空氣將移動(dòng)到后端，若不及時(shí)調(diào)整，飛艇的抬頭趨勢(shì)將越來(lái)越大，給飛行帶來(lái)安全隱患。
[0007]目前，國(guó)內(nèi)外對(duì)于中大型飛艇一般采用多副氣囊來(lái)減少空氣流動(dòng)，并通過(guò)同時(shí)充/放不同副氣囊中的空氣來(lái)調(diào)整姿態(tài)平衡。
實(shí)用新型內(nèi)容
[0008]本實(shí)用新型旨在克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種減少飛艇氣動(dòng)阻力和提高姿態(tài)穩(wěn)定的流動(dòng)控制裝置。
[0009]為了達(dá)到上述目的，本實(shí)用新型提供的技術(shù)方案為:
[0010]一種減少飛艇氣動(dòng)阻力和提高姿態(tài)穩(wěn)定的流動(dòng)控制裝置，所述飛艇包括主氣囊，設(shè)于主氣囊內(nèi)部的前副氣囊和后副氣囊；所述流動(dòng)控制裝置包括設(shè)于主氣囊內(nèi)表面的氣管，環(huán)設(shè)于主氣囊尾部分離點(diǎn)附近的若干組吹氣槽；所述吹氣槽進(jìn)氣口設(shè)于主氣囊內(nèi)表面，吹氣槽出氣口與主氣囊尾部外表面相切；所述氣管進(jìn)氣口分別與前副氣囊出氣口及后副氣囊出氣口連接，所述前副氣囊出氣口和后副氣囊出氣口處設(shè)有截止閥；所述氣管出氣口通過(guò)四通電磁閥與吹氣槽進(jìn)氣口連接；所述氣管出氣口側(cè)設(shè)有氣泵。
[0011]其中，所述前副氣囊和后副氣囊底部設(shè)有風(fēng)機(jī)組件。所述主氣囊尾部分離點(diǎn)附近環(huán)設(shè)有四組吹氣槽。所述吹氣槽由10?100個(gè)吹氣槽單體組成。所述吹氣槽單體高度為
0.5?10cm。所述氣泵處于主氣囊內(nèi)靠近上表面氣流分離的位置。所述流動(dòng)控制裝置還包括設(shè)于飛艇上的飛艇姿態(tài)及速度傳感器。
[0012]下面結(jié)合設(shè)計(jì)及工作原理對(duì)本實(shí)用新型作進(jìn)一步說(shuō)明:
[0013]本實(shí)用新型在飛艇主氣囊尾部分離點(diǎn)附近上環(huán)設(shè)多組由吹氣槽單體組成的吹氣槽，均勻布置在囊體上下左右四個(gè)面上；吹氣槽單體為狹長(zhǎng)形狀，高0.5?10cm，每10?100個(gè)吹氣槽單體構(gòu)成一組吹氣槽聯(lián)合工作；吹氣槽的進(jìn)氣口在主氣囊內(nèi)表面，出氣口與囊體外表面相切。氣管均敷設(shè)在主氣囊內(nèi)表面上，并用繩索固定。風(fēng)機(jī)組件由風(fēng)機(jī)和閥門(mén)等部分組成。根據(jù)需要，每個(gè)風(fēng)機(jī)組件上可布置一個(gè)或多個(gè)風(fēng)機(jī)，用于給副氣囊補(bǔ)充空氣，閥門(mén)用于排出副氣囊中多余的空氣。設(shè)于副氣囊和后副氣囊出氣口處的截止閥由飛控計(jì)算機(jī)控制其工作。傳感器主要測(cè)量飛艇姿態(tài)和飛行速度夾角，為飛行過(guò)程中的自主控制和地面控制提供控制輸入。氣泵布置在主氣囊內(nèi)靠近上表面氣流分離的位置，氣泵與風(fēng)機(jī)的流量相同，并可根據(jù)需要利用一個(gè)或多個(gè)氣泵工作。四通電磁閥安裝氣泵后部，根據(jù)飛控計(jì)算機(jī)的控制指令分配氣流出口，將氣流從吹氣槽中吹出。
[0014]本實(shí)用新型克應(yīng)用在大中型飛艇上，特別是擁有多個(gè)副氣囊的飛艇。
[0015]參見(jiàn)圖2和3，本實(shí)用新型工作過(guò)程如下:
[0016]當(dāng)一個(gè)體積為2000m3飛艇以15m/s的速度飛行時(shí)，當(dāng)艇上傳感器檢測(cè)到飛艇攻角大于15°飛行時(shí)，打開(kāi)后副氣囊上的截止閥，同時(shí)打開(kāi)氣泵和前副氣囊上的風(fēng)機(jī)組件，將空氣傳輸?shù)剿耐姶砰y中后從主氣囊尾部上部的吹氣槽中吹出形成射流，從而減少氣流分離帶來(lái)的氣動(dòng)阻力；同樣地，當(dāng)處于-15°攻角飛行時(shí)，則打開(kāi)前副氣囊上的截止閥和后副氣囊上的風(fēng)機(jī)組件，空氣從主氣囊尾部下部的吹氣槽中吹出形成射流；當(dāng)飛艇的側(cè)滑角大于15°飛行時(shí)，同時(shí)打開(kāi)前后副氣囊上的截止閥和氣泵，并將空氣傳輸?shù)綄?duì)應(yīng)的主氣囊尾部側(cè)面吹氣槽組上吹出形成射流，從而減少氣流分離產(chǎn)生的氣動(dòng)阻力約656N。
[0017]當(dāng)飛艇處于較小攻角/側(cè)滑角飛行時(shí)，通過(guò)關(guān)閉所有截止閥和流動(dòng)控制裝置電源，前后副氣囊上的風(fēng)機(jī)組件同時(shí)工作，按照所設(shè)定的壓力范圍自動(dòng)控制充氣和放氣；當(dāng)需要流動(dòng)控制裝置進(jìn)行工作時(shí)，打開(kāi)相應(yīng)的截止閥和對(duì)應(yīng)的風(fēng)機(jī)組件進(jìn)行工作。
[0018]此外，飛艇在飛行過(guò)程中俯仰角大于15°時(shí)，同時(shí)打開(kāi)后副氣囊上截止閥和前副氣囊的風(fēng)機(jī)組件工作，調(diào)整前后副氣囊中的空氣使姿態(tài)趨于平衡；同樣地，當(dāng)處于俯仰角小于-15°時(shí)，打開(kāi)前副氣囊上截止閥和后副氣囊上的風(fēng)機(jī)組件來(lái)進(jìn)行調(diào)整；當(dāng)姿態(tài)平穩(wěn)后，則關(guān)閉所有截止閥，前后風(fēng)機(jī)組件共同工作，按照壓力控制原則自動(dòng)控制。[0019]本實(shí)用新型的流動(dòng)控制裝置在減小壓差阻力的同時(shí)，利用產(chǎn)生的連續(xù)氣流抑制附面層分離，有效的減少了飛艇在大攻角/側(cè)滑角情況下的氣動(dòng)阻力，降低了在抗風(fēng)飛行過(guò)程中的動(dòng)力需求和燃油消耗，提高了飛行時(shí)間和有效載荷能力。
[0020]總之，本實(shí)用新型充分利用了現(xiàn)有飛艇系統(tǒng)上的部件作為氣源，根據(jù)調(diào)整前后副氣囊中空氣質(zhì)量來(lái)調(diào)整姿態(tài)的方法，將多余的空氣傳輸至飛艇后部并以一定速度噴出，降低由于氣流分離產(chǎn)生的氣動(dòng)阻力。在對(duì)氣動(dòng)減阻的同時(shí)實(shí)現(xiàn)了對(duì)副氣囊中空氣質(zhì)量的控制，確保飛行姿態(tài)的平穩(wěn)。本實(shí)用新型具有提高飛行性能、降低油耗等特點(diǎn)，對(duì)于飛艇的大型化和產(chǎn)業(yè)化具有較強(qiáng)的促進(jìn)作用和廣闊的應(yīng)用前景。
【專利附圖】

【附圖說(shuō)明】
[0021]圖1為本實(shí)用新型結(jié)構(gòu)示意圖；
[0022]圖2是飛艇在15°攻角情況下，艇體后部流場(chǎng)的情況圖；此時(shí)艇體后部存在較大的漩渦，氣動(dòng)阻力系數(shù)約為0.1;
[0023]圖3是在15°攻角情況下，開(kāi)啟本實(shí)用新型流動(dòng)控制裝置后的流場(chǎng)情況圖；此時(shí)艇體后部的漩渦被射流吹破，氣動(dòng)阻力系數(shù)約為0.07。
[0024]圖中:1、主氣囊；2、前副氣囊；3、后副氣囊；4、氣管；5、吹氣槽；6、四通電磁閥；7、氣泵；8、截止閥；9、風(fēng)機(jī)組件。
【具體實(shí)施方式】
[0025]實(shí)施例1
[0026]參見(jiàn)圖1，一種減少飛艇氣動(dòng)阻力和提高姿態(tài)穩(wěn)定的流動(dòng)控制裝置，所述飛艇包括主氣囊1，設(shè)于主氣囊I內(nèi)部的前副氣囊2和后副氣囊3 ;，所述流動(dòng)控制裝置包括設(shè)于主氣囊I內(nèi)表面的氣管4，環(huán)設(shè)于主氣囊I尾部分離點(diǎn)附近的四組吹氣槽5 ;所述吹氣槽5進(jìn)氣口設(shè)于主氣囊I內(nèi)表面，吹氣槽5出氣口與主氣囊I尾部外表面相切；所述氣管4進(jìn)氣口分別與前副氣囊2出氣口及后副氣囊3出氣口連接，所述前副氣囊2出氣口和后副氣囊3出氣口處設(shè)有截止閥8 ;所述氣管4出氣口通過(guò)四通電磁閥6與吹氣槽5進(jìn)氣口連接；所述氣管4出氣口側(cè)設(shè)有氣泵7，氣泵7處于主氣囊I內(nèi)靠近上表面氣流分離的位置。
[0027]所述前副氣囊2和后副氣囊3底部設(shè)有風(fēng)機(jī)組件9。所述吹氣槽5由10?100個(gè)吹氣槽單體組成。所述吹氣槽單體高度為0.5?10cm。所述流動(dòng)控制裝置還包括設(shè)于飛艇上的飛艇姿態(tài)及速度傳感器。
【權(quán)利要求】
1.一種減少飛艇氣動(dòng)阻力和提高姿態(tài)穩(wěn)定的流動(dòng)控制裝置，所述飛艇包括主氣囊(1)，設(shè)于主氣囊(I)內(nèi)部的前副氣囊(2)和后副氣囊(3);其特征在于，所述流動(dòng)控制裝置包括設(shè)于主氣囊(I)內(nèi)表面的氣管(4)，環(huán)設(shè)于主氣囊(I)尾部分離點(diǎn)附近的若干組吹氣槽(5);所述吹氣槽(5)進(jìn)氣口設(shè)于主氣囊(I)內(nèi)表面，吹氣槽(5)出氣口與主氣囊(I)尾部外表面相切；所述氣管(4)進(jìn)氣口分別與前副氣囊(2)出氣口及后副氣囊(3)出氣口連接，所述前副氣囊(2)出氣口和后副氣囊(3)出氣口處設(shè)有截止閥(8);所述氣管(4)出氣口通過(guò)四通電磁閥(6)與吹氣槽(5)進(jìn)氣口連接；所述氣管(4)出氣口側(cè)設(shè)有氣泵(7)。
2.如權(quán)利要求1所述的流動(dòng)控制裝置，其特征在于，所述前副氣囊(2)和后副氣囊(3)底部設(shè)有風(fēng)機(jī)組件(9)。
3.如權(quán)利要求1或2所述的流動(dòng)控制裝置，其特征在于，所述主氣囊(I)尾部分離點(diǎn)附近環(huán)設(shè)有四組吹氣槽(5)。
4.如權(quán)利要求3所述的流動(dòng)控制裝置，其特征在于，所述吹氣槽(5)由10?100個(gè)吹氣槽單體組成。
5.如權(quán)利要求4所述的流動(dòng)控制裝置，其特征在于，所述吹氣槽單體高度為0.5?IOcm0
6.如權(quán)利要求1所述的流動(dòng)控制裝置，其特征在于，所述氣泵(7)處于主氣囊(I)內(nèi)靠近上表面氣流分離的位置。
7.如權(quán)利要求1所述的流動(dòng)控制裝置，其特征在于，所述流動(dòng)控制裝置還包括設(shè)于飛艇上的飛艇姿態(tài)及速度傳感器。
【文檔編號(hào)】B64B1/58GK203681861SQ201420045548
【公開(kāi)日】2014年7月2日 申請(qǐng)日期:2014年1月24日 優(yōu)先權(quán)日:2014年1月24日
【發(fā)明者】肖俊, 羅義平, 張斌 申請(qǐng)人:湖南航天機(jī)電設(shè)備與特種材料研究所