专利名称：一种飞行器前体非对称涡控制装置的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及一种控制装置，尤其涉及一种飞行器前体非对称涡控制装置，用于控制前体非对称侧向力，属于流体控制技术领域。
背景技术：
第四代战斗机在未来空战设想的影响下，其研制过程中最突出的特征是具有隐身、超音速巡航、超视距攻击和超机动性的所谓“4S”能力。而在近距空战中，为了能够获得先敌开火的机会，要求飞机具有快速改变机动状态和机动平面的能力，即具有更高的敏捷性。这也必然要求先进战术导弹或拦截导弹具有更好的机动能力。飞行器在既保持高机动性又强调敏捷性的要求下，必须采用过失速技术。采用过失速技术，飞行器往往会进入大迎角区域飞行。大量的事实和研究发现，在大迎角区域飞行时，即使飞行器的侧滑角为0°，机身前体背风区也会诱导出左右不对称的背涡系，并且诱导产生出一个很大的侧向力，同时伴有偏航和滚转力矩，而且侧向力的大小和方向变化的规律捉摸不定，此现象称为“幻影侧滑”。前体非对称涡诱导产生的侧向力，对飞行控制极为不利。到目前为止，对前体非对称侧向力的消除进行了大量的研究，并且取得了许多成果。但由于前体离整个飞行器的重心较远，其产生的侧向力的力臂很长，所以前体产生的侧向力会引起很大的偏航力矩。而飞行器进入大迎角区域飞行时，传统的气动舵面控制效率大大降低或已经失效，已经不能够提供足够的横航向气动力矩。现有的飞行器采用的解决办法是通过发动机推力矢量技术来提供大迎角下的力矩，但目前的推力矢量技术大大增加了发动机的复杂程度。而如果能够有效利用前体涡诱导产生的侧向力来提供必要的力矩，将在不使用推力矢量的情况下同样能够获得飞行器大迎角飞行时必要的控制力矩。研究表明，在前体加装非定常振动片，通过改变振动片的振动平衡位置，能够有效控制前体涡，从而实现对大迎角下的侧向力进行控制。 但该方法会导致飞行器前部外形的变化较大。二十世纪三十年代，罗马尼亚科学家Henri-marie Coanda发现了 Coanda效应，并对此作了初步研究。Coanda效应也被称为附壁效应，简单的说就是流体总会沿着它所接触到的弯曲表面流动。Coanda效应的机理研究日趋完备，其在航空，射流控制技术，以及附壁射流元件中得到了广泛的应用。利用Coanda原理可制成附壁振荡射流元件。该元件的基本工作原理是当射流在两边都有壁面的空间中流动时，射流会发生偏转吸附于其中一侧壁面上；改变射流发生偏转处的压力，原先的附壁流动的平衡状态被打破，射流偏转的方向发生改变吸附于另一侧壁面上，并且保持稳定的状态。而且控制射流偏转的能量即使很小， 射流也会发生偏转。如果不断的改变射流偏转处的压力，射流的方向也随着不断改变，由此形成振荡射流。可以考虑将基于Coanda原理的附壁振荡射流元件与现有吹吸气的前体涡控制方式结合。
实用新型内容本实用新型所要解决的技术问题在于克服现有吹吸气的前体涡控制技术所存在的不足，提供一种结构简单、控制方便的飞行器前体非对称涡控制装置及其控制方法。本实用新型的飞行器前体非对称涡控制装置，该装置包括对称设置于飞行器前体背风区两侧的吹气口和振荡射流装置；所述振荡射流装置包括用于产生振荡射流的附壁振荡射流元件，用于提供射流来源的主射流源，以及对振荡射流进行控制的控制装置；所述附壁振荡射流元件包括射流入口、喷嘴、分流劈、两个射流方向偏转控制口、以及两个射流出口 ；所述控制装置包括提供附壁振荡射流元件所需控制压力的控制压力源，及与其连接的电磁阀；所述电磁阀的两路出口分别与所述附壁振荡射流元件的两个射流方向偏转控制口连接；所述吹气口分别与所述附壁振荡射流元件的两个射流出口连接。进一步地，所述主射流源具有至少两个出口，一个出口与所述附壁振荡射流元件的射流入口连接，另一个出口与一个减压阀连接作为所述控制装置的控制压力源。优选地，所述主射流源包括一个设置于飞行器头部迎风区的压力入口，以及恒压气罐；所述压力入口通过导气管与所述恒压气罐的入口连接。优选地，所述主射流源的一个出口与附壁振荡射流元件的射流入口通过一阀门连接。一种上述飞行器前体非对称涡控制装置的控制方法，在所述电磁阀的控制信号输入端输入方波控制信号，方波控制信号的高、低电平分别对应于电磁阀与附壁振荡射流元件连接的两路出口一路打开、另一路关闭的两种状态；通过调整周期方波控制信号中高/ 低电平的占空比来调整飞行器两侧非对称涡的强度。本实用新型通过方波信号主动控制飞行器前体涡，使得前体涡诱导的侧向力与方波控制信号的高/低电平占空比之间呈线性关系，实现了比例控制侧向力的功能。其结构简单，不采用机械结构，不会因为机械振动而引起整个结构上的共振使得控制失效或引起结构损伤。采用吹气方式的控制几乎不改变飞行器的外形。控制前体涡的振荡射流的能量和控制射流方向偏转的压力信号能量均来自前体周围流场，不需要额外的能量来源。另外， 本实用新型还具有控制迅速、反应灵敏、简单易用、适用范围广等优点。
图1为附壁振荡射流元件的结构示意图，其中，1为射流入口，2为喷嘴，3为分流劈，4-1、4-2分别为左射流方向偏转控制口和右射流方向偏转控制口，5-1、5-2分别为左射流出口和右射流出口；图2A为射流向左偏转的情况示意图；图2B为射流向右偏转的情况示意图；图3为本实用新型的飞行器前体非对称涡控制装置原理框图；图4A为本实用新型的飞行器前体非对称涡控制装置一个方向的结构透视图；图4B为本实用新型的飞行器前体非对称涡控制装置另一垂直方向的结构透视图；其中，a为飞行器头部，b为迎风区压力入口，c为气流导管，d为恒压气罐，e为气流阀门，f为附壁振荡射流元件，g-l>g-2分别为飞行器前部背风区的左吹气口和右吹气口，h为减压阀，i为电磁气动阀，i-l、i_2分别为电磁气动阀的左压力出口和右压力出口，j为微型计算机，k为A/D转换卡。
具体实施方式
以下结合附图对本实用新型的技术方案进行详细说明本实用新型的附壁振荡射流元件，如图1所示，包括射流入口 1，喷嘴2，分流劈 3，左右两个射流方向偏转控制口 4，两个射流出口 5。主要几何参数为i肩距1 ；ii喷嘴宽度b;iii劈距d;iv分流劈夹角β。射流从射流入口 1流入，经过喷嘴2，在附壁效应的影响下，方向发生偏转，或者向左偏或者向右偏，从左射流出口 5-1或者右射流出口 5-2喷出。 射流无论是向左偏还是向右偏，都是稳定的。当在射流方向偏转控制口 4引入压力信号的时候，就可以确定射流偏转的方向。在左射流方向偏转控制口 4-1加入低压或者在右射流方向偏转控制口 4-2加入高压，射流向左偏转，从左射流出口 5-1喷出，如图2Β所示；在左射流方向偏转控制口 4-1加入高压或者在右射流方向偏转控制口 4-2加入低压，射流向右偏转，从右射流出口 5-2喷出，如图2Α所示；交替地在左右射流方向偏转控制口加入高压或者低压，则射流左右交替偏转，从射流出口 5-1或5-2交替喷出，形成振荡射流。该附壁振荡射流元件在射流方向偏转控制口处引入控制射流偏转的压力值不需要很大，即其压力远小于射流的压力，而且对压力信号的反应迅速，给定压力信号后即能在非常短的时间内控制压力的偏转。利用上述附壁振荡射流元件可得到本实用新型的飞行器前体非对称涡控制装置， 如图4所示，飞行器头部a的迎风区适当位置上选取一迎风区压力入口 b，引入正压气体，通过气流导管c存储到恒压气罐d中，作为振荡射流的主射流源。当然，射流来源也可利用压缩机、气泵等装置来实现，但均需要占用较多的载荷和空间，且可靠性较差。恒压气罐d具有至少两个出口，其中一个出口与一阀门e相连，阀门e之后连接到附壁振荡射流元件f的射流入口 1，从而可通过该阀门e的打开和关闭控制整个装置的工作状态。另外，如果选择可根据外部控制信号调整射流流量的阀门，例如电磁阀等，则可根据雷诺数的不同，调整进入附壁振荡射流元件f的射流流量大小，使得本实用新型的飞行器前体非对称涡控制装置在不同雷诺数下均有很好的控制效果。附壁振荡射流元件f的左射流出口 5-1通过气流导管c连到飞行器前体上左吹气口 g-Ι，附壁振荡射流元件f的右射流出口 5-2通过气流导管 c连到飞行器前体上右吹气口 g_2。前体左右两个吹气口 g_l、g_2位于前体头部左右对称的适当位置上，使得射流能够有效的改变前体左右两个涡的强度。恒压气罐d的另一个出口接减压阀h，将恒压气罐中的气体压力减小到合适的大小，作为控制射流方向偏转的压力信号，即作为附壁振荡射流元件f的控制压力源。减压阀h之后接电磁气动阀i，该电磁气动阀i有两个压力出口，分别为左压力出口 i_l和右压力出口 i_2，左压力出口 i-Ι接到附壁振荡射流元件f的左射流方向偏转控制口 4-1，右压力出口 i-2接到附壁振荡射流元件f 的右射流方向偏转控制口 4-2。电磁气动阀i的控制信号输入端通过A/D转换卡k与微型计算机j (可单独设置也可共用飞行器现有机载计算机)相连。微型计算机j输出方波控制信号，通过A/D转换卡k控制电磁气动阀i左、右压力出口的压力输出。方波的控制方式为假如设置高电平控制电磁气动阀i左压力出口 i_l打开，右压力出口 i-2关闭；低电平控制电磁气动阀i左压力出口 i-Ι关闭，右压力出口 i-2打开；则当控制信号为高电平时，电磁气动阀i的左压力出口 i_l的压力值大于右压力出口 i-2的压力，此时附壁振荡射流元件f的左射流方向偏转控制口 4-1的压力大于右射流方向偏转控制口 4-2的压力，射流向右偏转，射流从右吹气口 g_2喷出，即方波的高电平控制射流从
5右吹气口 g_2喷出；低电平控制电磁气动阀i右压力出口 i_2为通路，右压力出口 i-2的压力值大于左压力出口 i_l的压力，此时射流控制元件f的左射流方向偏转控制口 4-1的压力小于右射流方向偏转控制口 4-2的压力，射流向左偏转，射流从左吹气口 g_l喷出，即方波的低电平控制射流从左吹气口 g-Ι喷出。连续的给出方波信号，则射流交替的从左、 右吹气口 g_l、g"2中喷出，形成振荡射流。假如设置低电平控制电磁气动阀i左压力出口 i-Ι打开，右压力出口 i_2关闭；高电平控制电磁气动阀i左压力出口 i_l关闭，右压力出口 i-2打开；则方波的高电平控制射流从左吹气口 g_l喷出，低电平控制射流从右吹气口 g_2 喷出。设方波的周期为T，在一个周期内高电平所占时间为τ，则低电平所占时间为 (Τ- τ )，f的值在[0，1]之间连续取值。从理论上，对应的射流从右射流喷口 g_2喷出的时间为τ，射流从左射流喷口 g-Ι喷出的时间为(Τ- τ )，两者喷射射流的时间之和为Τ，即为振荡射流的振荡周期。从而参数f亦是在一个振荡射流周期中，右射流喷口喷出射流的时间比。因此，只要调整方波的参数，就可以对应的调整振荡射流的振荡频率和左右孔吹气时间。振荡射流的振荡周期T很短。给定一个f的值，就可以确定前体左右两个涡各自的
涡强度，对应一个确定的侧向力。不同的f的值对应不同的前体涡的状态，对应不同的侧
向力。如果射流对涡强度起到增强的作用，则当f = o时，此时的左涡最强，右涡最弱，得到
向左的侧向力且其值最大；当| = 时，左涡和右涡的强度相等，此时没有侧向力，即侧向
力为零；当f = 1时，此时左涡最弱，右涡最强，得到向右的侧向力且其值最大并与向左的最
大侧向力的值相等。如果射流对涡强度起到削弱的作用，则当f = 0时，此时的左涡最弱，
右涡最强，得到向右的侧向力且其值最大；当| = 时，左涡和右涡的强度相等，此时没有
侧向力，即侧向力为零；当f = 1时，此时左涡最强，右涡最弱，得到向左的侧向力且其值最
大并与向右的最大侧向力的值相等。且无论射流的作用是增强还是削弱涡强度，f的值与
侧向力均成线性关系，当f在W，l]内连续变化时，就可以进行比例控制侧向力，实现对前
体非对称涡的利用。而振荡周期T与雷诺数有关，不同雷诺数下，获得最佳控制效果的振荡周期T不同，因此，振荡周期T应根据雷诺数选取。参数T和τ的改变通过在微型计算机 j中设置方波信号的对应的参数实现。通过对电磁阀的信号输入端输入不同的方波信号，就可以控制振荡射流，改变飞行器前体非对称涡的状态，得到可控的侧向力。本实用新型的飞行器前体非对称涡控制装置及其控制方法，能够有效的实现主动控制飞行器前体非对称涡，比例控制侧向力的目的。其结构简单，使用方便，控制灵敏，几乎不改变原有飞行器外形，在前体非对称涡的控制中具有较高的应用价值。
权利要求1.一种飞行器前体非对称涡控制装置，其特征在于，该装置包括对称设置于飞行器前体背风区两侧的吹气口和振荡射流装置；所述振荡射流装置包括用于产生振荡射流的附壁振荡射流元件，用于提供射流来源的主射流源，以及对振荡射流进行控制的控制装置；所述附壁振荡射流元件包括射流入口、喷嘴、分流劈、两个射流方向偏转控制口、以及两个射流出口 ；所述控制装置包括提供附壁振荡射流元件所需控制压力的控制压力源，及与其连接的电磁阀；所述电磁阀的两路出口分别与所述附壁振荡射流元件的两个射流方向偏转控制口连接；所述吹气口分别与所述附壁振荡射流元件的两个射流出口连接。
2.如权利要求1所述飞行器前体非对称涡控制装置，其特征在于，所述主射流源具有至少两个出口，一个出口与所述附壁振荡射流元件的射流入口连接，另一个出口与一个减压阀连接作为所述控制装置的控制压力源。
3.如权利要求2所述飞行器前体非对称涡控制装置，其特征在于，所述主射流源包括一个设置于飞行器头部迎风区的压力入口，以及恒压气罐；所述压力入口通过导气管与所述恒压气罐的入口连接。
4.如权利要求2所述飞行器前体非对称涡控制装置，其特征在于，所述主射流源的一个出口与附壁振荡射流元件的射流入口通过一阀门连接。
专利摘要本实用新型公开了一种飞行器前体非对称涡控制装置。该装置包括对称设置于飞行器前体背风区两侧的吹气口和振荡射流装置；所述振荡射流装置包括附壁振荡射流元件、主射流源，以及控制装置；所述附壁振荡射流元件包括射流入口、喷嘴、分流劈、两个射流方向偏转控制口、以及两个射流出口；控制装置包括提供附壁振荡射流元件所需控制压力的控制压力源，及与其连接的电磁阀；所述电磁阀的两路出口分别与所述附壁振荡射流元件的两个射流方向偏转控制口连接；所述吹气口分别与所述附壁振荡射流元件的两个射流出口连接。本实用新型具有结构简单、可靠性高等优点。
文档编号B64C17/00GK202264883SQ201120218920
公开日2012年6月6日 申请日期2011年6月27日 优先权日2011年6月27日
发明者史志伟, 白亚磊, 耿玺 申请人:南京航空航天大学