基于翼間氣柵系統(tǒng)的大迎角飛行氣流分離控制裝置制造方法
【專利摘要】本發(fā)明公開(kāi)了一種基于翼間氣柵系統(tǒng)的大迎角飛行氣流分離控制裝置。所述控制裝置包括迎角傳感器、壓力傳感器、飛行控制系統(tǒng)和氣柵系統(tǒng)，所述氣柵系統(tǒng)包括設(shè)置在上下表面的蒙皮組件及其內(nèi)部的氣柵組件，當(dāng)飛行控制系統(tǒng)根據(jù)迎角傳感器和壓力傳感器的傳感信息判斷飛行器進(jìn)入大迎角飛行，并且氣流分離后，啟動(dòng)氣柵系統(tǒng)的蒙皮組件，同時(shí)可根據(jù)需要啟動(dòng)氣柵系統(tǒng)的氣柵組件使氣柵隔板偏轉(zhuǎn)，提供側(cè)向控制力。本發(fā)明可在飛行器大迎角飛行條件下按指定規(guī)律改善空氣繞流特性，適用于多種迎角狀態(tài)；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(cè)向控制力，可用于大迎角飛行改變飛行姿態(tài)和狀態(tài)，提高飛行器機(jī)動(dòng)性和敏捷性。
【專利說(shuō)明】基于翼間氣柵系統(tǒng)的大迎角飛行氣流分離控制裝置
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于飛行器設(shè)計(jì)【技術(shù)領(lǐng)域】，涉及一種大迎角飛行氣流分離控制裝置，通過(guò)在機(jī)翼內(nèi)部設(shè)置可偏轉(zhuǎn)氣柵隔板，影響機(jī)翼表面及內(nèi)部氣流流動(dòng)，從而達(dá)到延緩失速、提供側(cè)向力的目的。
【背景技術(shù)】
[0002]大迎角飛行機(jī)動(dòng)能力是新一代飛行器設(shè)計(jì)基本要求之一。而大迎角機(jī)動(dòng)飛行面臨的首要問(wèn)題就是氣流分離引起的升阻比突降，即“失速”問(wèn)題。如何延緩或控制氣流分離一直是空氣動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域研究熱點(diǎn)。目前采取的方法和技術(shù)主要有“前緣襟翼”、“前置鴨翼”、“翼身邊條”、設(shè)置“腹鰭”、“非對(duì)稱渦單孔位微吹氣”、“翼面吹氣”、“通過(guò)轉(zhuǎn)涙絲控制邊界層轉(zhuǎn)涙”等方法。上述方法都有些已在工程上實(shí)現(xiàn)，有些仍處于進(jìn)行理論研究階段，實(shí)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(diǎn)和不足，具體表現(xiàn)在:
[0003](I)大迎角飛行時(shí)，上述方法均無(wú)法避免垂尾進(jìn)入機(jī)身氣流分離區(qū)，造成垂尾操縱效率降低，進(jìn)而影響飛行器姿態(tài)改變能力；
[0004](2)迎角超過(guò)一定范圍后，現(xiàn)有方法對(duì)氣流分離控制效果不理想。
[0005]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(wèn)題。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明針對(duì)傳統(tǒng)機(jī)翼在大迎角飛行時(shí)氣流分流影響氣動(dòng)特性的問(wèn)題，提出了一種基于翼間氣柵系統(tǒng)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(jī)動(dòng)提供直接控制側(cè)向力。
[0007]本發(fā)明提供的基于翼間氣柵系統(tǒng)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(tǒng)和氣柵系統(tǒng)，所述迎角傳感器布置于飛行器的頭部或機(jī)翼處；所述的壓力傳感器布置在機(jī)翼的上下表面，所述氣柵系統(tǒng)包括設(shè)置在上下表面的蒙皮組件及其內(nèi)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(tǒng)，當(dāng)飛行控制系統(tǒng)根據(jù)迎角傳感器和壓力傳感器的傳感信息判斷飛行器進(jìn)入大迎角飛行，并且氣流分離后，啟動(dòng)氣柵系統(tǒng)的蒙皮組件，實(shí)現(xiàn)對(duì)氣流分離的控制，同時(shí)啟動(dòng)氣柵系統(tǒng)的氣柵組件使氣柵隔板偏轉(zhuǎn)，提供側(cè)向控制力。
[0008]本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于:
[0009](I)本發(fā)明可在飛行器大迎角飛行條件下按指定規(guī)律改善空氣繞流特性，適用于多種迎角狀態(tài)；
[0010](2)本發(fā)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(cè)向控制力，可用于大迎角飛行改變飛行姿態(tài)和狀態(tài)，提高飛行器機(jī)動(dòng)性和敏捷性?！緦＠綀D】

【附圖說(shuō)明】
[0011]圖1a和圖1b為設(shè)置有氣柵系統(tǒng)的飛行器示意圖；
[0012]圖2a為本發(fā)明提供的基于氣柵系統(tǒng)的控制方法原理框圖；
[0013]圖2b為本發(fā)明提供的控制方法中氣柵系統(tǒng)工作實(shí)施方式原理框圖；
[0014]圖3為本發(fā)明提供的控制裝置中氣柵系統(tǒng)整體結(jié)構(gòu)示意圖；
[0015]圖4為氣柵通道結(jié)構(gòu)示意圖；
[0016]圖5a為氣柵系統(tǒng)中氣柵隔板連接結(jié)構(gòu)不意圖；圖5b為圖5a中局部視圖A的放大示意圖；
[0017]圖6為氣柵系統(tǒng)中蒙皮組件組成結(jié)構(gòu)示意圖；
[0018]圖7a為蒙皮驅(qū)動(dòng)裝置結(jié)構(gòu)示意圖；圖7b為圖7a中局部視圖B的放大示意圖；
[0019]圖8a為二維翼型原始大迎角原始?jí)簭?qiáng)分布圖；
[0020]圖Sb為氣柵系統(tǒng)初步方案計(jì)算模型；
[0021]圖Sc為二維翼型氣柵系統(tǒng)初步方案大迎角飛行壓強(qiáng)分布云圖；
[0022]圖8d為二維翼型氣柵系統(tǒng)修改后大迎角飛行壓強(qiáng)分布云圖；
[0023]圖9a為二維翼型大迎角飛行原始空氣流場(chǎng)速度矢量圖；
[0024]圖9b為氣柵系統(tǒng)修改后計(jì)算模型；
[0025]圖9c為二維翼型氣柵系統(tǒng)初步方案大迎角飛行速度矢量圖；
[0026]圖9d為二維翼型氣柵系統(tǒng)修改后大迎角飛行速度矢量圖；
[0027]圖1Oa和圖1Ob分別為二維翼型氣柵系統(tǒng)修改后前部和后部氣柵通道流場(chǎng)放大圖；
[0028]圖11為氣柵系統(tǒng)產(chǎn)生側(cè)向力結(jié)構(gòu)原理圖；
[0029]圖12為氣柵偏轉(zhuǎn)剖面圖；
[0030]圖13為氣柵偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生側(cè)向直接控制力示意圖；
[0031]圖14為氣柵系統(tǒng)單獨(dú)控制產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩示意圖。
[0032]圖中:
[0033]
【權(quán)利要求】
1.基于翼間氣柵系統(tǒng)的大迎角飛行氣流分離控制裝置，其特征在于:所述控制裝置包括迎角傳感器、壓力傳感器、飛行控制系統(tǒng)和氣柵系統(tǒng)，所述迎角傳感器布置于飛行器的頭部或機(jī)翼處；所述的壓力傳感器布置在機(jī)翼的上下表面，所述氣柵系統(tǒng)包括設(shè)置在上下表面的蒙皮組件及其內(nèi)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(tǒng)，當(dāng)飛行控制系統(tǒng)根據(jù)迎角傳感器和壓力傳感器的傳感信息判斷飛行器進(jìn)入大迎角飛行，并且氣流分離后，啟動(dòng)氣柵系統(tǒng)的蒙皮組件，實(shí)現(xiàn)對(duì)氣流分離的控制，同時(shí)可啟動(dòng)氣柵系統(tǒng)的氣柵組件使氣柵隔板偏轉(zhuǎn)，提供側(cè)向控制力。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于翼間氣柵系統(tǒng)的大迎角飛行氣流分離控制裝置，其特征在于:所述的氣柵組件設(shè)置在機(jī)翼內(nèi)部的氣柵通道內(nèi)，由氣柵驅(qū)動(dòng)裝置驅(qū)動(dòng)氣柵隔板偏轉(zhuǎn)，所述蒙皮組件由蒙皮驅(qū)動(dòng)裝置控制蒙皮偏轉(zhuǎn)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的基于翼間氣柵系統(tǒng)的大迎角飛行氣流分離控制裝置，其特征在于:所述的氣柵通道在左右機(jī)翼內(nèi)部對(duì)稱位置設(shè)置，氣柵通道由氣柵通道前壁面、氣柵通道后壁面和翼肋隔板組成，所述氣柵通道后壁面與機(jī)翼上表面過(guò)渡連接，形成過(guò)渡區(qū)域，所述氣柵通道前壁面和氣柵通道后壁面分別與機(jī)翼弦線之間的夾角小于90度。
4.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的基于翼間氣柵系統(tǒng)的大迎角飛行氣流分離控制裝置，其特征在于:所述氣柵組件由氣柵隔板、氣柵隔板轉(zhuǎn)軸、氣柵轉(zhuǎn)軸前固定桿、氣柵轉(zhuǎn)軸后固定桿、氣柵轉(zhuǎn)軸橫向連桿組成；氣柵轉(zhuǎn)軸前固定桿和氣柵轉(zhuǎn)軸后固定桿均固連于機(jī)翼內(nèi)部，兩端固定在翼肋上，方向是垂直于翼肋；氣柵隔板轉(zhuǎn)軸依次穿過(guò)氣柵轉(zhuǎn)軸前固定桿、氣柵通道前壁面、氣柵通道后壁面和氣柵轉(zhuǎn)軸后固定桿，氣柵轉(zhuǎn)軸前固定桿和氣柵轉(zhuǎn)軸后固定桿將限定氣柵隔板轉(zhuǎn)軸移動(dòng)自由度，使其只能進(jìn)行軸向轉(zhuǎn)動(dòng)；在所述每個(gè)氣柵隔板轉(zhuǎn)軸上都固定一氣柵隔板，各氣柵隔板轉(zhuǎn)軸與氣柵轉(zhuǎn)軸橫向連桿鉸接，當(dāng)氣柵驅(qū)動(dòng)裝置帶動(dòng)一根氣柵隔板轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，本氣柵通道內(nèi)所有氣柵隔板在氣柵轉(zhuǎn)軸橫向連桿帶動(dòng)下同時(shí)偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生的氣動(dòng)力通過(guò)氣柵轉(zhuǎn)軸前固定桿、氣柵轉(zhuǎn)軸后固定桿傳遞至機(jī)翼及飛行器。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的基于翼間氣柵系統(tǒng)的大迎角飛行氣流分離控制裝置，其特征在于:所述氣柵隔板沿氣柵隔`板轉(zhuǎn)軸方向的長(zhǎng)度等于氣柵通道長(zhǎng)度，氣柵隔板寬度等于所在位置的機(jī)翼厚度，相鄰兩個(gè)氣柵隔板之間的通道也稱為氣流通道。
6.根據(jù)權(quán)利要求2所述的基于翼間氣柵系統(tǒng)的大迎角飛行氣流分離控制裝置，其特征在于:所述氣柵驅(qū)動(dòng)裝置包括一個(gè)驅(qū)動(dòng)電機(jī)，所述驅(qū)動(dòng)電機(jī)固定在氣柵隔板轉(zhuǎn)軸上，用于驅(qū)動(dòng)氣柵隔板轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于翼間氣柵系統(tǒng)的大迎角飛行氣流分離控制裝置，其特征在于:所述蒙皮組件由蒙皮單兀、蒙皮縱向連桿、蒙皮橫向連桿、蒙皮單兀撐桿和蒙皮轉(zhuǎn)軸組成；其中蒙皮單元包括多個(gè)蒙皮子單元，每個(gè)蒙皮子單元分別通過(guò)蒙皮單元撐桿連接一個(gè)蒙皮縱向連桿，多個(gè)蒙皮縱向連桿連接一個(gè)蒙皮橫向連桿，其中蒙皮子單元與蒙皮轉(zhuǎn)軸之間為轉(zhuǎn)動(dòng)連接，蒙皮轉(zhuǎn)軸穿過(guò)蒙皮子單元上的蒙皮轉(zhuǎn)軸軸孔固連在翼肋上，蒙皮縱向連桿與蒙皮橫向連桿之間為轉(zhuǎn)動(dòng)連接；蒙皮橫向連桿與蒙皮驅(qū)動(dòng)裝置連接，進(jìn)而使蒙皮組件整體開(kāi)啟。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的基于翼間氣柵系統(tǒng)的大迎角飛行氣流分離控制裝置，其特征在于:所述蒙皮驅(qū)動(dòng)裝置包括一個(gè)驅(qū)動(dòng)電機(jī)，驅(qū)動(dòng)電機(jī)輸出軸與蒙皮橫向連桿鉸接，蒙皮橫向連桿的移動(dòng)帶動(dòng)蒙皮縱向連桿的移動(dòng)，進(jìn)而帶動(dòng)蒙皮單元中的每一個(gè)蒙皮子單元繞蒙皮轉(zhuǎn) 軸的轉(zhuǎn)動(dòng)。
【文檔編號(hào)】B64C21/00GK103552684SQ201310410421
【公開(kāi)日】2014年2月5日 申請(qǐng)日期:2013年9月11日 優(yōu)先權(quán)日:2013年9月11日
【發(fā)明者】劉嘉, 向錦武, 胡國(guó)才, 孫陽(yáng), 張穎, 任毅如, 劉勇, 趙志堅(jiān), 肖楚琬 申請(qǐng)人:中國(guó)人民解放軍海軍航空工程學(xué)院