[发明专利]飞行器前体非对称涡控制装置及控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种飞行器前体非对称涡控制装置及控制方法，用于消除飞行器大迎角飞行时由前体非对称涡产生的不对称侧向力，属于流体控制技术领域。

背景技术

在未来空战理念的要求下，现代高性能战斗机或者战术导弹需要有很好的飞行机动性和敏捷性。为获得良好的机动性和敏捷性，战斗机或战术导弹往往需要进入大迎角区域飞行。大量的事实和研究发现，当迎角超过一定的值时，即使侧滑角为0°，机身前体背风区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。目前，对前体非对称涡的形成机理有了较明确的认识，即大迎角前体背涡系是一个不稳定的非线性动力系统，即使很微弱的扰动都会影响到非对称涡系。在消除前体非对称涡的研究中也取得了相当多的进展，如在头部安装边条，采用可转动头锥，头部加装非定常扰动片或者吹吸气等方法。其中，吹吸气的方式是通过吹吸气改变前体某一侧的涡量，即增加或者减少涡量的大小，来改变涡的强度，以消除涡的非对称性程度，从而达到削弱非对称侧向力的目的。

一篇中国发明专利（申请号为200810226310.X，申请日为2008年11月12日，公开日为2009年5月6日，公开号为CN101423116A）公开了一种“大迎角非对称涡单孔位微吹气扰动主动控制方法及其装置”，该装置包括一个可旋转吹气头部、微吹气总成装置及供气和流量调节装置，其中供气和流量调节装置由氮气瓶、减压阀、流量计、压力表、气体管路及单孔位微吹气模型组成；由供气和流量调节装置产生的气流通过可旋转吹气头部吹入飞行器流场，起到对非对称涡的控制作用。该装置可通过对非对称涡进行吹气扰动达到削弱非对称侧向力的目的。但该装置结构复杂、需占用较多有效载荷，且对非对称涡的控制实时性差。

发明内容

本发明的目的在于克服现有非对称涡控制技术的不足，提供一种飞行器前体非对称涡控制装置及控制方法。该装置结构简单，反应快速灵敏，且对飞行器外形改变小，能够自适应消除飞行器大迎角下前体非对称涡产生的前体非对称侧向力。

本发明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；所述主射流源与附壁振荡射流元件的射流入口连接；所述两个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；所述附壁振荡射流元件的两个射流方向偏转控制口分别与所述控制装置连接。

进一步地，所述控制装置为一自适应反馈控制回路，包括对称设置在飞行器前体背风区两侧的两个压力监测孔，通过导气管分别与附壁振荡射流元件的一个射流方向偏转控制口连接。

更进一步地，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；所述恒压气罐的出口与所述附壁振荡射流元件的射流入口连接。

又进一步地，所述恒压气罐的出口通过一阀门与所述附壁振荡射流元件的射流入口连接。

本发明的飞行器前体非对称涡控制方法，通过喷射射流对飞行器前体非对称涡进行扰动，从而改变飞行器前体非对称涡的强度或位置，所述射流通过上述任一技术方案所述飞行器前体非对称涡控制装置产生。

相比现有技术，本发明能够自适应消除前体非对称涡，达到消除不对称侧向力的目的。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头部的外形。自适应振荡射流控制器的射流能量来源于飞行器前体外部周围气流，不需要额外输入能量。另外，本发明还具有控制迅速、反应灵敏、效果明显、适用条件广等优点。

附图说明

图1为本发明的附壁振荡射流元件结构示意图，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2为射流偏转示意图，其中，图A显示射流向左偏转的情况，图B显示射流向右偏转的情况；

图3为本发明的飞行器前体非对称涡控制装置原理框图；