[发明专利]基于翼间气栅系统的大迎角飞行气流分离控制装置

说明书

技术领域

本发明属于飞行器设计技术领域，涉及一种大迎角飞行气流分离控制装置，通过在机翼内部设置可偏转气栅隔板，影响机翼表面及内部气流流动，从而达到延缓失速、提供侧向力的目的。

背景技术

大迎角飞行机动能力是新一代飞行器设计基本要求之一。而大迎角机动飞行面临的首要问题就是气流分离引起的升阻比突降，即“失速”问题。如何延缓或控制气流分离一直是空气动力学领域研究热点。目前采取的方法和技术主要有“前缘襟翼”、“前置鸭翼”、“翼身边条”、设置“腹鳍”、“非对称涡单孔位微吹气”、“翼面吹气”、“通过转涙丝控制边界层转涙”等方法。上述方法都有些已在工程上实现，有些仍处于进行理论研究阶段，实践和理论证明上述方法均可在一定程度上改善飞行器大迎角飞行能力。但上述方法仍存在一些缺点和不足，具体表现在：

（1）大迎角飞行时，上述方法均无法避免垂尾进入机身气流分离区，造成垂尾操纵效率降低，进而影响飞行器姿态改变能力；

（2）迎角超过一定范围后，现有方法对气流分离控制效果不理想。

因此，有必要提供一种新的大迎角飞行气流控制方法，解决上述问题。

发明内容

本发明针对传统机翼在大迎角飞行时气流分流影响气动特性的问题，提出了一种基于翼间气栅系统的大迎角飞行气流控制装置，改善飞行器大迎角飞行空气绕流特性，并为飞行器大迎角机动提供直接控制侧向力。

本发明提供的基于翼间气栅系统的大迎角飞行气流控制装置，包括迎角传感器、压力传感器、飞行控制系统和气栅系统，所述迎角传感器布置于飞行器的头部或机翼处；所述的压力传感器布置在机翼的上下表面，所述气栅系统包括设置在上下表面的蒙皮组件及其内部的气栅组件，所述迎角传感器、压力传感器、气栅组件和蒙皮组件均分别连接飞行控制系统，当飞行控制系统根据迎角传感器和压力传感器的传感信息判断飞行器进入大迎角飞行，并且气流分离后，启动气栅系统的蒙皮组件，实现对气流分离的控制，同时启动气栅系统的气栅组件使气栅隔板偏转，提供侧向控制力。

本发明的优点在于：

（1）本发明可在飞行器大迎角飞行条件下按指定规律改善空气绕流特性，适用于多种迎角状态；

（2）本发明在大迎角飞行、方向舵和垂尾效率降低甚至失效情况下，可以提供一种新的直接侧向控制力，可用于大迎角飞行改变飞行姿态和状态，提高飞行器机动性和敏捷性。

附图说明

图1a和图1b为设置有气栅系统的飞行器示意图；

图2a为本发明提供的基于气栅系统的控制方法原理框图；

图2b为本发明提供的控制方法中气栅系统工作实施方式原理框图；

图3为本发明提供的控制装置中气栅系统整体结构示意图；

图4为气栅通道结构示意图；

图5a为气栅系统中气栅隔板连接结构示意图；图5b为图5a中局部视图A的放大示意图；

图6为气栅系统中蒙皮组件组成结构示意图；

图7a为蒙皮驱动装置结构示意图；图7b为图7a中局部视图B的放大示意图；

图8a为二维翼型原始大迎角原始压强分布图；

图8b为气栅系统初步方案计算模型；

图8c为二维翼型气栅系统初步方案大迎角飞行压强分布云图；

图8d为二维翼型气栅系统修改后大迎角飞行压强分布云图；

图9a为二维翼型大迎角飞行原始空气流场速度矢量图；

图9b为气栅系统修改后计算模型；

图9c为二维翼型气栅系统初步方案大迎角飞行速度矢量图；

图9d为二维翼型气栅系统修改后大迎角飞行速度矢量图；

图10a和图10b分别为二维翼型气栅系统修改后前部和后部气栅通道流场放大图；

图11为气栅系统产生侧向力结构原理图；

图12为气栅偏转剖面图；

图13为气栅偏转产生侧向直接控制力示意图；

图14为气栅系统单独控制产生滚转力矩示意图。

图中：

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进行详细说明。