[发明专利]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

说明书

(一)技术领域：

本发明为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，属于航空航天控制技术领域。

(二)背景技术：

对于现代歼击机和先进的战术导弹，为了提高它们的作战效能，通常对其飞行的机动性和敏捷性提出了很高的要求。飞行器的高机动、高敏捷都是通过大迎角飞行甚至过失速飞行来实现的，所以高效能的作战飞行器必须具有优良的大迎角空气动力特性。然而，由于在飞行器大迎角绕流中将出现大范围的分离流动和复杂的旋涡流动，特别是零侧滑大迎角下前体的非对称涡绕流，会引起飞行器的横侧向偏离、机翼摇滚、下冲等复杂的有时甚至是不可控的飞行现象。而在过失速范围的大迎角下，传统战斗机布局的控制面(例如垂尾和方向舵)被卷入机翼的分离流场中，效率急剧下降，不能提供飞机的主动控制所要求的偏航力矩和侧向力，从而导致飞机在最大升力和过失速状态的迎角范围内严重缺乏侧向可控性。图1是某飞机无侧滑飞行时偏航力矩随迎角的变化特性，可以看出大迎角下的偏航力矩不仅量值远大于方向舵所能提供的最大控制偏航力矩，而且偏航力矩大小和方向的变化都表现出了明显的不确定性。为了改善战斗机的机动性，就引出了大迎角下前体非对称涡诱发的侧向力及偏航力矩的控制研究。

对非对称背涡的控制研究起始于上个世纪七十年代，在八十年代经过一定的发展，从九十年代初开始，由于第四代战斗机对于大迎角机动和过失速机动能力的迫切需求，非对称涡的控制研究进入了高潮。

对非对称涡的控制包括被动控制和主动控制两大类，被动控制是为了消除大迎角下的侧向力对飞行产生的危害而对背涡进行的控制，其目的是抑制非对称涡的产生或者减小非对称涡变化的随机性；而主动控制则是一种更加积极的控制思想，是有目的地控制背涡的非对称状态，从而获得我们所希望的侧向力，取代已经失效的尾翼等气动控制面的作用对大迎角下的飞行器进行控制。近十多年来人们对非对称涡流动的控制进行了大量的研究，从早期的抑制、消除非对称涡的被动控制发展到利用非对称涡的主动控制，提出了比例控制、微吹气控制等概念和技术。然而，在非对称涡处于双稳态条件下，人们对头部扰动变化引起的非对称涡响应的现象和性态缺乏了解和认识，从而至今尚未得到可实用的主动控制方法和技术。

在模型头部设置微小扰动块和吹气是被广泛采用的两种主动控制技术，二者具有各自的优点和缺点，国内外对这两种控制技术都做了大量的研究，但是大都很难取得理想的主动控制效果。在该研究领域有代表性的是威里姆斯(Williams)提出的微吹吸气技术和劳斯(Ross)提出的微吹气控制技术，都是采用头部扰动对细长旋成体大迎角非对称涡及其侧向力特性进行主动控制。但是目前发表的几乎所有这一类的吹气或吹吸气技术都是将双孔位或单孔位设置于背风侧对称面的两侧(例如θr＝±135°)，其基本思想就是让吹气扰动位接近于非对称涡流型转变的敏感位置，这两孔的周向位置正好对应着非对称涡的左右涡不同流型。然而，当迎角增大到使非对称涡系达到双稳态状态时，这样的吹气扰动孔位布局将使非对称涡流型以突变方式转变，所对应的侧向力也以阶跃方式变化，侧向力的这种变化形态难以用于飞行器的横侧向控制。为此，劳斯(Ross)提出用增加头部钝度或减少迎角来解决这一问题，实际这两个措施就是要远离非对称涡的双稳态状态，可是随之而来的是非对称涡强度变弱，相应的侧向力变小，即横侧向主动控制的容量也将变小。

现代歼击机和先进的战术导弹的高机动、高敏捷都是通过大迎角飞行甚至过失速飞行来实现的，所以高效能的作战飞行器必须具有优良的大迎角空气动力特性。然而，目前先进飞行器基本均采用了具有细长旋成体特征的前机身，细长旋成体在大迎角下会出现由于加工误差的不确定分布引起的流动的不确定，并伴随产生大的侧向力，特别是零侧滑大迎角下前体的非对称涡绕流，会引起飞行器的横侧向偏离、机翼摇滚、下冲等复杂的有时甚至是不可控的飞行现象。而在过失速范围的大迎角下，传统战斗机布局的控制面(例如垂尾和方向舵)被卷入机翼的分离流场中，效率急剧下降，不能提供飞机的主动控制所要求的偏航力矩和侧向力，从而导致飞机在最大升力和过失速状态的迎角范围内严重缺乏侧向可控性。

(三)发明内容：