[发明专利]大攻角非对称涡合成射流非定常小扰动控制装置

说明书

技术领域

 本发明属于航空航天飞行器控制领域，特别涉及一种频率可控非定常小扰动主动流动控制器件，可用以实现对飞行器大攻角飞行时前体非对称背涡/侧向力的主动控制。

背景技术

 现代战斗机为了获得良好的高机动性和敏捷性，其飞行攻角往往达到大攻角范围，有时甚至超过最大升力攻角。当攻角超过一定值时，即使在无侧滑角情况下，在机身前体的背风区会形成非常复杂的左右非对称背涡系，诱导产生一个很大的侧向力，同时伴有偏航和滚转力矩，而且侧向力大小和方向变化的规律捉摸不定。大攻角下处在背风区内的常规气动舵面效率很低，已经不能提供必要的横侧向控制气动力和力矩，在这种情况下飞行器的运动和飞行控制变得十分困难，往往间接导致飞行事故。机身前体背风区的非对称背涡系还会引发复杂的运动现象，如锥形运动、机翼摇摆，这是非对称背涡系现象不利的一面。

多年来世界各国空气动力学专家一直在研究大攻角前体非对称涡系及其侧向力控制这一航空航天领域中的重要而复杂的课题，大量的实验和数值模拟研究使人们逐渐认识到大攻角时飞行器前机身背风区的非对称涡系是产生侧向力的直接原因，侧向力的方向和大小由这些强度和位置都不对称的涡决定，控制了这些涡，就能控制飞行器的运动。目前，在大攻角非对称涡系和侧力控制方面也研究了各种控制技术，主要有：前体吸气、吹气、可旋转的非对称外形头锥、头部边条等。

对于目前的各种控制技术，分别分析如下：

（1）头部边条虽可在一定程度上抑制侧向力的幅值，但会引起额外的废阻力和结构增重问题；

（2）可旋转头部尽管能够有效确定并改变侧向力的方向，但无法控制消除侧向力；

（3）采用头部吹、吸气控制技术可以改变侧向力的方向和在一定范围内改变侧向力的大小，但不能完全消除侧向力；另外，吹、吸气系统需要附加的气源、管路和控制阀门，还会引起额外的增重和能量消耗以及系统可靠性等一系列问题，高昂的代价和收益的比值显得非常不合理。

因此，本发明人试图提出一种以流动可控非定常小扰动进行大攻角非对称涡主动控制的思想，以实现对侧向力的有效控制，本案由此产生。

发明内容

 本发明所要解决的技术问题，是针对前述背景技术中的缺陷和不足，提供一种大攻角非对称涡合成射流非定常小扰动控制装置，其可根据实际需要对其扰动控制频率等参数进行调控，以小的能量消耗实现对大攻角非对称涡的控制以及比例控制侧向力的目的。

本发明为解决以上技术问题，所采用的技术方案是：

一种大攻角非对称涡合成射流非定常小扰动控制装置，包括合成射流出口、针管式中空结构、合成射流激励器腔体、扬声器振动膜、功率放大器和信号发生器；其中，信号发生器的输出端连接功率放大器的输入端，而功率放大器的输出端驱动信号与合成射流激励器扬声器振动膜相连接，扬声器振动膜固定安装于合成射流激励器腔体，在合成射流激励器腔体出口处连接有针管式中空结构，在针管式中空结构的另一端开有合成射流出口。

采用上述方案后，本发明采用以流动可控非定常小扰动进行大迎角非对称涡主动控制的思想，可根据实际需要对其扰动控制频率等参数进行调控，形成流动控制气动舵面，从而实现以小的能量消耗将大小和方向随机变化的侧向力进行精确控制，具有以下有益效果：

（1）与传统的大攻角非对称涡控制器件相比，该扰动控制器件可根据实际需要对扰动控制频率等参数进行调控；

（2）能够以小的能量消耗，实现对大攻角非对称涡的控制以及比例控制侧向力的目的。

附图说明

 图1是本发明的结构示意图。

图中具体标号为：

1合成射流出口，2针管式中空结构，3合成射流激励器腔体，4扬声器振动膜，5功率放大器，6信号发生器

 具体实施方式

 以下将结合附图，对本发明的技术方案进行详细说明。

如图1所示，本发明提供一种大攻角非对称涡合成射流非定常小扰动控制装置，包括合成射流出口1、针管式中空结构2、合成射流激励器腔体3、扬声器振动膜4、功率放大器5和信号发生器6，下面分别介绍。

信号发生器6的输出端连接功率放大器5的输入端，而功率放大器5的输出端控制信号与扬声器振动膜4相连接，扬声器振动膜4固定安装于合成射流激励器腔体3的一侧，在合成射流激励器腔体3出口处连接有针管式中空结构2，在针管式中空结构2的另一端开有合成射流出口1。