[发明专利]用于控制大迎角细长体侧向力的涡流发生装置

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器气动力设计领域，具体是一种用于控制大迎角细长体侧向力的涡流发生装置。

背景技术

现代战斗机和导弹在做大攻角机动时，头部会出现突然的且方向不确定的侧滑运动，此现象被称为“幻影侧滑（Phantom yaw）”。这种现象是因为细长旋成体在大攻角状态下，即使无侧滑角，背风区也会产生复杂的多涡系流动，此流动带来了一个大小几乎与升力同量级的侧向力，从而诱导出很大的偏航和滚转力矩；而且侧向力的方向是不确定的。

在小攻角范围内(0°≤α<10°)，模型的绕流为附着稳定的流动，侧向力为零；在中小攻角范围内(10°<α≤20°)，模型流动发生分离，在模型背风区卷起的一对旋向相反的对称涡，旋涡的空间位置随时间不发生变化，侧向力为零；在中等攻角范围内(20°<α≤30°)，模型背风区流动为稳定的非对称背涡，由于旋涡强度较弱，因此侧向力较小；在大攻角范围内(30°<α≤70°)，模型背风区流动为非对称背涡系，非对称涡的旋涡强度随着攻角的增加而增强，但由于主涡影响区域的减小，使得侧向力在此攻角范围内的变化趋势是先增加后降低；在很大攻角范围内(α>70°)，模型背风区后部为非定常分离流，在大部分后体上形成非定常脱落的涡，且随着迎角的增大非定常交替脱落的涡的区域在增大，侧向力显著减小，一直到α=90°形成卡门涡，侧向力平均值完全为零。

研究发现，细长旋成体大攻角非对称背涡对头部微弱扰动非常敏感，通过对旋成体头部施加一定的微弱扰动，可以实现消除甚至控制大攻角侧向力，主要有以下几种措施：1）在模型头部安装薄膜旗帜，在一定的风速下，旗帜发生自激振荡，其尾流对旋成体背涡进行控制，此措施优点是不需要输入能量，机构简单，缺点是旗帜需要达到足够的振荡频率，其尾流才可以完全消除非对称侧向力；2）在模型头部安放金属旗帜，旗帜在电机的带动下摆振，摆振尾流对侧向力进行控制，从文献结果看此种控制方式不但可以消除侧向力，而且侧向力随摆振平衡周向角在一定范围内呈线性变化，但摆振机构比较复杂，需要持续的能量输入；3）在模型头部开孔，有头锥面单孔、多孔和沿模型轴线开孔等几种方法，通过脉动吹/吸气可以实现侧向力的控制，其缺点是控制非对称涡所需的吹/吸气量大小与自由来流密切相关，即飞行器速度增加，吹/吸气量也需要相应增加，设备的附加重量会很大；4）在模型头部安装可动边条，此方法已经在飞行器上进行过验证，可以实现侧向力的控制，缺点是边条受力较大，所需的旋转电机功率也较大，整套机构需要付出较大的重量代价；5）将模型头部改装成活动头锥，通过头锥的左右偏转或旋转以进行控制，显然这种方式的机构复杂，对模型的改动较大。

在专利号为200810226310.X的发明创造中，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，提出在离模型头尖部3mm位置处设置吹气孔，通过改变吹气量和吹气孔周向角，可以实现侧向力的控制，但此装置需旋转模型头部，对模型改动较大，且需要气源及其它辅助设备，结构复杂。

在专利号为201010013712.9的发明创造中，公开了一种消除飞行器大迎角飞行侧向力的装置，该装置在飞行器头部前正上方安置薄膜，大攻角时薄膜在气流作用下自激振荡，产生非定常扰流，可有效消除侧向力，此装置结构简单，但只能消除侧向力。

在专利号为201110319551.0的发明创造中，公开了一种大攻角非对称涡合成射流非定常小扰动控制装置，该装置在模型头部设置合成射流出口，通过改变扰动控制频率，可以实现大攻角非对称涡的控制。

在专利号为201110319552.5的发明创造中，公开了一种大攻角非对称涡/侧向力闭环主动控制装置，在模型头部正前方设置小扰动片，通过改变小扰动片频率和扰动平衡周向角，可以实现控制侧向力，在控制侧向力的过程中，此装置需要持续摆动，耗能较多。

在专利号为201120218920.2的发明创造中，公开了一种飞行器前体非对称涡控制装置，在飞行器前体背风区两侧设置吹气口和振荡射流装置，通过改变射流方向，可实现非对称涡的控制，此装置较复杂且需持续的能量输入。

发明内容

为了消除战斗机、战术导弹等细长体飞行器在大攻角飞行情况下由于非对称涡产生的侧向力的不足，本发明提出了一种用于控制大迎角细长体侧向力的涡流发生装置。