[发明专利]基于翼间气栅系统的大迎角飞行气流分离控制方法

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方法，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方法，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。

本发明首先提供的一种基于机翼气栅系统的大迎角飞行气流分离控制方法，具体控制方法包括如下步骤：

步骤一：飞行状态判定

飞行控制系统根据迎角传感器感受飞行迎角姿态，压力传感器感受机翼上下表面压力。飞行器飞行时，当迎角达到设定值，并且机翼上下表面压力差达到设定值或压力脉动达到设定值时，飞行控制系统判定飞行器已进入大迎角飞行状态，并且气流已经分离。

所述迎角传感器设置在飞行器的头部或者机翼。

步骤二：气栅系统中的蒙皮组件启动；

飞行控制系统判定飞行器进入大迎角飞行且气流分离后，由飞行控制系统控制蒙皮驱动装置开启蒙皮，蒙皮开启后，使部分气流直接通过气栅通道流向机翼上表面，确保机翼上表面气流分离涡在气栅气流吹洗下，脱离机翼上表面，进而改善飞行器大迎角飞行空气绕流特性，延缓失速。

蒙皮开启角度原则：机翼下方蒙皮开启角度等于迎角。机翼上方蒙皮开启角度在迎角小于45度时，以改善空气绕流，尽量使分离涡吹离机翼表面为原则；大于45度时，即使在某些措施下气流不分离，但此时气动力的升力分量必然小于阻力分量，因此，在大于45度时蒙皮开启角度应与气流来流角度相一致，使气流直接通过机翼。

步骤三：气栅系统中的气栅隔板偏转产生侧向控制力；

常规布局飞机，其垂尾和方向舵通常位于机身上方，因此在大迎角飞行时，垂尾和方向舵经常处于机身气流分离区内，进而造成飞行器横航向稳定性和横航向操作效率降低，这也是大迎角飞行横航向偏离和姿态不可控的原因之一。采用气栅系统后，当飞行器进入大迎角飞行状态，并且气流分离后，蒙皮开启，此时，为加强飞行姿态控制能力，可按照飞行控制系统要求偏转气栅隔板，气流流过偏转的气栅隔板，将在气栅隔板上产生侧向控制力。侧向控制力的大小和方向与气栅隔板面积、偏转角度、蒙皮开启角度有关。为加强大迎角飞行空间姿态改变能力，飞行器不同位置的气栅系统可单独控制。

气栅系统的设计及其在飞行器上的位置布局将直接决定飞行器大迎角飞行空气绕流改善效果，因此气栅系统设计将是能否实现空气绕流改善的关键。在飞行器设计阶段，应根据飞行器整体设计要求运用风洞试验或CFD模拟方法对气栅系统的布置位置、物理尺寸、控制策略等进行详细设计。

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；