專利名稱：大迎角非對稱渦單孔位微吹氣擾動(dòng)主動(dòng)控制裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型為一種大迎角非對稱渦單孔位微吹氣擾動(dòng)主動(dòng)控制裝置，屬于航空航天控制技術(shù)領(lǐng)域。(二) 背景技術(shù)對于現(xiàn)代殲擊機(jī)和先進(jìn)的戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈，為了提高它們的作戰(zhàn)效能，通常對其飛行的機(jī)動(dòng)性 和敏捷性提出了很高的要求。飛行器的高機(jī)動(dòng)、高敏捷都是通過大迎角飛行甚至過失速飛行 來實(shí)現(xiàn)的，所以高效能的作戰(zhàn)飛行器必須具有優(yōu)良的大迎角空氣動(dòng)力特性。然而，由于在飛 行器大迎角繞流中將出現(xiàn)大范圍的分離流動(dòng)和復(fù)雜的旋渦流動(dòng)，特別是零側(cè)滑大迎角下前體 的非對稱渦繞流，會(huì)引起飛行器的橫側(cè)向偏離、機(jī)翼搖滾、下沖等復(fù)雜的有時(shí)甚至是不可控 的飛行現(xiàn)象。而在過失速范圍的大迎角下，傳統(tǒng)戰(zhàn)斗機(jī)布局的控制面(例如垂尾和方向舵) 被巻入機(jī)翼的分離流場中，效率急劇下降，不能提供飛機(jī)的主動(dòng)控制所要求的偏航力矩和側(cè) 向力，從而導(dǎo)致飛機(jī)在最大升力和過失速狀態(tài)的迎角范圍內(nèi)嚴(yán)重缺乏側(cè)向可控性。圖l是某 飛機(jī)無側(cè)滑飛行時(shí)偏航力矩隨迎角的變化特性，可以看出大迎角下的偏航力矩不僅量值遠(yuǎn)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變化都表現(xiàn)出了明顯的 不確定性。為了改善戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)動(dòng)性，就引出了大迎角下前體非對稱渦誘發(fā)的側(cè)向力及偏航 力矩的控制研究。對非對稱背渦的控制研究起始于上個(gè)世紀(jì)七十年代，在八十年代經(jīng)過一定的發(fā)展，從九 十年代初開始，由于第四代戰(zhàn)斗機(jī)對于大迎角機(jī)動(dòng)和過失速機(jī)動(dòng)能力的迫切需求，非對稱渦 的控制研究進(jìn)入了高潮。對非對稱渦的控制包括被動(dòng)控制和主動(dòng)控制兩大類，被動(dòng)控制是為了消除大迎角下的側(cè) 向力對飛行產(chǎn)生的危害而對背渦進(jìn)行的控制，其目的是抑制非對稱渦的產(chǎn)生或者減小非對稱 渦變化的隨機(jī)性；而主動(dòng)控制則是一種更加積極的控制思想，是有目的地控制背渦的非對稱 狀態(tài)，從而獲得我們所希望的側(cè)向力，取代已經(jīng)失效的尾翼等氣動(dòng)控制面的作用對大迎角下 的飛行器進(jìn)行控制。近十多年來人們對非對稱渦流動(dòng)的控制進(jìn)行了大量的研究，從早期的抑 制、消除非對稱渦的被動(dòng)控制發(fā)展到利用非對稱渦的主動(dòng)控制，提出了比例控制、微吹氣控 制等概念和技術(shù)。然而，在非對稱渦處于雙穩(wěn)態(tài)條件下，人們對頭部擾動(dòng)變化引起的非對稱渦響應(yīng)的現(xiàn)象和性態(tài)缺乏了解和認(rèn)識(shí)，從而至今尚未得到可實(shí)用的主動(dòng)控制方法和技術(shù)。在模型頭部設(shè)置微小擾動(dòng)塊和吹氣是被廣泛采用的兩種主動(dòng)控制技術(shù)，二者具有各自的 優(yōu)點(diǎn)和缺點(diǎn)，國內(nèi)外對這兩種控制技術(shù)都做了大量的研究，但是大都很難取得理想的主動(dòng)控 制效果。在該研究領(lǐng)域有代表性的是威里姆斯(Williams)提出的微吹吸氣技術(shù)和勞斯(Ross) 提出的微吹氣控制技術(shù)，都是采用頭部擾動(dòng)對細(xì)長旋成體大迎角非對稱渦及其側(cè)向力特性進(jìn) 行主動(dòng)控制。但是目前發(fā)表的幾乎所有這一類的吹氣或吹吸氣技術(shù)都是將雙孔位或單孔位設(shè) 置于背風(fēng)側(cè)對稱面的兩側(cè)(例如& = ±135°)，其基本思想就是讓吹氣擾動(dòng)位接近于非對稱渦 流型轉(zhuǎn)變的敏感位置，這兩孔的周向位置正好對應(yīng)著非對稱渦的左右渦不同流型。然而，當(dāng) 迎角增大到使非對稱渦系達(dá)到雙穩(wěn)態(tài)狀態(tài)時(shí)，這樣的吹氣擾動(dòng)孔位布局將使非對稱渦流型以 突變方式轉(zhuǎn)變，所對應(yīng)的側(cè)向力也以階躍方式變化，側(cè)向力的這種變化形態(tài)難以用于飛行器 的橫側(cè)向控制。為此，勞斯(Ross)提出用增加頭部鈍度或減少迎角來解決這一問題，實(shí)際 這兩個(gè)措施就是要遠(yuǎn)離非對稱渦的雙穩(wěn)態(tài)狀態(tài)，可是隨之而來的是非對稱渦強(qiáng)度變?nèi)?，相?yīng) 的側(cè)向力變小，即橫側(cè)向主動(dòng)控制的容量也將變小。現(xiàn)代殲擊機(jī)和先進(jìn)的戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的高機(jī)動(dòng)、高敏捷都是通過大迎角飛行甚至過失速飛行來 實(shí)現(xiàn)的，所以高效能的作戰(zhàn)飛行器必須具有優(yōu)良的大迎角空氣動(dòng)力特性。然而，目前先進(jìn)飛 行器基本均采用了具有細(xì)長旋成體特征的前機(jī)身，細(xì)長旋成體在大迎角下會(huì)出現(xiàn)由于加工誤 差的不確定分布引起的流動(dòng)的不確定，并伴隨產(chǎn)生大的側(cè)向力，特別是零側(cè)滑大迎角下前體 的非對稱渦繞流，會(huì)引起飛行器的橫側(cè)向偏離、機(jī)翼搖滾、下沖等復(fù)雜的有時(shí)甚至是不可控 的飛行現(xiàn)象。而在過失速范圍的大迎角下，傳統(tǒng)戰(zhàn)斗機(jī)布局的控制面(例如垂尾和方向舵) 被巻入機(jī)翼的分離流場中，效率急劇下降，不能提供飛機(jī)的主動(dòng)控制所要求的偏航力矩和側(cè) 向力，從而導(dǎo)致飛機(jī)在最大升力和過失速狀態(tài)的迎角范圍內(nèi)嚴(yán)重缺乏側(cè)向可控性。 (三)實(shí)用新型內(nèi)容針對上述存在的問題和困難，本實(shí)用新型提出一種大迎角非對稱渦單孔位微吹氣擾動(dòng)主 動(dòng)控制技術(shù)系統(tǒng)，其目的是為現(xiàn)代先進(jìn)飛行器的設(shè)計(jì)和高性能的發(fā)揮提供重要的控制策略 和技術(shù)手段，利用飛行器或細(xì)長旋成體大迎角下自然產(chǎn)生的非對稱側(cè)向力和偏航力矩，在大 迎角飛行、常規(guī)控制舵面失效的情況下，實(shí)現(xiàn)對飛行器大迎角飛行的側(cè)向控制，從而改善和 提高戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)動(dòng)性和敏捷性。從而使得飛行器在不同飛行狀態(tài)下采用不同的控制策略以獲 得最優(yōu)的飛行性能，圖2所示為飛行器方向舵和前體渦控制技術(shù)在不同迎角下的控制效能比較，正是這種大迎角下前體非對稱渦控制效能的巨大潛力成為本實(shí)用新型的重要需求基礎(chǔ)。 本實(shí)用新型在旋成體頭部采用單孔位微吹氣技術(shù)實(shí)現(xiàn)了特定吹氣孔位置下(^ = 60°~120°)對旋成體側(cè)向力的主動(dòng)控制。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明隨著擾動(dòng)吹氣量C/z的增加， 截面?zhèn)认蛄η€由雙周期變化向單周期變化過渡，而且這種過渡是以漸變方式進(jìn)行的， 意味著非對稱渦原先處于該側(cè)低位渦狀態(tài)會(huì)隨著同側(cè)迎風(fēng)區(qū)的吹氣動(dòng)量的增加而逐漸演化為 同側(cè)高位渦狀態(tài)。正是這種流型的漸變方式為實(shí)施對橫側(cè)向氣動(dòng)特性的主動(dòng)擾動(dòng)控制提供了 流動(dòng)的物理基礎(chǔ)。本實(shí)用新型一種大迎角非對稱渦單孔位微吹氣擾動(dòng)主動(dòng)控制裝置，其包括有供氣和流量調(diào)節(jié)系統(tǒng)及單孔位微吹氣模型組成；該單孔位微吹氣模型具有可旋轉(zhuǎn)吹氣 頭部、微吹氣裝置總成及模型前段、模型中段、模型后段共四部分；該可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部連接微吹氣裝置總成及模型前段，微吹氣裝置總成及模型前段連接模 型中段，模型中段連接模型后段。模型結(jié)構(gòu)及實(shí)現(xiàn)精細(xì)的模型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是本實(shí)用新型的基礎(chǔ)，由于采用頭部單孔位微吹 氣技術(shù)，吹氣量小，吹氣流量又要求自動(dòng)可調(diào)，而且要求吹氣擾動(dòng)的位置要盡量靠近模型頭 部的尖點(diǎn)，以便獲得最大的側(cè)向力控制量，因此模型頭部的設(shè)計(jì)和加工技術(shù)是十分重要的；精細(xì)的微吹氣孔設(shè)計(jì)及加工精細(xì)的微吹氣孔設(shè)計(jì)和加工是實(shí)現(xiàn)單孔位微吹氣擾動(dòng)主動(dòng) 控制的關(guān)鍵技術(shù)；該可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部，主要包括有吹氣孔(直徑《0.5mm)、導(dǎo)氣孔(直徑0.8mm)、不銹鋼 管(外徑lmni)、連接平鍵和固緊嫘栓孔；該吹氣孔位于離開模型頭尖部0 3咖位置處，沿 模型表面的法線方向，直徑0.5mm或更小，為了提高吹氣控制的效能，如果加工技術(shù)可行， 吹氣孔離開頭尖部的距離越小越好； 其中，該吹氣孔是飛行器頭尖部離開頭尖點(diǎn)2mm處打一個(gè)直徑等于0. 5ram的小孔； 其中，該吹氣孔是飛行器頭尖部離開頭尖點(diǎn)l圓處打一個(gè)直徑小于0. 5mm的小孔；微吹氣裝置總成及模型前段是實(shí)現(xiàn)微吹氣擾動(dòng)沿模型軸線周向旋轉(zhuǎn)，研究微吹氣擾動(dòng)對大迎角非對稱渦控制特性的重要機(jī)構(gòu)；該微吹氣裝置總成及模型前段，主要由精密軸承、電機(jī)旋轉(zhuǎn)軸、吹氣孔軟管接頭、聯(lián)軸節(jié)、步進(jìn)電機(jī)支架、模型前段外殼和步進(jìn)電機(jī)組成；其工作原理為步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動(dòng)器接受計(jì)算機(jī) 發(fā)出的旋轉(zhuǎn)角度指令，控制步進(jìn)電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)，并通過聯(lián)軸節(jié)和電機(jī)旋轉(zhuǎn)軸帶動(dòng)可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部 1轉(zhuǎn)動(dòng)到指定角度位置，實(shí)現(xiàn)微吹氣擾動(dòng)對非對稱渦的控制；吹氣量控制技術(shù)，本實(shí)用新型的核心是采用微吹氣擾動(dòng)實(shí)現(xiàn)對飛行器側(cè)向力的主動(dòng)控制， 因此微吹氣量的調(diào)節(jié)和控制是實(shí)現(xiàn)微量擾動(dòng)的關(guān)鍵；本實(shí)用新型采用微量流量計(jì)、精細(xì)的吹 氣孔加工和吹氣管路設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)了吹氣量的精確控制；該供氣和流量調(diào)節(jié)系統(tǒng)由氮?dú)馄恳来芜B接的減壓閥、流量計(jì)、壓力表、氣體管路及單孔位微吹氣模型所組成；該氮?dú)馄績?nèi)的高壓氣體(壓力15MPa)通過減壓閥將壓力減小到0. 4 0.6MPa，通過流量計(jì)、壓力表和氣體管路引入單孔位微吹氣模型，并通過吹氣孔軟管接頭2.3 引入可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部，然后通過不銹鋼管(外徑lmm)、導(dǎo)氣孔(直徑0.8mm)和吹氣孔(直 徑《0.5mm)將控制氣體吹入流場，起到對非對稱渦的控制作用；吹氣流量的控制主要通過流 量計(jì)的調(diào)節(jié)來實(shí)現(xiàn)，流量控制精度取決于流量計(jì)；吹氣孔該吹氣孔位置的選擇是本實(shí)用新型的關(guān)鍵技術(shù)之一，在可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部沿周向 一周(360° )的變化過程中，細(xì)長旋成體或飛機(jī)大迎角下的側(cè)向力和偏航力矩會(huì)隨著微吹氣 周向位置的變化而呈現(xiàn)出周期性改變，在這一變化過程中，不僅存在側(cè)向力隨微吹氣量增大 由正到負(fù)或由負(fù)到正的兩個(gè)不同方向的變化，而且存在側(cè)向力變化的可控區(qū)和非可控區(qū)，因 此，可控有效控制位的選擇是本實(shí)用新型的關(guān)鍵技術(shù)；圖7是迎角50° 、不同吹氣動(dòng)量系數(shù)Cw下單孔位微吹氣模型截面?zhèn)认蛄y隨微吹氣擾 動(dòng)周向位置^變化的C_T7曲線；從圖中可以看出隨著微吹氣動(dòng)量系數(shù)的增大，截面?zhèn)认蛄﹄S 模型頭部微吹氣擾動(dòng)旋轉(zhuǎn)一周的變化呈現(xiàn)出由雙周期逐漸演化為單周期的變化特性，這正是 采用模型可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部微吹氣擾動(dòng)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)對非對稱渦主動(dòng)控制的物理基礎(chǔ)；圖8是將圖7中迎角50° 、不同吹氣擾動(dòng)周向角y (0° 180° )下單孔位微吹氣模型 截面?zhèn)认蛄?y隨微吹氣動(dòng)量系數(shù)CA的變化曲線，從中可以看出吹氣孔位于周向60° 130 °是有效可控區(qū)域，在該區(qū)域隨著微吹氣動(dòng)量系數(shù)的增大，截面?zhèn)认蛄χ饾u由負(fù)值變化為正 直，該變化規(guī)律可用于對細(xì)長旋成體或飛機(jī)的橫側(cè)控制，其它區(qū)域微吹氣起不到對非對稱渦 的主動(dòng)控制作用，也無法實(shí)現(xiàn)對細(xì)長旋成體或飛機(jī)的橫側(cè)控制;綜上所述，本實(shí)用新型所述的主動(dòng)控制裝置,其技術(shù)方案再重述如下本實(shí)用新型一種大迎角非對稱渦單孔位微吹氣擾動(dòng)主動(dòng)控制裝置，其包括有可旋轉(zhuǎn) 吹氣頭部、微吹氣裝置總成以及供氣和流量調(diào)節(jié)裝置。A可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部(圖5)，通過連接平鍵和連接軸的配合實(shí)現(xiàn)可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部與微吹氣裝置 總成(裝置B)的連接，并通過固緊螺栓孔、采用螺栓實(shí)現(xiàn)連接加固；可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部主 要包括(a) 吹氣孔，在飛行器頭尖部離開頭尖點(diǎn)0 3mm內(nèi)打一個(gè)直徑《0. 5咖的小孔作為吹 氣孔，吹氣孔的軸線沿模型表面的法線方向；(b) 導(dǎo)氣孔，在模型頭尖部內(nèi)加工一個(gè)直徑小于0.8mm的盲孔，盲孔前端與吹氣孔連 通，后端密封并連接一段外徑lmm、內(nèi)徑不小于0.6mm的不銹鋼管，該不銹鋼管后 端面連接一段長度約1 2m的塑料軟管；其中，該吹氣孔是飛行器頭尖部離開頭尖點(diǎn)2mm處打一個(gè)直徑等于0. 5mm的小孔； 其中，該吹氣孔是飛行器頭尖部離開頭尖點(diǎn)lirnii處打一個(gè)直徑小于0. 5mm的小孔；B微吹氣裝置總成(圖6):通過柱面配合、圓柱銷和螺栓分別實(shí)現(xiàn)微吹氣裝置總成與模型中 段、模型中段與模型后段的連接，組合成整個(gè)模型；模型中段和模型后段僅是模型的一部 分；微吹氣裝置總成主要包括-(a) 連接軸，該連接軸前端與可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部(裝置A)連接，后端與步進(jìn)電機(jī)連接， 步進(jìn)電機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)通過連接軸傳遞給可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部，實(shí)現(xiàn)吹氣孔的空間定位，即 實(shí)現(xiàn)角度^ = 60。~120。的調(diào)整；在連接軸中間加工一個(gè)直徑2mra的盲孔，盲孔后端 面與吹氣孔軟管接頭連通，可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部(裝置A)中不銹鋼管連接的塑料軟 管通過連接軸中間的孔和吹氣孔軟管接頭伸出模型體外，連接到供氣和流量調(diào)節(jié) 裝置(裝置C)，實(shí)現(xiàn)吹氣供給；(b) 步進(jìn)電機(jī)，通過步進(jìn)電機(jī)支架實(shí)現(xiàn)與模型前段外殼的連接，通過精密軸承和連接 軸將步進(jìn)電機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)精確傳遞給可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部(裝置A);C供氣和流量調(diào)節(jié)裝置(圖7)，該供氣和流量調(diào)節(jié)裝置主要由氮?dú)馄?、減壓閥、流量計(jì)、 壓力表和氣體管路組成;氮?dú)馄績?nèi)的高壓氣體(壓力15MPa)通過減壓閥將壓力減小到0. 4 0.6MPa,通過流量計(jì)和壓力表進(jìn)行流量調(diào)節(jié)，然后將氣體管路與可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部(裝置A) 中引出模型體外的塑料軟管連接，實(shí)現(xiàn)吹氣供給。本實(shí)用新型之大迎角非對稱渦單孔位微吹氣擾動(dòng)主動(dòng)控制裝置,其主動(dòng)控制方法的步 驟如下步驟一裝置制作和準(zhǔn)備(1) 可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部的制作，在飛行器頭尖部離開頭尖點(diǎn)0 3ram內(nèi)打一個(gè)直徑《0.5mm 的小孔作為吹氣孔，吹氣孔的軸線沿模型表面的法線方向，并通過導(dǎo)氣孔、不銹鋼管 和微吹氣裝置總成連接到供氣和流量調(diào)節(jié)裝置；(2) 微吹氣裝置總成以及供氣和流量調(diào)節(jié)裝置的準(zhǔn)備； 步驟二模型狀態(tài)與氣源調(diào)整(1) 將吹氣孔調(diào)整到^ = 60°~120°的有效可控區(qū)域(如圖4中陰影區(qū)所示)；(2) 將吹氣孔通過供氣和流量調(diào)節(jié)裝置與壓力高于0. 4Mpa的氣源連接(如圖7所示)；步驟三側(cè)向力控制實(shí)施調(diào)節(jié)流量計(jì)(圖7)改變吹氣流量，對飛行器側(cè)向力實(shí)施方向和大小的控制，側(cè)向力的 變化與吹氣流量成函數(shù)關(guān)系(圖10所示)。本實(shí)用新型一種大迎角非對稱渦單孔位微吹氣擾動(dòng)主動(dòng)控制裝置，其優(yōu)點(diǎn)及有益效果 是為現(xiàn)代先進(jìn)飛行器的設(shè)計(jì)和高性能的發(fā)揮必將提供重要的控制策略和技術(shù)手段，利用飛 行器或細(xì)長旋成體大迎角下自然產(chǎn)生的非對稱側(cè)向力和偏航力矩，在飛行器大迎角飛行、常 規(guī)控制舵面失效的情況下，實(shí)現(xiàn)對飛行器大迎角飛行的側(cè)向控制，從而改善和提高飛行器的 機(jī)動(dòng)性和敏捷性，為現(xiàn)代先進(jìn)飛行器大迎角飛行控制提供了一項(xiàng)重要的新技術(shù)，同明也為現(xiàn) 代戰(zhàn)斗機(jī)研制和發(fā)展起到重要的促進(jìn)作用。

圖1 Fill飛機(jī)無側(cè)滑飛行時(shí)偏航力矩隨迎角的變化特性圖2飛行器方向舵和前體渦控制技術(shù)在不同迎角下的控制效能圖3單孔位微吹氣模型結(jié)構(gòu)圖圖4模型可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部結(jié)構(gòu)圖圖5微吹氣裝置總成及模型前段圖圖6供氣和流量調(diào)節(jié)系統(tǒng)原理圖圖7迎角50° 、不同吹氣動(dòng)量系數(shù)c^下單孔位微吹氣模型截面?zhèn)认蛄y隨微吹氣擾動(dòng)周向位置^變化的曲線圖。 圖8迎角50° 、不同吹氣擾動(dòng)周向角y下單孔位微吹氣模型截面?zhèn)认蛄/隨微吹氣動(dòng)量 系數(shù)Cw的變化特性曲線圖。圖中標(biāo)號如下1可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部2微吹氣裝置總成及模型前段3模型中段4模型后段1. 1吹氣孔1.2導(dǎo)氣孔1.3不銹鋼管1. 4連接平鍵1.5固緊螺栓孔2. 1精密軸承2. 2電機(jī)旋轉(zhuǎn)軸2. 3吹氣孔軟管接頭2. 4聯(lián)軸節(jié)2.5步進(jìn)電機(jī)支架2.6模型前段外殼2.7步進(jìn)電機(jī)6. 1氮?dú)馄?. 2減壓閥6. 3流量計(jì)6.4壓力表具體實(shí)施方式
本實(shí)用新型一種大迎角非對稱渦單孔位微吹氣擾動(dòng)主動(dòng)控制裝置，在研究細(xì)長旋成體 大迎角非對稱流動(dòng)確定性的基礎(chǔ)上，通過在模型頭部適當(dāng)位置設(shè)置微小吹氣孔，并進(jìn)行微吹 氣流量控制，利用單孔位微吹氣技術(shù)實(shí)現(xiàn)了對大迎角細(xì)長旋成體側(cè)向力的主動(dòng)控制，為飛行器大迎角下的橫側(cè)控制特性提供了重要的技術(shù)基礎(chǔ)，為發(fā)展具有高敏捷性和機(jī)動(dòng)性的先進(jìn)現(xiàn) 代飛行器提供了重要的技術(shù)手段。本實(shí)用新型一種大迎角非對稱渦單孔位微吹氣擾動(dòng)主動(dòng)控制裝置，其包括有-供氣和流量調(diào)節(jié)系統(tǒng)及單孔位微吹氣模型組成；該單孔位微吹氣模型具有可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部l、微吹氣裝置總成及模型前段2、模型中段3、模型后段共四部分；該可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部(1)連接微吹氣裝置總成及模型前段(2),微吹氣裝置總成及模型前段(2)連接模型中段(3)，模型中段(3)連接模型后段(4)。模型結(jié)構(gòu)及實(shí)現(xiàn)精細(xì)的模型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是本實(shí)用新型的基礎(chǔ)，由于采用頭部單孔位微吹氣技術(shù)，吹氣量小，吹氣流量又要求自動(dòng)可調(diào)，而且要求吹氣擾動(dòng)的位置要盡量靠近模型頭部的尖點(diǎn)，以便獲得最大的側(cè)向力控制量，因此模型頭部的設(shè)計(jì)和加工技術(shù)是十分重要的；精細(xì)的微吹氣孔設(shè)計(jì)及加工精細(xì)的微吹氣孔設(shè)計(jì)和加工是實(shí)現(xiàn)單孔位微吹氣擾動(dòng)主動(dòng) 控制的關(guān)鍵技術(shù)；該可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部1，主要包括有吹氣孔1.1 (直徑《0. 5mm)、導(dǎo)氣孔1. 2(直徑0. 8隱)、 不銹鋼管1. 3 (外徑lmra)、連接平鍵1. 4和固緊螺栓孔1. 5;該吹氣孔1.1位于離開模型頭 尖部2mm位置處，沿模型表面的法線方向，直徑0.5mm或更小，為了提高吹氣控制的效能， 如果加工技術(shù)可行，吹氣孔1. 1離開頭尖部的距離越小越好；其中，該吹氣孔是飛行器頭尖部離開頭尖點(diǎn)2mm處打一個(gè)直徑等于0. 5ram的小孔； 其中，該吹氣孔是飛行器頭尖部離開頭尖點(diǎn)lmm處打一個(gè)直徑小于0. 5mm的小孔； 微吹氣裝置總成及模型前段2:是實(shí)現(xiàn)微吹氣擾動(dòng)沿模型軸線周向旋轉(zhuǎn)，研究微吹氣擾 動(dòng)對大迎角非對稱渦控制特性的重要機(jī)構(gòu)；該微吹氣裝置總成及模型前段2，主要由精密軸承2.1、電機(jī)旋轉(zhuǎn)軸2.2、吹氣孔軟管接 頭2.3、聯(lián)軸節(jié)2.4、步進(jìn)電機(jī)支架2.5、模型前段外殼2.6和步進(jìn)電機(jī)2.7組成；其工作原理 為步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動(dòng)器接受計(jì)算機(jī)發(fā)出的旋轉(zhuǎn)角度指令，控制步進(jìn)電機(jī)2.7轉(zhuǎn)動(dòng)，并通過聯(lián)軸 節(jié)2.4和電機(jī)旋轉(zhuǎn)軸2.2帶動(dòng)可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部1轉(zhuǎn)動(dòng)到指定角度位置，實(shí)現(xiàn)微吹氣擾動(dòng)對非對 稱渦的控制；吹氣量控制技術(shù)，本實(shí)用新型的核心是采用微吹氣擾動(dòng)實(shí)現(xiàn)對飛行器側(cè)向力的主動(dòng)控制， 因此微吹氣量的調(diào)節(jié)和控制是實(shí)現(xiàn)微量擾動(dòng)的關(guān)鍵；本實(shí)用新型采用微量流量計(jì)、精細(xì)的吹 氣孔加工和吹氣管路設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)了吹氣量的精確控制；該供氣和流量調(diào)節(jié)系統(tǒng)由氮?dú)馄恳来芜B接的減壓閾、流量計(jì)、壓力表、氣體管路及單孔位微吹氣模型所組成；該氮?dú)馄績?nèi)的高壓氣體(壓力15MPa)通過減壓閥將壓力減小到0. 4 0.6MPa，通過流量計(jì)、壓力表和氣體管路引入單孔位微吹氣模型，并通過吹氣孔軟管接頭2.3 引入可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部l，然后通過不銹鋼管1.3 (外徑lmm)、導(dǎo)氣孔1.2 (直徑0.8咖)和吹 氣孔l.l (直徑《0.5mm)將控制氣體吹入流場，起到對非對稱渦的控制作用；吹氣流量的控 制主要通過流量計(jì)的調(diào)節(jié)來實(shí)現(xiàn)，流量控制精度取決于流量計(jì)；吹氣孔該吹氣孔1. 1位置的選擇是本實(shí)用新型的關(guān)鍵技術(shù)之一，在可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部1 沿周向一周(360° )的李化過程中，細(xì)長旋成體或飛機(jī)大迎角下的側(cè)向力和偏航力矩會(huì)隨著 微吹氣周向位置的變化而呈現(xiàn)出周期性改變，在這一變化過程中，不僅存在側(cè)向力隨微吹氣 量增大由正到負(fù)或由負(fù)到正的兩個(gè)不同方向的變化，而且存在側(cè)向力變化的可控區(qū)和非可控 區(qū)，因此，可控有效控制位的選擇是本實(shí)用新型的關(guān)鍵技術(shù)；圖7是迎角50° 、不同吹氣動(dòng)量系數(shù)O下單孔位微吹氣模型截面?zhèn)认蛄/隨微吹氣擾 動(dòng)周向位置^變化的曲線；從圖中可以看出隨著微吹氣動(dòng)量系數(shù)的增大，截面?zhèn)认蛄﹄S 模型頭部微吹氣擾動(dòng)旋轉(zhuǎn)一周的變化呈現(xiàn)出由雙周期逐漸演化為單周期的變化特性，這正是 采用模型可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部微吹氣擾動(dòng)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)對非對稱渦主動(dòng)控制的物理基礎(chǔ)；圖8是將圖7中迎角50° 、不同吹氣擾動(dòng)周向角y (0° 180° )下單孔位微吹氣模型 截面?zhèn)认蛄?y隨微吹氣動(dòng)量系數(shù)Cw的變化曲線，從中可以看出吹氣孔位于周向60° 130 °是有效可控區(qū)域，在該區(qū)域隨著微吹氣動(dòng)量系數(shù)的增大，截面?zhèn)认蛄χ饾u由負(fù)值變化為正 直，該變化規(guī)律可用于對細(xì)長旋成體或飛機(jī)的橫側(cè)控制，其它區(qū)域微吹氣起不到對非對稱渦 的主動(dòng)控制作用，也無法實(shí)現(xiàn)對細(xì)長旋成體或飛機(jī)的橫側(cè)控制；請參閱圖3至圖6所示，該發(fā)明技術(shù)方案主要包括有高壓氮?dú)馄?、減壓閥、流量計(jì)、 壓力表、氣體管路、該單孔位微吹氣模型的可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部1、微吹氣裝置總成及模型前段2、 模型中段3和模型后段4組成，具體技術(shù)方案如下-(1)該單孔位微吹氣模型設(shè)計(jì)及加工該模型設(shè)計(jì)的關(guān)鍵是可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部1 (如圖4 所示)和微吹氣裝置總成及模型前段2 (如圖5所示)，該可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部l主要包 括有吹氣孔l.l (直徑《0.5國)、導(dǎo)氣孔1.2 (直徑0.8mm)、不銹鋼管1. 3、連接平 鍵1.4、固緊螺栓孔1.5及導(dǎo)氣管路；吹氣孔l.l位于離開模型頭尖部2mm位置處， 沿模型表面的法線方向，直徑0.5ram或更小，為了提高吹氣控制的效能，如果加工技 術(shù)可行，吹氣孔離開頭尖部的距離越小越好；該微吹氣裝置總成及模型前段2，主要 包括有精密軸承2.1、電機(jī)旋轉(zhuǎn)軸2.2、吹氣孔軟管接頭2.3、聯(lián)軸節(jié)2.4、步進(jìn)電機(jī) 支架2.5、模型前段外殼2.6和步進(jìn)電機(jī)2.7，是可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部1的運(yùn)動(dòng)控制機(jī)構(gòu)和微吹氣的導(dǎo)入裝置；(2) 流量調(diào)節(jié)系統(tǒng)請參閱圖6所示，流量調(diào)節(jié)系統(tǒng)是實(shí)現(xiàn)微吹氣控制的重要環(huán)節(jié)，主要 由高壓氮?dú)馄?.1、減壓閥6.2、流量計(jì)6.3、壓力表6.4、氣體管路組成；吹氣流量 的控制主要通過流量計(jì)的調(diào)節(jié)來實(shí)現(xiàn)，流量控制精度取決于流量計(jì)；(3) 吹氣孔位置選擇請參閱圖7和8所示，隨著微吹氣動(dòng)量系數(shù)Oi的增大，單孔位微 吹氣模型的截面?zhèn)认蛄﹄S模型頭部吹氣擾動(dòng)周向位置旋轉(zhuǎn)一周的變化規(guī)律呈現(xiàn)出雙周 期到單周期的變化，這正是采用模型頭部微吹氣擾動(dòng)實(shí)現(xiàn)非對稱渦主動(dòng)控制的物理基 礎(chǔ)；當(dāng)吹氣孔位于周向60° 13(T時(shí)，截面?zhèn)认蛄﹄S著吹氣動(dòng)量系數(shù)的增大逐漸由 負(fù)值變成正值，即吹氣孔位于周向60° ~130°是有效可控區(qū)域；其它吹氣孔位置為 無效控制位；具體實(shí)施方式
如下請參閱附圖所示；〈1>、高壓氮?dú)馄?. 1的高壓氣體(壓力150Mpa)通過減壓閥6.2將壓力減小到0. 4 0.6MPa，通過流量計(jì)6.3、壓力表6. 4和氣體管路引入單孔位微吹氣模型，并通過吹氣孔軟 管接頭2.3引入可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部1，然后通過1.3不銹鋼管、導(dǎo)氣孔1.2 (直徑0.8mm)和吹 氣孔1. 1 (直徑《0. 5mm)將控制氣體吹入流場；<2>、步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動(dòng)器接受計(jì)算機(jī)發(fā)出的旋轉(zhuǎn)角度指令，控制步進(jìn)電機(jī)2.7轉(zhuǎn)動(dòng)，并通過 聯(lián)軸節(jié)2.4和電機(jī)旋轉(zhuǎn)軸2.2帶動(dòng)單孔位微吹氣模型的可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部1轉(zhuǎn)動(dòng)到指定角度位 置；〈3>、將吹氣孔1.1調(diào)整于位于周向60。 ~130°有效可控區(qū)域內(nèi)，通過流量計(jì)6.3調(diào)節(jié) 實(shí)現(xiàn)微吹氣流量的控制，從而實(shí)現(xiàn)微吹氣擾動(dòng)對非對稱渦的主動(dòng)控制。
權(quán)利要求1、一種大迎角非對稱渦單孔位微吹氣擾動(dòng)主動(dòng)控制裝置，其特征在于它包括有可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部(1)、微吹氣裝置總成(2)以及供氣和流量調(diào)節(jié)裝置；A可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部(1)，通過連接平鍵(1.4)和連接軸(2.2)的配合實(shí)現(xiàn)可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部(1)與微吹氣裝置總成(2)的連接，并通過固緊螺栓孔(1.5)、采用螺栓實(shí)現(xiàn)連接加固；可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部(1)主要包括(a)吹氣孔(1.1)，在飛行器頭尖部離開頭尖點(diǎn)0～3mm內(nèi)打一個(gè)直徑≤0.5mm的小孔作為吹氣孔(1.1)，吹氣孔(1.1)的軸線沿模型表面的法線方向；(b)導(dǎo)氣孔(1.2)，在模型頭尖部內(nèi)加工一個(gè)直徑小于0.8mm的盲孔，盲孔前端與吹氣孔(1.1)連通，后端密封并連接一段外徑1mm、內(nèi)徑不小于0.6mm的不銹鋼管(1.3)，該不銹鋼管后端面連接一段長度為1～2m的塑料軟管；B微吹氣裝置總成(2)通過柱面配合、圓柱銷和螺栓分別實(shí)現(xiàn)微吹氣裝置總成(2)與模型中段(3)、模型中段(3)與模型后段(4)的連接，組合成整個(gè)模型；模型中段(3)和模型后段(4)僅是模型的一部分；微吹氣裝置總成(2)主要包括(a)連接軸(2.2)，該連接軸前端與可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部(1)連接，后端與步進(jìn)電機(jī)(2.6)連接，步進(jìn)電機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)通過連接軸傳遞給可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部(1)，實(shí)現(xiàn)吹氣孔(1.1)的空間定位，即實(shí)現(xiàn)角度θr＝60°～120°的調(diào)整；在連接軸(2.2)中間加工一個(gè)直徑2mm的盲孔，盲孔后端面與吹氣孔軟管接頭(2.3)連通，可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部(1)中不銹鋼管(1.3)連接的塑料軟管通過連接軸(2.2)中間的孔和吹氣孔軟管接頭(2.3)伸出模型體外，連接到供氣和流量調(diào)節(jié)裝置，實(shí)現(xiàn)吹氣供給；(b)步進(jìn)電機(jī)(2.6)，通過步進(jìn)電機(jī)支架(2.4)實(shí)現(xiàn)與模型前段外殼(2.5)的連接，通過精密軸承(2.1)和連接軸(2.2)將步進(jìn)電機(jī)(2.6)的轉(zhuǎn)動(dòng)精確傳遞給可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部(1)；C供氣和流量調(diào)節(jié)裝置，該供氣和流量調(diào)節(jié)裝置主要由氮?dú)馄俊p壓閥、流量計(jì)、壓力表和氣體管路組成；氮?dú)馄績?nèi)的15MPa高壓氣體通過減壓閥將壓力減小到0.4～0.6MPa，通過流量計(jì)和壓力表進(jìn)行流量調(diào)節(jié)，然后將氣體管路與可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部1中引出模型體外的塑料軟管連接，實(shí)現(xiàn)吹氣供給。
2、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的大迎角非對稱渦單孔位微吹氣擾動(dòng)主動(dòng)控制裝置，其特征在于 所述吹氣孔(l. 1)，是在飛行器頭尖部離開頭尖點(diǎn)2mm處打一個(gè)直徑等于0. 5mm的小孔。
3、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的大迎角非對稱渦單孔位微吹氣擾動(dòng)主動(dòng)控制裝置，其特征在于 所述吹氣孔(l. 1)，是在飛行器頭尖部離開頭尖點(diǎn)lmm處打一個(gè)直徑小于0. 5mra的小孔。
專利摘要一種大迎角非對稱渦單孔位微吹氣擾動(dòng)主動(dòng)控制裝置，包括有可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部、微吹氣裝置總成及供氣和流量調(diào)節(jié)裝置；該供氣和流量調(diào)節(jié)裝置由氮?dú)馄?、減壓閥、流量計(jì)、壓力表、氣體管路及單孔位微吹氣模型組成；該氮?dú)馄績?nèi)的高壓氣體通過減壓閥將壓力減小到0.4～0.6MPa，通過流量計(jì)、壓力表和氣體管路引入單孔位微吹氣模型的可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部，然后通過不銹鋼管、導(dǎo)氣孔和吹氣孔將控制氣體吹入流場，起到對非對稱渦的控制作用，吹氣流量的控制通過調(diào)節(jié)流量計(jì)實(shí)現(xiàn)。該可旋轉(zhuǎn)吹氣頭部的吹氣孔設(shè)在位于離開模型頭尖部3mm位置處，吹氣孔離開頭尖部的距離越小越好。該裝置為現(xiàn)代先進(jìn)飛行器的設(shè)計(jì)和高性能的發(fā)揮提供了重要的控制策略和技術(shù)手段。
文檔編號B64C21/04GK201380960SQ20082012371
公開日2010年1月13日 申請日期2008年11月12日 優(yōu)先權(quán)日2008年11月12日
發(fā)明者巖 李, 王延奎, 偉 田, 鄧學(xué)鎣, 陳學(xué)銳, 馬寶鋒 申請人:北京航空航天大學(xué)