一種通過頭尖部人工擾動抑制翼身組合體機翼搖滾運動的方法
2023-11-04 01:22:32 2
專利名稱：一種通過頭尖部人工擾動抑制翼身組合體機翼搖滾運動的方法
技術領域：
本發明是一種通過在頭尖部設置人工擾動來抑制翼身組合體機翼搖滾的方法，主要用於飛機飛行控制研究，屬於航空航天技術領域。
背景技術：
現代戰鬥機機動性和敏捷性的要求，需要飛機在大攻角範圍內仍具有很強的可控性。而飛機進入大攻角後，由於機身前體或機翼旋渦分離流的強烈作用，可能使飛機產生一種典型的非線性自激振蕩，即機翼搖滾運動，主要體現為繞著飛行器體軸的極限環振蕩，這種常見的非指令運動嚴重影響戰鬥機的操縱特性和飛行安全。因此，國內外專家學者針對機翼搖滾現象展開了大量的理論分析、風洞實驗及空中投放實驗研究，試圖從流動機理上解釋機翼搖滾產生的原因，進而對其實施有效的控制。在飛行器的實際飛行中，飛行器前體和機翼本身的旋渦流動都可能誘發機翼搖滾，但是按照主控機翼搖滾運動的流動因素的不同來劃分，可分為三類，即大後掠機翼前緣渦誘導的機翼搖滾、機身前體渦誘導的機翼搖滾以及機身前體渦和機翼渦共同作用產生的機翼搖滾。第一類機翼前緣渦誘導的機翼搖滾主要集中在80°大後掠三角翼上，在前緣渦的作用下模型在中等攻角和大攻角下有不同程度的搖滾振幅，如圖1所示。前人的研究主要針對大後掠三角翼搖滾運動和流動形態上，沒有針對抑制該類搖滾運動的研究。第二類機身前體渦誘導的機翼搖滾主要集中在小後掠機翼翼身組合體模型上(此時機翼渦由於後掠角較小已處於完全破裂狀態)，研究表明前體渦誘導的機翼搖滾比單獨機翼前緣渦誘導的搖滾更加強烈，如圖2所示。國內外對該類機翼搖滾運動進行了細緻的研究，但是大都著眼於機翼搖滾運動機理研究，對機翼搖滾的流動層面及其控制方法研究卻相對較少，主要有以下幾種加大舵面、持續旋轉頭部和頭部吹氣。如Ng等在水洞中測試並採用了前體頭尖部吹氣抑制機翼搖滾等，但這些方法需要複雜的吹氣系統，控制效果也有待提高， 並且需要持續吹氣才能抑制搖滾。第三類針對細長旋成體與80°大後掠三角翼組成的翼身組合體而言，前體渦和機翼渦都能夠誘發機翼搖滾的產生。但是國內外專家學者沒有對該類機翼搖滾的流動以及抑制該類搖滾運動的方法進行研究。本發明針對機身前體渦和機翼渦共同誘導產生的機翼搖滾運動，一旦飛行器出現搖滾現象，只需在頭尖部迎風側和背風側縱向對稱面附近(擾動周向角為0°和180°， 士 15°範圍內)設置尺寸比頭尖部的機械加工精度大的頭部人工擾動，使得機身前體渦和機翼渦處於反相位，此後無需施加任何手段，如果飛行器初始沒有搖滾，則設置人工擾動完成後，飛行器也不會出現搖滾；如果飛行器初始出現搖滾，則自動收斂至0°滾轉角平衡位置附近，實現了對機翼搖滾運動的有效控制。本發明控制方法簡單，控制效果明顯，是一種抑制機翼搖滾的新技術
發明內容
本發明提出一種通過頭尖部人工擾動來抑制翼身組合體機翼搖滾的方法，其目的是抑制由機身前體渦和機翼渦共同誘導產生的機翼搖滾運動，為飛機實現安全飛行的研究提供重要的技術手段。下面本發明將通過模型概況、未施加控制的自由搖滾運動特性和施加控制的具體過程來詳細說明1、模型概況圖3所示為本發明採用的實驗模型。該模型為細長旋成體1和80°後掠三角翼 2組成的組合體模型，前機身為尖拱，後機身為圓柱體並與前機身相切，機身最大段直徑為 60mm，機翼翼根位於機身x/D = 4. 0截面處。同時，在模型x/D = 2. 5截面均布M個測壓孔6，用於監控機身前體渦形態。為了能夠抑制機翼搖滾運動，在模型頭尖部3設置人工擾動，並且頭尖部可在頭部步進電機5的帶動下獨立旋轉，電機和頭尖部通過聯軸節4相連。 試驗中在模型頭尖部專門加工了定位刻度線，當該標記位於迎風對稱面時，模型頭部滾轉角Y = 0°，且滾轉角Y的正方向為逆流觀察的順時針方向，頭尖部及其坐標系定義如圖 4所示。2、未施加控制的自由搖滾運動特性未施加控制時的單自由度自由搖滾實驗表明在攻角27. 5°到37.5°範圍內，模型會在機身前體渦和機翼渦共同作用下出現極限環機翼搖滾運動，最大振幅約為39°，如圖5所示。3、施加控制過程本發明主要利用頭部人工擾動來抑制翼身組合體機翼搖滾運動，設置完頭部人工擾動之後要使機身前體渦和機翼渦處於反相位，所以怎樣在頭尖部設置人工擾動顯得尤為重要，下面將通過人工擾動的周向位置、人工擾動的軸向位置和人工擾動的大小進行說明3. 1人工擾動的周向位置設置人工擾動的周向位置選擇在頭尖部迎風側和背風側縱向對稱面附近(擾動周向角為0° 士 15°和180° 士 15°範圍內)，該周向角範圍內，機身前體渦和機翼前緣渦處於反相位，能夠抑制搖滾運動的產生。3. 2人工擾動的軸向位置從頭尖部開始算起，往後20mm以內，都可以設置人工擾動。3. 3人工擾動的大小人工擾動尺寸要比頭尖部的機械加工精度大，避免由於模型加工精度帶來的隨機誤差引起的不確定性，在該案例中選擇0. 2mm直徑的人工擾動。立足以上基礎，本發明通過在特定位置設置頭部人工擾動位置，使得前體渦和機翼渦處於反相位而達到抑制機翼搖滾運動的目的，實驗結果分別如圖5和圖6所示，未施加控制時的機翼搖滾為大振幅(約39° )的單極限環運動，當設置頭部人工擾動之後，此後無需任何操作，模型運動自動收斂到0°滾轉角平衡位置附近。綜合以上實驗結果，本發明通過在頭尖部設置人工擾動抑制了機翼搖滾運動，控制效果明顯，方法簡便，控制時間歷程短，是一種控制機翼搖滾的方法。
4
圖1 80°大後掠三角翼搖滾振幅的實驗結果圖2前體渦誘導的機翼搖滾與單獨三角翼誘導的機翼搖滾對比圖2 (a)前體渦誘導的機翼搖滾時間歷程曲線圖2(b)單獨三角翼誘導的機翼搖滾時間歷程曲線圖3大後掠機翼翼身組合體自由搖滾模型結構4頭部擾動及其相對機身的周向角定義圖5大後掠翼身組合體機翼搖滾控制前後振幅隨攻角07.5° < α <37.5° ) 變化曲線對比圖6α =35°自由搖滾及其得到控制之後的時間歷程曲線圖6(a)自由搖滾時間歷程曲線圖6(b)施加控制後的搖滾時間歷程曲線圖中標號如下1細長旋成體 2大後掠機翼(後掠角80° )3頭尖部4聯軸節 5步進電機 61/1) = 2.5截面測壓點分布
具體實施例方式本發明可依照以下實施方式進行1)選擇比頭尖部的機械加工精度大的人工擾動，本案例中選擇0. 2mm直徑的人工擾動；2)設置人工擾動的位置人工擾動的周向位置選擇在頭尖部迎風側和背風側縱向對稱面附近(擾動周向角為0°和180°，士 15°範圍內)；軸向位置從頭尖部開始算起， 往後20mm以內；2)設置完人工擾動之後，此後無需施加任何手段，如果飛行器初始沒有搖滾，則設置人工擾動完成後，飛行器也不會出現搖滾；如果飛行器初始出現搖滾，則自動收斂至 0°滾轉角平衡位置附近，實現了對機翼搖滾運動的有效控制。
權利要求
1.通過頭尖部人工擾動來抑制翼身組合體機翼搖滾的方法，其主要特徵在於該方法需要在頭尖部特定位置設置人工擾動顆粒。
2.根據權利要求1所述方法，人工擾動的尺寸要比模型頭尖部的機械加工精度大。
3.根據權利要求1所述方法，人工擾動的周向位置選擇在頭尖部迎風側和背風側縱向對稱面附近(擾動周向角為0°和180°，士 15°範圍內)。
4.根據權利要求1所述方法，人工擾動的軸向位置選擇從頭尖部開始算起，往後20mm 以內。
全文摘要
本發明是一種控制翼身組合體機翼搖滾的方法，通過在頭尖部迎風側和背風側縱向對稱面附近(擾動周向角為0°±15°和180°±15°範圍內)設置尺寸比頭尖部的機械加工精度大的頭部人工擾動，使得機身前體渦和機翼渦處於反相位，此後無需施加任何手段，如果飛行器初始沒有搖滾，則設置人工擾動完成後，飛行器也不會出現搖滾；如果飛行器初始出現搖滾，則自動收斂至0°滾轉角平衡位置附近，從而實現了對機翼搖滾運動的有效控制，成功發展了一種抑制機翼搖滾的新技術。實驗結果表明本發明方法簡便、控制時間歷程短、控制效果明顯。
文檔編號B64C1/38GK102358415SQ20111020781
公開日2012年2月22日 申請日期2011年7月22日 優先權日2011年7月22日
發明者徐思文, 王延奎, 田偉, 竹軍, 鄧學鎣, 聞靜 申請人:北京航空航天大學