CN101985309A - 基于前机身尖部扰动的机翼摇滚控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明的内容是一种抑制前体涡诱导的机翼摇滚的方法，包括设置头尖部与机身前体分离，并将头尖部连接到前机身的转轴上，同时在头尖部粘贴陶瓷小颗粒作为扰动，陶瓷小颗粒边缘与头尖部的母线相切，使用电机带动头尖部以一定的频率旋转，以达到抑制前体涡诱导机翼摇滚的目的。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天领域飞机机翼摇滚的控制方法，特别是涉及一种采用机身尖部扰动非定常运动来抑制飞机机翼摇滚的方法。
背景技术
首先说明一下，什么是机翼摇滚。机翼摇滚的英文名称是wing rock。机翼摇滚是指，飞行器在大攻角飞行状态下，由于前体或机翼旋涡分离流的强烈诱导作用，从而导致的一种典型的不可控的非线性飞行现象。其主要特征为，飞行器发生机翼摇滚以后，出现以绕自身体轴大振幅滚转振荡为主要特征的自激振荡运动，图1给出了机翼摇滚的典型振荡曲线。这是一种稳定的极限环振荡，严重影响飞行器的飞行性能，且极容易导致飞行器进一步进入失速、尾旋等危险状态，严重威胁飞行安全。从公开的资料来看，美国F-16，F-18，X-31，X-29等典型的现代战斗机在大攻角飞行状态下都表现出典型的机翼摇滚特征。正是由于机翼摇滚在大部分战机中出现的普遍性，以及在现象上的奇特性，故而引起了学术界和工业界的广泛关注，开展了大量研究，试图从流动机理的层面上弄清其产生的原因，进而对其实施有效的控制或抑制。在飞行器的实际飞行中，飞行器前体和机翼本身的旋涡流动都可能诱发机翼摇滚，但还是以前体涡诱导的机翼摇滚现象居多[1]，因为现代飞行器大都具有细长的前机身。因此，开展前体涡诱导的机翼摇滚研究，寻找简单易行的控制方法以有效抑制机翼摇滚，具有十分重要的工程应用价值。本发明所说的机翼摇滚便是指前体涡诱导的机翼摇滚。
虽然国内外对机翼摇滚的研究进行了细致的研究，但是大都着眼于机翼摇滚的机理研究，对机翼摇滚的控制方法研究却相对较少。美国Toledo大学的Ng等[2]人发展了在前体头尖部左右两侧各开一个吹气孔，通过左右交替吹气来抑制机翼摇滚的方法。但是该方法收敛速度非常慢，吹气开始后机翼摇滚还要持续多个振荡周期才能得到抑制；同时，该方法需要复杂的吹气系统，其装置和气源的问题都难于解决，使其难于工程应用。
参考文献：
[1]Ericsson，L.E.，Review of Forebody-Induced Wing Rock，Journal of Aircraft，1996，33(2)：253-259.
[2]Ng，T.T.，Suarez，C.J.et al.，Forebody Vortex Control for Wing Rock Suppression，Journal of Aircraft，1994，31(2)：298-305.
发明内容
本发明的目的是，给出一种收敛速度较快的抑制机翼摇滚的方法，使得控制开始后振荡在一个周期内停止，而不是持续很长时间。同时，这种控制方法不需要复杂的装置，同时也无需额外的气源，使得其便于工程应用。
本发明的目的通过以下方法来实现的，即通过以一定的频率旋转粘贴有微小扰动的头尖部来抑制机翼摇滚。主要装置包括：尖部扰动、旋转头、驱动电机。通过已有的研究可知，对于前体涡诱导的机翼摇滚，前体大攻角的非对称涡对机翼摇滚的形成起了重要作用，而前体非对称涡对前机身尖部扰动很敏感，尖部扰动通过控制前体涡进而控制飞机的机翼摇滚运动，这是基于尖部扰动控制机翼摇滚的物理基础。下面具体说明本发明的机构设置及实现方法。
本发明中的机翼摇滚控制方法需要在旋转的头部粘贴有微小的颗粒扰动。例如可采用陶瓷小颗粒作为扰动，直径为0.2mm左右的颗粒效果较好。扰动位置一般选择在与头部两侧母线相切的位置。图2给出了粘贴有陶瓷小颗粒的头部实例。如果不黏贴外加扰动，而利用加工公差带来的尖部自然扰动也可达到控制机翼摇滚的目的。
本发明为了达到旋转头部的目的，需要将模型的头尖部设计为与机身前体分离，并且将其连接到机身内部的转轴上，通过定位销锁紧。头尖部与机体分离的部分要设计的尽量小，以降低转动头部的负载以及减小对流动的影响。同时在机身前体设置电机安装支架，使得电机中轴线与机体中轴线重合。电机与转轴采用联轴器连接，使得电机能够带动头部以一定频率旋转。
本发明中驱动旋转的电机性能与控制效果紧密相关。为了得到好的控制效果，电机必须运转平稳，并且频率可以控制，以适应不同的飞行状况。为了控制电机的旋转频率，可以采用功率合适的步进电机或者伺服电机。电机的功率要根据机身前体分离部分的负载和需要的滚转频率而确定，一般在尺寸允许的条件下，选择尽可能大的功率，以保证头尖部旋转的平稳和可控滚转频率尽量大。
在本发明中。对于确定的攻角、来流风速，旋转头在计算机控制下以高于某一频率的速度旋转，摇滚运动可以在一个振荡周期内得到抑制，使得机体滚转角回到零度。头部的滚转方向对控制效果没有影响，顺时针或者逆时针滚转会得到相同的控制效果。决定控制效果的是头部的滚转频率。在一定的攻角和雷诺数下，如果滚转频率过低，对机体的振荡是没有控制效果的，相反可能会使模型出现一些不规则的振荡形式；随着滚转频率增加到高于机翼摇滚的主频时，控制效果开始出现，但是机体还是存在较大振幅的振荡；随着滚转频率的继续增大，机体振幅变得很小，接近静止状态。图4-图6给出了这个趋势。
为了在不同条件下使得机翼摇滚得到控制，可以采用反馈控制，根据摇滚的振幅逐渐增大滚转频率。或者，可以在摇滚出现之前开始以较高频率滚转头部，这样摇滚现象根本不会出现。
附图说明
图1典型的前体涡诱导机翼摇滚运动形式
图2粘贴有陶瓷小颗粒的旋转头
图3机身前体驱动机构设置
图4头部低频滚转出现的不规则振荡
图5头部滚转频率稍微高于振荡主频的控制结果
图6头部较高频率滚转的控制结果
具体实施方式
示例1：
本发明通过一定频率旋转带有尖部扰动的旋转头来达到抑制机翼摇滚的目的。旋转的头部粘贴有微小的颗粒扰动，例如可采用陶瓷小颗粒作为扰动，直径为0.2mm左右的颗粒效果较好。扰动位置一般选择在与头部两侧母线相切的位置。图2给出了粘贴有陶瓷小颗粒的头部实例。
为了头部旋转，将模型的头部设计为与机身前体分离，成为一个小的旋转头，并且将其连接到机身内部的转轴上，通过定位销锁紧。头尖部与机体分离的部分要设计的尽量小，以降低转动头部的负载以及减小对流动的影响。同时在机身前体设置电机安装支架，使得电机中轴线与机体中轴线重合。电机与转轴采用联轴器连接，使得电机能够带动头部以一定频率旋转。以上结构如图3所示。
驱动电机选为步进电机，步进电机必须运转平稳，并且频率可以控制，以适应不同的飞行状况。为了控制电机的旋转频率，可以采用功率合适的步进电机或者伺服电机。电机的功率要根据机身前体分离部分的负载和需要的滚转频率而确定，一般在尺寸允许的条件下，选择尽可能大的功率，以保证头尖部旋转的平稳和可控滚转频率尽量大。
该控制方法的实施方式为，旋转头在计算机控制下以高于某一频率的速度旋转，即可达到抑制机翼摇滚的目的。
Claims (4)
1.一种用于控制前体涡诱导机翼摇滚的方法。具体实施方式为：通过以一定频率旋转带有尖部扰动的旋转头来抑制机翼摇滚，当旋转频率高于一定频率后，可使机翼摇滚得到抑制。主要装置包括：尖部扰动、旋转头和驱动旋转头的电机。尖部扰动贴在旋转头上，通过位于模型前体内驱动电机驱动旋转。
2.根据权利1所述装置，尖部扰动可以通过外加人工扰动方式来实现，例如直径毫米以下的陶瓷小球等，也可由前机身尖部加工公差引起的自然扰动来实现。如采用人工扰动，扰动的黏贴应保证其外缘与模型头部的母线相切并尽量靠近尖部。
3.根据权利1所述装置，旋转头要尽量小，以减少转动惯量及对气流的影响。
4.根据权利1所述装置，驱动电机要运行平稳，频率可调。
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102358415A (zh) * | 2011-07-22 | 2012-02-22 | 北京航空航天大学 | 一种通过头尖部人工扰动抑制翼身组合体机翼摇滚运动的方法 |
| CN102417032A (zh) * | 2011-10-20 | 2012-04-18 | 南京航空航天大学 | 大攻角非对称涡变频射流振荡器非定常主动控制装置 |
| CN110920870A (zh) * | 2019-11-18 | 2020-03-27 | 北京航空航天大学 | 一种通过前缘襟翼抑制尖侧缘机身布局摇滚运动的方法 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101195348A (zh) * | 2008-01-07 | 2008-06-11 | 朱晓义 | 一种加速和节能的流体运动装置 |
| CN101224790A (zh) * | 2008-01-25 | 2008-07-23 | 朱晓义 | 具有气流通道的飞行器 |
-
2010
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Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101195348A (zh) * | 2008-01-07 | 2008-06-11 | 朱晓义 | 一种加速和节能的流体运动装置 |
| CN101224790A (zh) * | 2008-01-25 | 2008-07-23 | 朱晓义 | 具有气流通道的飞行器 |
Non-Patent Citations (4)
| Title |
|---|
| 王兵等: "精确复现机翼摇滚运动的控制技术", 《实验流体力学》, vol. 23, no. 1, 31 March 2009 (2009-03-31) * |
| 王延奎等: "飞机大迎角非对称涡组合扰动主动控制研究", 《力学学报》, vol. 39, no. 4, 30 July 2007 (2007-07-30) * |
| 荣臻等: "摇滚/PIV/压力同步测控技术的发展及其在机翼摇滚研究中的应用", 《空气动力学学报》, vol. 28, no. 2, 30 April 2010 (2010-04-30) * |
| 邓学鉴: "非对称涡流动特性和主动控制及其应用", 《近代空气动力学研讨会论文集》, 31 December 2005 (2005-12-31) * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102358415A (zh) * | 2011-07-22 | 2012-02-22 | 北京航空航天大学 | 一种通过头尖部人工扰动抑制翼身组合体机翼摇滚运动的方法 |
| CN102417032A (zh) * | 2011-10-20 | 2012-04-18 | 南京航空航天大学 | 大攻角非对称涡变频射流振荡器非定常主动控制装置 |
| CN110920870A (zh) * | 2019-11-18 | 2020-03-27 | 北京航空航天大学 | 一种通过前缘襟翼抑制尖侧缘机身布局摇滚运动的方法 |
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