CN102358415A - 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 - Google Patents

Abstract

本发明是一种控制翼身组合体机翼摇滚的方法，通过在头尖部迎风侧和背风侧纵向对称面附近(扰动周向角为0°±15°和180°±15°范围内)设置尺寸比头尖部的机械加工精度大的头部人工扰动，使得机身前体涡和机翼涡处于反相位，此后无需施加任何手段，如果飞行器初始没有摇滚，则设置人工扰动完成后，飞行器也不会出现摇滚；如果飞行器初始出现摇滚，则自动收敛至0°滚转角平衡位置附近，从而实现了对机翼摇滚运动的有效控制，成功发展了一种抑制机翼摇滚的新技术。实验结果表明：本发明方法简便、控制时间历程短、控制效果明显。

Description

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

技术领域

本发明是一种通过在头尖部设置人工扰动来抑制翼身组合体机翼摇滚的方法，主要用于飞机飞行控制研究，属于航空航天技术领域。 

背景技术

现代战斗机机动性和敏捷性的要求，需要飞机在大攻角范围内仍具有很强的可控性。而飞机进入大攻角后，由于机身前体或机翼旋涡分离流的强烈作用，可能使飞机产生一种典型的非线性自激振荡，即机翼摇滚运动，主要体现为绕着飞行器体轴的极限环振荡，这种常见的非指令运动严重影响战斗机的操纵特性和飞行安全。因此，国内外专家学者针对机翼摇滚现象展开了大量的理论分析、风洞实验及空中投放实验研究，试图从流动机理上解释机翼摇滚产生的原因，进而对其实施有效的控制。 

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，但是按照主控机翼摇滚运动的流动因素的不同来划分，可分为三类，即：大后掠机翼前缘涡诱导的机翼摇滚、机身前体涡诱导的机翼摇滚以及机身前体涡和机翼涡共同作用产生的机翼摇滚。第一类机翼前缘涡诱导的机翼摇滚主要集中在80°大后掠三角翼上，在前缘涡的作用下模型在中等攻角和大攻角下有不同程度的摇滚振幅，如图1所示。前人的研究主要针对大后掠三角翼摇滚运动和流动形态上，没有针对抑制该类摇滚运动的研究。第二类机身前体涡诱导的机翼摇滚主要集中在小后掠机翼翼身组合体模型上(此时机翼涡由于后掠角较小已处于完全破裂状态)，研究表明：前体涡诱导的机翼摇滚比单独机翼前缘涡诱导的摇滚更加强烈，如图2所示。国内外对该类机翼摇滚运动进行了细致的研究，但是大都着眼于机翼摇滚运动机理研究，对机翼摇滚的流动层面及其控制方法研究却相对较少，主要有以下几种：加大舵面、持续旋转头部和头部吹气。如Ng等在水洞中测试并采用了前体头尖部吹气抑制机翼摇滚等，但这些方法需要复杂的吹气系统，控制效果也有待提高，并且需要持续吹气才能抑制摇滚。第三类针对细长旋成体与80°大后掠三角翼组成的翼身组合体而言，前体涡和机翼涡都能够诱发机翼摇滚的产生。但是国内外专家学者没有对该类机翼摇滚的流动以及抑制该类摇滚运动的方法进行研究。 

本发明针对机身前体涡和机翼涡共同诱导产生的机翼摇滚运动，一旦飞行器出现摇滚现象，只需在头尖部迎风侧和背风侧纵向对称面附近(扰动周向角为0°和180°，±15°范围内)设置尺寸比头尖部的机械加工精度大的头部人工扰动，使得机身前体涡和机翼涡处于反 相位，此后无需施加任何手段，如果飞行器初始没有摇滚，则设置人工扰动完成后，飞行器也不会出现摇滚；如果飞行器初始出现摇滚，则自动收敛至0°滚转角平衡位置附近，实现了对机翼摇滚运动的有效控制。本发明控制方法简单，控制效果明显，是一种抑制机翼摇滚的新技术。 

发明内容

本发明提出一种通过头尖部人工扰动来抑制翼身组合体机翼摇滚的方法，其目的是抑制由机身前体涡和机翼涡共同诱导产生的机翼摇滚运动，为飞机实现安全飞行的研究提供重要的技术手段。下面本发明将通过模型概况、未施加控制的自由摇滚运动特性和施加控制的具体过程来详细说明： 

1、模型概况 

图3所示为本发明采用的实验模型。该模型为细长旋成体1和80°后掠三角翼2组成的组合体模型，前机身为尖拱，后机身为圆柱体并与前机身相切，机身最大段直径为60mm，机翼翼根位于机身x/D＝4.0截面处。同时，在模型x/D＝2.5截面均布24个测压孔6，用于监控机身前体涡形态。为了能够抑制机翼摇滚运动，在模型头尖部3设置人工扰动，并且头尖部可在头部步进电机5的带动下独立旋转，电机和头尖部通过联轴节4相连。试验中在模型头尖部专门加工了定位刻度线，当该标记位于迎风对称面时，模型头部滚转角γ＝0°，且滚转角γ的正方向为逆流观察的顺时针方向，头尖部及其坐标系定义如图4所示。 

2、未施加控制的自由摇滚运动特性 

未施加控制时的单自由度自由摇滚实验表明：在攻角27.5°到37.5°范围内，模型会在机身前体涡和机翼涡共同作用下出现极限环机翼摇滚运动，最大振幅约为39°，如图5所示。 

3、施加控制过程 

本发明主要利用头部人工扰动来抑制翼身组合体机翼摇滚运动，设置完头部人工扰动之后要使机身前体涡和机翼涡处于反相位，所以怎样在头尖部设置人工扰动显得尤为重要，下面将通过人工扰动的周向位置、人工扰动的轴向位置和人工扰动的大小进行说明： 

3.1人工扰动的周向位置 

设置人工扰动的周向位置选择在头尖部迎风侧和背风侧纵向对称面附近(扰动周向角为0°±15°和180°±15°范围内)，该周向角范围内，机身前体涡和机翼前缘涡处于反相位，能够抑制摇滚运动的产生。 

3.2人工扰动的轴向位置 

从头尖部开始算起，往后20mm以内，都可以设置人工扰动。 

3.3人工扰动的大小 

人工扰动尺寸要比头尖部的机械加工精度大，避免由于模型加工精度带来的随机误差引起的不确定性，在该案例中选择0.2mm直径的人工扰动。 

立足以上基础，本发明通过在特定位置设置头部人工扰动位置，使得前体涡和机翼涡处于反相位而达到抑制机翼摇滚运动的目的，实验结果分别如图5和图6所示，未施加控制时的机翼摇滚为大振幅(约39°)的单极限环运动，当设置头部人工扰动之后，此后无需任何操作，模型运动自动收敛到0°滚转角平衡位置附近。 

综合以上实验结果，本发明通过在头尖部设置人工扰动抑制了机翼摇滚运动，控制效果明显，方法简便，控制时间历程短，是一种控制机翼摇滚的方法。 

附图说明

图1 80°大后掠三角翼摇滚振幅的实验结果 

图2前体涡诱导的机翼摇滚与单独三角翼诱导的机翼摇滚对比 

图2(a)前体涡诱导的机翼摇滚时间历程曲线 

图2(b)单独三角翼诱导的机翼摇滚时间历程曲线 

图3大后掠机翼翼身组合体自由摇滚模型结构图 

图4头部扰动及其相对机身的周向角定义 

图5大后掠翼身组合体机翼摇滚控制前后振幅随攻角(27.5°≤α≤37.5°)变化曲线对比 

图6α＝35°自由摇滚及其得到控制之后的时间历程曲线 

图6(a)自由摇滚时间历程曲线 

图6(b)施加控制后的摇滚时间历程曲线 

图中标号如下： 

1细长旋成体     2大后掠机翼(后掠角80°) 

3头尖部        4联轴节    5步进电机    6x/D＝2.5截面测压点分布 

具体实施方式

本发明可依照以下实施方式进行： 

1)选择比头尖部的机械加工精度大的人工扰动，本案例中选择0.2mm直径的人工扰动； 

2)设置人工扰动的位置：人工扰动的周向位置选择在头尖部迎风侧和背风侧纵向对称面附近(扰动周向角为0°和180°，±15°范围内)；轴向位置从头尖部开始算起，往后20mm以内； 

2)设置完人工扰动之后，此后无需施加任何手段，如果飞行器初始没有摇滚，则设置人 工扰动完成后，飞行器也不会出现摇滚；如果飞行器初始出现摇滚，则自动收敛至0°滚转角平衡位置附近，实现了对机翼摇滚运动的有效控制。 

Claims (4)

1.通过头尖部人工扰动来抑制翼身组合体机翼摇滚的方法，其主要特征在于：该方法需要在头尖部特定位置设置人工扰动颗粒。

2.根据权利要求1所述方法，人工扰动的尺寸要比模型头尖部的机械加工精度大。

3.根据权利要求1所述方法，人工扰动的周向位置选择在头尖部迎风侧和背风侧纵向对称面附近(扰动周向角为0°和180°，±15°范围内)。

4.根据权利要求1所述方法，人工扰动的轴向位置选择从头尖部开始算起，往后20mm以内。

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