CN110920866A - 一种通过机翼扰流板抑制飞机摇滚运动的方法 - Google Patents

Abstract

本发明是一种控制飞机摇滚运动的方法，针对尖侧缘机身布局模型，通过尺寸合适的机翼扰流板，控制机身非对称涡与机翼流场之间的作用机制，从而抑制尖侧缘机身布局飞机的摇滚运动。该方法可借助飞机常规气动舵面，无需新增机构，容易实现，是一种抑制摇滚运动的新技术。实验结果表明：本发明方法简便、控制效果明显，具有很强的工程应用前景。

Description

一种通过机翼扰流板抑制飞机摇滚运动的方法

技术领域

本发明是一种通过机翼扰流板来抑制尖侧缘机身布局飞机摇滚运动的方法，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

与常规旋成体机身的圆形或椭圆形截面不同，尖侧缘机身又称脊型机身，它的截面形状带有侧缘，是旋成体机身加边条融合逐渐演化而来。尖侧缘机身具有良好的气动性能和隐身性能，因此，由尖侧缘机身构成的布局形式常被新型战斗机采用，如美国的F-22战斗机和俄罗斯的T-50战斗机。图1所示为典型尖侧缘机身布局模型。它的机身截面形状具有由上下两段抛物线构成，抛物线交点为侧缘点。新型战斗机要求具有高机动性和高敏捷性，高机动和高敏捷往往通过大迎角过失速机动来体现。但是，在大迎角机动中，飞机背风侧出现了复杂的旋涡和流动分离现象，诱导产生了不受飞行员指令的运动，其中比较典型运动是机翼摇滚运动，主要特征是绕飞机体轴的极限环振荡。机翼摇滚运动严重影响飞机的操纵特性和飞行安全。因此，前人开展了近三十年的研究，试图找到形成摇滚运动的流动机理，提出抑制摇滚运动的方法。

大迎角机翼摇滚运动可能出现在各种战斗机布局上，如三角翼，矩形翼，飞翼，翼身组合体等。研究表明，产生摇滚运动的流动机理因布局不同而不同，不存在通用普适的流动机理。因此，抑制摇滚运动的方法也因布局不同而不同，这给提出基于流动机理的摇滚运动抑制方法带来了一定的难度。现有的抑制方法主要是针对细长三角翼和旋成体机身翼身组合体布局，较少涉及尖侧缘机身布局。对于三角翼布局，前缘涡在大迎角时的非对称产生初始滚转力矩，形成了摇滚运动触发机制，而前缘涡的法向涡位迟滞促进摇滚运动，形成了摇滚运动的维持机制，所以，三角翼布局摇滚运动抑制思路主要是合理有效地控制非对称前缘涡。对于旋成体机身布局，大迎角下旋成体机身出现的非对称机身涡诱导初始滚转力矩形成了触发机制，而非对称机身涡的涡位切换构成了摇滚运动的维持机制，抑制思路也主要是控制机身非对称涡。基于上述抑制思路，现有的抑制方法有旋转头部人工颗粒，头部吹气和头部边条等，这是因为三角翼前缘非对称涡和旋成体机身非对称涡受头部人工颗粒、头部吹气或者头部边条主控。但是，实验证实机身头部微小改动的方法不能用在抑制尖侧缘机身布局摇滚运动上。这是因为：一方面，已有文献发现在尖侧缘机身头部附近的微小改动(如人工颗粒)几乎不影响机身涡流动的发展；另一方面，大迎角下尖侧缘机身非对称涡和旋成体机身有较大不同，表现在模型滚转时，旋成体机身非对称涡始终受头部微小改动(如人工颗粒)主控，而尖侧缘机身非对称涡只在0°滚转角附近受头部微小改动(如人工颗粒)主控，非零滚转角下受模型侧缘的侧滑角主控。因此，通过抑制尖侧缘机身涡的思路并不能较好抑制摇滚运动，需要提出新的流动控制方法。

目前涉及抑制尖侧缘机身布局飞机摇滚运动的研究较少。初步研究认为，对于尖侧缘机身布局飞机，机身非对称涡与机翼流动之间的强相互作用是触发和维持摇滚运动的关键流动，因此本发明主要思路是通过控制机翼流动而影响机身非对称涡与机翼流动之间的作用机制，进而抑制摇滚运动。

本发明针对尖侧缘机身布局飞机在大迎角下产生的摇滚运动，一旦飞行器出现摇滚现象，只需打开机翼扰流板，可控制机翼流动，影响机身非对称涡与机翼流动的相互作用，此后无需施加任何手段，即可抑制摇滚。本发明控制方法简单，控制效果明显，是一种抑制尖侧缘机身布局飞机机翼摇滚的新技术。

发明内容

本发明提出一种通过机翼扰流板来抑制尖侧缘机身布局飞机摇滚运动的方法，其目的是控制由尖侧缘机身涡与机翼流动的强相互作用而产生的摇滚运动，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1所示为本发明采用的实验模型。该布局由尖侧缘机身1和中等后掠翼2组成的组合体模型。尖侧缘机身截面采取截面相似的设计方式，机身可分为前体和后体部分，前体部分侧缘线为曲线，前体长240mm，后体部分侧缘线为直线，后体长440mm。机身后体宽度80mm，高度70mm。中等后掠翼为平板翼型，前缘后掠角48°，后缘前掠角15°，翼根前缘点距机头360mm。为了能够抑制机翼摇滚运动，在模型机翼上翼面安装机翼扰流板3，机翼扰流板轴向位置距机头520mm，展向以机翼翼根为起点，机翼扰流板打开后上偏角度为90°，即垂直于机翼平面。

2、未安装机翼扰流板时模型的自由摇滚运动特性

未安装机翼扰流板时，模型的单自由度摇滚实验表明：在迎角为25°～42.5°时，模型出现了大振幅的摇滚运动。图2给出了未控制情况模型的运动振幅随迎角变化规律。通过平均稳态摇滚运动的滚转角得到运动平衡位置，再求稳态摇滚运动关于平衡位置滚转角的均方差作为运动振幅。当迎角25°时，模型运动振幅约5°；随迎角增加，运动振幅显著增大，当迎角32.5°时，模型运动振幅约50°；随迎角继续增加，运动振幅逐渐减小，到迎角42.5°时，摇滚运动的振幅约40°。图3和图5分别给出了未施加控制时在迎角35°和40°时模型的摇滚运动时间历程曲线，可知，模型出现了明显的不规则摇滚运动。

3、安装机翼扰流板时模型的自由摇滚运动特性

本发明利用机翼扰流板来抑制尖侧缘机身布局的摇滚运动，需要安装机翼扰流板，因此扰流板尺寸、位置和上偏角度非常重要。扰流板长为100mm，宽10mm，厚1mm，轴向位置距机头520mm，展向以机翼翼根为起点，扰流板上偏角为90°。

图2给出了未施加控制与施加机翼扰流板控制时模型的运动振幅对比曲线。当迎角25°～42.5°时，机翼扰流板控制后模型摇滚运动振幅基本为零，发挥了较明显的摇滚运动抑制效果。随迎角增加，机翼扰流板的抑制效果基本不变。图4和图6分别是机翼扰流板控制后当迎角35°和40°时模型的摇滚运动时间历程曲线。施加控制后，尖侧缘机身布局飞机在迎角25°到42.5°范围内不摇滚，且稳定在零滚转角附近。

综合以上实验结果，本发明通过扰流板抑制了尖侧缘机身布局飞机的摇滚运动，控制效果明显，方法简便，是一种抑制飞机机翼摇滚运动的方法。

附图说明

图1尖侧缘机身布局飞机模型及机翼扰流板安装示意图

图2未施加控制与施加机翼扰流板控制时模型的运动振幅对比曲线

图3迎角35°尖侧缘机身布局飞机的摇滚运动时间历程曲线

图4机翼扰流板控制时迎角35°尖侧缘机身布局飞机的摇滚运动时间历程曲线

图5迎角40°尖侧缘机身布局飞机的摇滚运动时间历程曲线

图6机翼扰流板控制时迎角40°尖侧缘机身布局飞机的摇滚运动时间历程曲线

图中标号如下：

1尖侧缘机身 2后掠机翼(前缘后掠角48°，后缘前掠角15°) 3机翼扰流板

具体实施方式

本发明可依照以下实施方式进行：

1)选择尺寸合适的机翼扰流板，本案例中选择长为100mm，宽10mm，厚1mm的扰流板，机翼扰流板上偏90°；

2)设置位置：机翼扰流板轴向位置距机头520mm，展向以机翼翼根为起点；

3)设置完机翼扰流板之后，如果飞行器在大迎角出现摇滚，则将收敛至0°滚转角平衡位置附近，实现了对摇滚运动的有效控制。

Claims (3)

1.通过机翼扰流板来抑制尖侧缘机身布局飞机摇滚运动的方法，其主要特征在于：该方法采用两侧机翼上翼面扰流板，两侧扰流板向上偏转一定的角度。

2.根据权利要求1所述方法，机翼扰流板长为100mm，宽10mm，厚1mm。

3.根据权利要求1所述方法，机翼扰流板轴向位置距机头520mm，展向以机翼翼根为起点。

Images