CN110920871A - 一种通过机身涡流发生器抑制飞机摇滚运动的方法 - Google Patents

Abstract

本发明是一种控制尖侧缘机身布局摇滚运动的方法，通过尺寸合适的机身涡流发生器，影响机身非对称涡与机翼流场之间的强相互作用，从而抑制尖侧缘机身布局的摇滚运动。该方法容易实现，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

一种通过机身涡流发生器抑制飞机摇滚运动的方法

技术领域

本发明是一种通过机身涡流发生器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

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，战斗机背风侧出现了复杂旋涡和流动分离现象，诱导产生形式多样的非指令运动，其中较典型为机翼摇滚运动，主要表现为绕飞机体轴的不可控的极限环振荡，严重影响战斗机的操纵特性和飞行安全。新型战斗机以尖侧缘机身布局为主要特征，因为其兼具优秀的气动和隐身性能，如美国的F-22战斗机和俄罗斯的T-50战斗机。尖侧缘机身又称脊型机身，与常规旋成体机身的圆形或椭圆形截面不同，其截面形状从圆形或椭圆形截面加边条融合而来，截面形状有侧缘点。图1所示为新型战斗机采用的典型尖侧缘机身布局模型，其中的尖侧缘机身截面形状由上下两段抛物线构成，抛物线交点为侧缘点。图2所示为该布局在大迎角50°时产生的大振幅机翼摇滚运动。

国内外研究发现，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。诱发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，通过机身头部的微小改动来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。

尽管关于尖侧缘机身布局摇滚运动的流动机理研究较少，但是，初步研究发现，尖侧缘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。这种强相互作用表现在：在运动过程中，靠近机翼的机身涡由强变弱，对应的机翼涡由强到破裂；机身涡由弱变强，对应机翼涡由破裂到恢复，这种旋涡的破裂和回复形成的涡切换机制促进了摇滚运动。本发明采用了机身涡流发生器，主要思路是通过影响机身流动而控制机身非对称涡与机翼流动之间的强相互作用，进而抑制摇滚运动。

本发明针对尖侧缘机身布局在大迎角下产生的摇滚运动，一旦飞行器出现摇滚现象，只需打开机身涡流发生器，对机身涡产生有利干扰，此后无需施加任何手段，即可抑制摇滚运动。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机翼摇滚的新技术。

发明内容

本发明提出一种通过机身涡流发生器来抑制尖侧缘机身布局摇滚运动的方法，其目的是抑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，在模型安装机身涡流发生器3。机身涡流发生器的平面形状为直角梯形，斜腰为前缘，前缘后掠角为48°，梯形下底长80mm，下底紧贴机身侧缘。机身涡流发生器水平安装在机身两侧侧缘上，其前缘点距机头240mm。直角梯形的高的变化范围为10mm～50mm，相应地，机身涡流发生器的展长变化范围为100mm～180mm，图1中虚线表示展长为100mm时机身涡流发生器的梯形上底位置。

2、未施加控制时模型的自由摇滚运动特性

图2是未施加控制时模型在迎角50°的摇滚运动时间历程曲线，模型出现了大振幅的摇滚运动。图3是未施加控制时模型的自由摇滚运动随迎角的演化图谱，迎角范围为15°到60°，其中实心点为稳态摇滚运动滚转角的平均值即运动平衡位置，误差带是绕平衡位置的均方差即运动振幅，虚线表示运动过程中模型可以从绕一个平衡位置运动随机地跳转到绕另外一个平衡位置运动。

模型的单自由度摇滚实验表明：当迎角22.5°到60°时，模型出现了复杂的横向运动。迎角小于22.5°时，模型平衡在零滚转角，表现为不摇滚；迎角22.5°时，模型除平衡在零滚转角外，还可以平衡在两个正或负的非零滚转角；迎角增大到25°，模型不能平衡在零滚转角，只能平衡在两个正或负的非零滚转角，表现为单侧横向偏离；迎角27.5°时，模型开始出现绕单侧正或负的非零滚转角摇滚，表现为单侧摇滚；迎角增大到32.5°，模型绕一侧平衡点的摇滚运动随机越过零滚转角，到达另一侧平衡点，并绕另一侧平衡点运动后再随机越过零滚转角，周而复始，表现为混沌摇滚运动。混沌摇滚运动形态一直到迎角42.5°；当迎角45°和47.5°时，模型的运动形态又表现为单侧横向偏离；当迎角50°到60°，模型表现为绕零滚转角的大振幅摇滚运动。

3、施加机身涡流发生器控制时模型的自由摇滚运动特性

本发明利用机身涡流发生器来抑制尖侧缘机身布局飞机的摇滚运动，所述的机身涡流发生器主要参数有安装方式、位置和外形尺寸。机身涡流发生器水平安装在机身两侧侧缘上，平面形状为直角梯形，斜腰为前缘，前缘后掠角为48°，梯形下底长80mm，下底紧贴机身侧缘。机身涡流发生器水平安装在机身两侧侧缘上，其前缘点距机头240mm。直角梯形的高的变化范围为10mm～50mm，对应的机身涡流发生器展长变化范围为100mm～180mm。

图4到图6所示分别是安装展长100mm、140mm和180mm的机身涡流发生器时模型的自由摇滚运动特性。可以看出，施加机身涡流发生器控制后，在原来出现摇滚的22.5°到60°迎角区间，尖侧缘机身布局飞机的摇滚运动得到了抑制。不同展长的机身涡流发生器均取得了明显的摇滚运动抑制效果。

对摇滚运动抑制效果的研究发现，由于机身涡流发生器的存在，在机身出现了一对新生涡，在新生涡影响下，模型运动中的机身涡均较强，而受机身涡主控下的机翼涡不存在破裂和恢复的涡切换机制，模型在自身找到平衡滚转角后即停下，摇滚运动得到了抑制。

综合以上实验结果，本发明通过机身涡流发生器抑制了尖侧缘机身布局的摇滚运动，控制效果明显，是一种抑制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身涡流发生器安装示意图

图2未施加控制时迎角50°飞机模型的摇滚运动时间历程曲线

图3未施加控制时尖侧缘机身布局飞机模型的摇滚运动图谱

图4安装100mm展长机身涡流发生器后尖侧缘机身布局飞机模型的摇滚运动图谱

图5安装140mm展长机身涡流发生器后尖侧缘机身布局飞机模型的摇滚运动图谱

图6安装180mm展长机身涡流发生器后尖侧缘机身布局飞机模型的摇滚运动图谱

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机身涡流发生器

具体实施方式

本发明可依照以下实施方式进行：

1)选择尺寸合适的机身涡流发生器，本实例中选择平面形状为直角梯形的机身涡流发生器，直角梯形的斜腰为前缘，前缘后掠角为48°，梯形下底长80mm，下底紧贴机身侧缘；

2)设置机身涡流发生器的位置：机身涡流发生器水平安装在机身两侧侧缘上，其前缘点距机头240mm；

3)设置机身涡流发生器的展长：机身涡流发生器的展长范围为100mm～180mm；

4)设置完机身涡流发生器后，如果飞行器出现摇滚，则摇滚运动将得到抑制到平衡位置附近，实现了对摇滚运动的有效控制。

Claims (4)

1.通过机身涡流发生器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：所述方法在机身两侧侧缘上安装机身涡流发生器。

2.根据权利要求1所述方法，机身涡流发生器平面形状为直角梯形，梯形的斜腰为前缘，前缘后掠角为48°，梯形下底80mm，下底紧贴机身侧缘。

3.根据权利要求1所述方法，机身涡流发生器水平安装在机身侧缘上，其前缘点距机头240mm。

4.根据权利要求1所述方法，机身涡流发生器的展长范围为100mm～180mm。

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