CN113443126A - 基于直接力操控原理的全流动控制飞行器 - Google Patents

基于直接力操控原理的全流动控制飞行器 Download PDF

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郭正
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Abstract

基于直接力操控原理的全流动控制飞行器，包括机身以及机身两侧的机翼，各机翼后缘设有喷管，所述喷管出口端的上侧壁面以及下侧壁面均为科恩达反应面，所述喷管的上侧壁面和下侧壁面之间设置有第一隔板和第二隔板，喷管的上侧壁面和第一隔板之间为上侧风道，第一隔板和第二隔板之间为主风道，喷管的下侧壁面和第二隔板之间为下侧风道，上侧风道、主风道和下侧风道均分别通过独立的管路连接位于机身的引气系统，由引气系统对上侧风道、主风道和下侧风道分别进行独立的供气控制。本发明解决了基于环量控制机理的无舵面机翼，在跨声速速域操控效能低的问题，且保留环量控制无舵面机翼高隐身、低重量、易维护的优势。

Description

基于直接力操控原理的全流动控制飞行器
技术领域
本发明涉及航天飞行器技术领域，更具体地，涉及一种基于直接力操控原理的全流动控制飞行器。
背景技术
取代传统机械舵面的无舵面机翼，是未来飞行器的发展趋势之一。现有环量控制机翼是一种无舵面机翼，属于主动流动控制技术范畴。一般是通过环量控制装置在机翼科恩达后缘吹气，改变机翼绕流环量，产生控制力矩，起到飞行姿态控制的作用，在隐身、减重等方面比传统机械式舵面有明显优势。
现有基于环量控制原理的无舵面机翼在亚声速速域表现出较好的性能。当飞行器在亚声速速域飞行时，机翼后缘高速小股射流通过科恩达反应面实现偏转，裹入射流周围流体，可在全场范围内产生影响，改变来流迎角，加速机翼表面边界层的流动，由此改变了机翼表面的压力分布，进而产生控制力矩。
但当飞行器处于跨声速速域时，机翼周围的局部流场存在超声速流动，科恩达后缘处的射流扰动无法向上游传播，机翼表面的压力分布改变受限。因此，基于环量控制原理的无舵面机翼应用于操控更高速域的飞行器时，操控效能较低，难以在跨声速速域甚至更高速域为飞行器姿态控制提供足够的控制力矩。
此外，环量控制翼的肯恩达后缘在双缝隙同时射流时，可产生一定的偏航控制力矩，但由于小股射流的质量流量较低，不足以提供足量的推力，致使环量控制翼航向控制效能有限。
发明内容
针对现有技术存在的缺陷，本发明的目的是提供一种基于直接力操控原理的全流动控制飞行器，增加主喷管射流的质量流量，增强偏航控制能力，利用同向二次流矢量化的主喷流，产生的直接力操控飞机的飞行姿态，而不是通过改变机翼表面的环量实现姿态控制。
为实现上述技术目的，本发明采用的技术方案是：
基于直接力操控原理的全流动控制飞行器，包括机身以及机身两侧的机翼，各机翼后缘设有喷管，所述喷管出口端的上侧壁面以及下侧壁面均为科恩达反应面，所述喷管的上侧壁面和下侧壁面之间设置有第一隔板和第二隔板，喷管的上侧壁面和第一隔板之间为上侧风道，第一隔板和第二隔板之间为主风道，喷管的下侧壁面和第二隔板之间为下侧风道，上侧风道、主风道和下侧风道均分别通过独立的管路连接位于机身的引气系统，由引气系统对上侧风道、主风道和下侧风道分别进行独立的供气控制。
作为本发明的进一步限定，所述引气系统包括气源和引气通道，所述气源连接引气通道，引气通道连接有通往上侧风道、主风道和下侧风道的分支管路，主管路上设置有主阀门，各分支管路上分别独立设置有对应的分阀门，通过主阀门以及各分阀门实现对各风道的喷气控制。优选地，所述气源为发动机引气，高压空气由飞行器发动机压气机引出，在发动机压气机的涵道壁上开设引气孔，引气孔连接引气通道，通过引气孔将发动机压气机的中的高压空气引入引气通道，经引气通道将进入引气孔中的高压空气引入到通往上侧风道、主风道或/和下侧凤道的管路中。在实际应用中，具体引气系统气源的实现方式有很多，能够实现将高压气体引入即可。
作为本发明的进一步限定，上侧风道喷口和下侧风道喷口为收缩型喷口，具体地，所述第一隔板的末端与对应的喷管上侧壁面形成上侧风道的压缩段，上侧风道中其上侧风道喷口处的流通面积最小，上侧风道中的气流经压缩段压缩加速后经上侧风道喷口喷出。所述第二隔板的末端与喷管下侧壁面形成下侧风道的压缩段，下侧风道中其下侧风道喷口处的流通面积最小，经压缩段压缩加速后经下侧风道喷口喷出。进一步地，上侧风道和下侧风道上下对称设置，主风道的喷口处流通面积远大于上侧风道喷口处或下侧风道喷口处流通面积。优选地，主风道的喷口处流通面积是上侧风道喷口处或下侧风道喷口处流通面积的10～20倍。
作为本发明的进一步限定，上侧风道喷口和下侧风道喷口为先收缩后扩张型喷口，具体地，所述第一隔板的末端与对应的喷管上侧壁面形成上侧风道的压缩段和扩张段，上侧风道中的气流在上侧风道的出口端先压缩后扩张后从上侧风道喷口喷出。所述第二隔板的末端与对应的喷管下侧壁面形成下侧风道的压缩段和扩张段，下侧风道中的气流在下侧风道的出口端先压缩后扩张后从下侧风道喷口喷出。进一步地，上侧风道和下侧风道上下对称设置，主风道的喷口处流通面积远大于上侧风道喷口处或下侧风道喷口处流通面积。优选地，主风道的喷口处流通面积是上侧风道喷口处或下侧风道喷口处流通面积的10～20倍。
作为本发明的进一步限定，整个主风道等流通面积。
作为本发明的进一步限定，所述机翼为无缝隙机翼。
作为本发明的进一步限定，所述喷管平行于机翼后缘。
通过以上技术方案，本发明能够实现的技术效果是：
本发明在机翼后缘设置平行于机翼后缘的喷管，喷管分隔为上侧风道、主风道和下侧风道，且各风道独立控制。本发明通过增加主风道喷射主喷流，有力的提升了主喷流的质量流量，此喷管单独作用时，可提供足量推力，实现飞行器的偏航控制，有效改善了环量控制翼航向操控效能不足的问题，提升了飞行器横航向运动协调性，达到了更好的控制效果。
同时利用上侧风道或下侧风道喷射二次流，借助科恩达反应面，利用同向二次流与主喷流的相互剪切作用，使大质量流量的主喷流矢量化。以此，通过矢量化的直接力产生足够的控制力矩满足飞机在跨声速甚至更高速域的配平和机动需求。除此之外，本发明并未引入活动部件，依然保留无舵面机翼高隐身、低重量、易维护的优势。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
图1为本发明优选实施例的基于直接力操控原理的全流动控制飞行器的整体俯视示意图；
图2为本发明优选实施例中机翼的剖视图；
图3为本发明优选实施例中喷管的剖面图(上侧风道喷口和下侧风道喷口为收缩型喷口)；
图4为本发明优选实施例中风道的示意图(上侧风道喷口和下侧风道喷口为收缩型喷口)；
图5为本发明优选实施例中喷管的示意图(上侧风道喷口和下侧风道喷口为先收缩后扩张型喷口)；
图6为本发明优选实施例中风道的示意图(上侧风道喷口和下侧风道喷口为先收缩后扩张型喷口)；
图7为本发明优选实施例中引气系统的结构原理示意图。
图中标号：
1、机身；2、左机翼；3、右机翼；4、机翼后缘；5、喷管；6、上侧科恩达反应面；7、下侧科恩达反应面；8、第一隔板；9、第二隔板；10、上侧风道；11、主风道；12、下侧风道；13、上侧风道喷口；14、下侧风道喷口；15、发动机压气机；16、引气通道；17、主管路；18、主阀门；19、排气旁路；20、排气阀；21、上侧引气旁路；22、主引气旁路；23、下侧引气旁路；24、分阀门。
本发明目的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。
参照图1和图2，本发明一优选实施例提供一种基于直接力操控原理的全流动控制飞行器，包括机身1以及机身两侧的机翼，即左机翼2和右机翼3，均为无缝隙机翼。各机翼后缘4设有喷管5，喷管5平行于所机翼后缘4。所述喷管出口端的上侧壁面以及下侧壁面均为科恩达反应面，分别为上侧科恩达反应面6和下侧科恩达反应面7。所述喷管5的上侧壁面和下侧壁面之间设置有第一隔板8和第二隔板9，第一隔板8和第二隔板9平行设置，将喷管5划分为三个独立的风道，其中喷管5的上侧壁面和第一隔板8之间为上侧风道10，第一隔板8和第二隔板9之间为主风道11，喷管5的下侧壁面和第二隔板9之间为下侧风道12，上侧风道10、主风道11和下侧风道12均分别通过独立的管路连接位于机身1内部的引气系统，由引气系统对各机翼中的上侧风道10、主风道11和下侧风道12分别进行独立的喷气控制。
参照图3和图4，本发明一优选实施例中的上侧风道喷口13和下侧风道喷口14为收缩型喷口，具体地，所述第一隔板8的末端与对应的喷管上侧壁面形成上侧风道的压缩段，上侧风道10中其上侧风道喷口13处的流通面积最小，上侧风道10中的气流在上侧风道的出口端经收缩型喷口加速喷出。所述第二隔板9的末端与对应的喷管下侧壁面形成下侧风道12的压缩段，下侧风道12中其下侧风道喷口14处的流通面积最小，下侧风道12中的气流在下侧风道的出口端经科恩达反应面经下侧风道收缩型喷口喷出。上侧风道10和下侧风道12上下对称设置，主风道11的喷口处流通面积与上侧风道喷口13处或下侧风道喷口14处流通面积之比可达20倍。整个主风道11等流通面积。
参照图5和图6，本发明一优选实施例中的上侧风道喷口13和下侧风道喷口14为先收缩后扩张型喷口，具体地，所述第一隔板8的末端与对应的喷管上侧壁面形成上侧风道10的压缩段和扩张段，上侧风道10中的气流在上侧风道的出口端经其收缩-扩张喷口先压缩后扩张后从上侧风道喷口13喷出。所述第二隔板9的末端与对应的喷管下侧壁面形成下侧风道12的压缩段和扩张段，下侧风道12中的气流在下侧风道的出口端经其收缩-扩张喷口先压缩后扩张后从下侧风道喷口喷出。整个主风道11等流通面积。参照图7，本发明一优选实施例中的所述引气系统包括气源和引气通道16，所述气源来自发动机引气，高压空气由飞行器的发动机压气机15引出，在发动机压气机15的涵道壁上开设引气孔，引气孔连接引气通道16，通过引气孔将发动机压气机的中的高压空气引入引气通道16，引气通道16连接有通往喷口的主管路17，主管路17连接有分别通往左、右机翼的第一分支管路和第二分支管路，第一分支管路和第二分支管路连接有分别通往各对应机翼的上侧风道10、主风道11和下侧风道12的上侧引气旁路21、主引气旁路22和下侧引气旁路23，主管路17上设置有主阀门18，上侧引气旁路21、主引气旁路22和下侧引气旁路23上均分别独立设置有对应的分阀门24，通过发动机压气机15、主阀门18以及各分阀门实现对各风道的喷气控制。为安全考虑，第一分支管路和第二分支管路均设有排气旁路19，排气旁路19上设置有排气阀20，在需泄压时开启排气旁路19上的排气阀20，保护引气系统。
本发明中机翼后缘上的喷管借助Coanda效应利用同向二次流与主喷流剪切层的相互作用实现矢量控制。其中主风道喷口与上侧风道喷口共同作用喷气产生低头力矩，主风道喷口与下侧风道喷口共同作用喷气产生抬头力矩，主风道喷口单独产生偏航力矩。
综上所述，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然其并非用以限定本发明，任何本领域普通技术人员，在不脱离本发明的精神和范围内，当可作各种更动与润饰，因此本发明的保护范围当视权利要求书界定的范围为准。

Claims (10)

1.基于直接力操控原理的全流动控制飞行器，其特征在于：包括机身以及机身两侧的机翼，各机翼后缘设有喷管，所述喷管出口端的上侧壁面以及下侧壁面均为科恩达反应面，所述喷管的上侧壁面和下侧壁面之间设置有第一隔板和第二隔板，喷管的上侧壁面和第一隔板之间为上侧风道，第一隔板和第二隔板之间为主风道，喷管的下侧壁面和第二隔板之间为下侧风道，上侧风道、主风道和下侧风道均分别通过独立的管路连接位于机身的引气系统，由引气系统对上侧风道、主风道和下侧风道分别进行独立的供气控制。
2.根据权利要求1所述的基于直接力操控原理的全流动控制飞行器，其特征在于：上侧风道喷口和下侧风道喷口为收缩型喷口，所述第一隔板的末端与对应的喷管上侧壁面形成上侧风道的压缩段，上侧风道中其上侧风道喷口处的流通面积最小，上侧风道中的气流经压缩段压缩加速后经上侧风道喷口喷出；所述第二隔板的末端与喷管下侧壁面形成下侧风道的压缩段，下侧风道中其下侧风道喷口处的流通面积最小，经压缩段压缩加速后经下侧风道喷口喷出。
3.根据权利要求2所述的基于直接力操控原理的全流动控制飞行器，其特征在于：上侧风道和下侧风道上下对称设置，主风道的喷口处流通面积是上侧风道喷口处或下侧风道喷口处流通面积的10～20倍。
4.根据权利要求1所述的基于直接力操控原理的全流动控制飞行器，其特征在于：上侧风道喷口和下侧风道喷口为先收缩后扩张型喷口；所述第一隔板的末端与对应的喷管上侧壁面形成上侧风道的压缩段和扩张段，上侧风道中的气流在上侧风道的出口端经其收缩-扩张喷口先压缩后扩张后从上侧风道喷口喷出；所述第二隔板的末端与对应的喷管下侧壁面形成下侧风道的压缩段和扩张段，下侧风道中的气流在下侧风道的出口端经其收缩-扩张喷口先压缩后扩张后从下侧风道喷口喷出。
5.根据权利要求4所述的基于直接力操控原理的全流动控制飞行器，其特征在于：上侧风道和下侧风道上下对称设置，主风道的喷口处流通面积是上侧风道喷口处或下侧风道喷口处流通面积的10～20倍。
6.根据权利要求1所述的基于直接力操控原理的全流动控制飞行器，其特征在于：整个主风道等流通面积。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的基于直接力操控原理的全流动控制飞行器，其特征在于：所述引气系统包括气源和引气通道，所述气源连接引气通道，引气通道连接有通往上侧风道、主风道和下侧风道的分支管路，主管路上设置有主阀门，各分支管路上分别独立设置有对应的分阀门，通过主阀门以及各分阀门实现对各风道的喷气控制。
8.根据权利要求7所述的基于直接力操控原理的全流动控制飞行器，其特征在于：所述气源为发动机引气，高压空气由飞行器发动机压气机引出，在发动机压气机的涵道壁上开设引气孔，引气孔连接引气通道，通过引气孔将发动机压气机的中的高压空气引入引气通道，经引气通道将进入引气孔中的高压空气引入到通往上侧风道、主风道或/和下侧凤道的管路中。
9.根据权利要求8所述的基于直接力操控原理的全流动控制飞行器，其特征在于：所述机翼为无缝隙机翼。
10.根据权利要求8所述的基于直接力操控原理的全流动控制飞行器，其特征在于：所述喷管平行于机翼后缘。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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