CN114919735A - 一种主动流动控制方向舵 - Google Patents

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CN114919735A CN202210359693.8A CN202210359693A CN114919735A CN 114919735 A CN114919735 A CN 114919735A CN 202210359693 A CN202210359693 A CN 202210359693A CN 114919735 A CN114919735 A CN 114919735A
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张国鑫
王若尘
马晓平
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Abstract

本发明提供一种主动流动控制方向舵，和飞行器机翼的尾部连接，主动流动控制方向舵包括：上方向舵和上方向舵作动机构，上方向舵和上方向舵作动机构相互连接，上方向舵通过上方向舵作动机构控制并以机翼的中轴线为轴上下运动；下方向舵和下方向舵作动机构，下方向舵和下方向舵作动机构相互连接，下方向舵通过下方向舵作动机构控制并以机翼的中轴线为轴上下运动。同等航向操纵力矩需求条件下主动流动控制方向舵可以拥有更小的舵面的面积，从而减轻结构质量提高飞机性能；主动流动控制方向舵可以提供更高的航向操纵力矩，从而可以提高飞机的航向机动能力和抗风能力，达到增大了航向运动的控制力矩，提高了开裂式方向舵的舵效的目的。

Description

一种主动流动控制方向舵
技术领域
本说明书涉及飞行器方向舵技术领域，具体涉及一种主动流动控制方向舵。
背景技术
方向舵是飞翼布局飞行器的重要组成部分，一般位于升降副翼外侧，能够提供航向操纵力矩，从而产生航向增稳与增阻的效果。目前大部分飞翼布局的方向舵多利用阻力产生力矩，因此也被称为阻力式方向舵。但阻力的量级与升力相比很小，如果利用升力产生控制力，能够很大程度上提升控制力的大小，从而提高舵效，有利于减小舵面的有效面积，减轻结构质量并提高气动效率。
主动流动控制技术因其在增升、减阻、隐身、降噪以及姿态控制等方面的优势，成为了未来航空器发展的一大热点。在不影响飞机性能的基础上，将主动流动控制技术加入可开裂式方向舵的设计优化中，能够进一步提升可开裂式方向舵的性能。
因此，利用升力产生控制力，并结合主动流动控制进一步优化可开裂式方向舵的舵效，是一种行之有效的途径。
发明内容
有鉴于此，本说明书实施例提供一种主动流动控制方向舵，以解决传统阻力式方向舵采用阻力操控引起的舵效不足和舵面航向操纵效率非线性的问题。
本说明书实施例提供以下技术方案：
一种主动流动控制方向舵，和飞行器机翼的尾部连接，主动流动控制方向舵包括：
上方向舵和上方向舵作动机构，上方向舵和上方向舵作动机构相互连接，上方向舵通过上方向舵作动机构控制并以机翼的中轴线为轴上下运动；
下方向舵和下方向舵作动机构，下方向舵和下方向舵作动机构相互连接，下方向舵通过下方向舵作动机构控制并以机翼的中轴线为轴上下运动。
进一步地，主动流动控制方向舵还包括内部管道和Y型射流槽，内部管道设置在机翼的内部，Y型射流槽设置在主动流动控制方向舵的内部，内部管道和Y型射流槽相互连通。
进一步地，Y型射流槽包括第一进气口和第一射流槽，第一射流槽设置在上方向舵作动机构和下方向舵作动机构之间，第一射流槽通过第一进气口从内部管道的出气端引入气流。
进一步地，Y型射流槽还包括第二射流槽、第一出气口、第三射流槽和第二出气口，第一射流槽、第二射流槽和第三射流槽通过一个交点相互连通，第一出气口设置在上方向舵的下方，第二出气口设置在下方向舵的上方，一部分气流通过第二射流槽从第一出气口流出，另一部分气流通过第三射流槽从第二出气口流出。
进一步地，第一出气口和第二出气口沿机翼的中心线对称分布。
进一步地，第二射流槽和第三射流槽的夹角可调节。
进一步地，主动流动控制方向舵还包括微型压缩机，微型压缩机设置在机翼的内部，微型压缩机的出气端和内部管道的进气端相互连通。
进一步地，微型压缩机的出气量和出气气压均可调节。
进一步地，微型压缩机设置在飞行器发动机涡轮的周边。
进一步地，上方向舵作动机构和下方向舵作动机构为电动舵机或液压舵机。
与现有技术相比，本说明书实施例采用的上述至少一个技术方案能够达到的有益效果至少包括：
相对于传统开裂式方向舵，同等航向操纵力矩需求条件下主动流动控制方向舵可以拥有更小的舵面的面积，从而减轻结构质量提高飞机性能；如果保持开裂方向舵面积不变，主动流动控制方向舵可以提供更高的航向操纵力矩，从而可以提高飞机的航向机动能力和抗风能力，达到增大了航向运动的控制力矩，提高了开裂式方向舵的舵效的目的。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例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申请的一些实施例，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获得其它的附图。
图1为气流在方向舵的舵面产生气动力的示意图；
图2为开裂式方向舵产生航向力矩的示意图；
图3为传统开裂式方向舵上气动力示意图；
图4为主动流动控制方向舵上气动力示意图；
图5为主动流动控制方向舵偏转示意图；
图6为主动流动控制方向舵未偏转示意图。
附图标记说明：1、微型压缩机；2、内部管道；3、Y型射流槽；301、第一进气口；302、第一出气口；303、第二出气口；304、第一射流槽；305、第二射流槽；306、第三射流槽；4、上方向舵；5、下方向舵；6、上方向舵作动机构；7、下方向舵作动机构；8、机翼。
具体实施方式
下面结合附图对本申请实施例进行详细描述。
以下通过特定的具体实例说明本申请的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本申请的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。本申请还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本申请的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。
要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本申请，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目和方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。
还需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本申请的基本构想，图式中仅显示与本申请中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。
另外，在以下描述中，提供具体细节是为了便于透彻理解实例。然而，所属领域的技术人员将理解，可在没有这些特定细节的情况下实践所述方面。
根据空气动力学原理，气流在类似机翼的舵面上产生的气动力包括阻力D和升力L。如图2所示，开裂式方向舵产生航向力矩的示意图。其中，L表示舵面上产生的气动升力；D表示舵面上产生的气动阻力。
舵面产生的气动阻力大小为：
Figure BDA0003583334990000041
舵面产生的气动升力大小为：
Figure BDA0003583334990000042
公式(1)和公式(2)中：ρ为空气密度；v为气流相对舵面的速度，即表示远方空气的来流速度，等于飞机飞行中的空速；S为舵面参考面积；CD为阻力系数；CL为升力系数。阻力系数CD通常是0.01量级，升力系数CL通常为0.10量级。
开裂式方向舵是飞翼布局、翼身融合(Blend Wing Body,BWB)布局等无尾布局飞行器航向操纵舵面的一种重要方式，一般位于升降副翼外侧，能够为飞机提供航向操纵力矩。
如图3所示，其产生航向操纵力矩的原理是：开裂式方向舵舵面偏转后，气流在其上产生气动阻力和气动升力，由于该舵面与飞机重心之间有展向距离，因此可以通过其上产生的气动阻力和气动升力产生航向操纵力矩。传统开裂舵产生航向力矩和以下参数有关，xcg为飞机的重心位置；Lb为舵面合力点到飞机重心的侧向垂直距离，即舵面的操纵力臂；D表示舵面产生的气动阻力。
如图4所示，传统开裂式方向舵上气动力和以下参数有关。v表示远方空气的来流速度，等于飞机飞行中的空速；Dup表示上方向舵4的舵面产生的气动阻力；Ddown表示下方向舵5的舵面产生的气动阻力；由于传统的开裂式方向舵上气流产生的气动力主要是气动阻力，气动升力几乎为零，故其所受的合力F＝D，因此传统开裂方向舵也被称为阻力式方向舵。如图4的后部(气流死区)所示，气流仅流过外表面，舵面的中间部分为气流死区，气流速度几乎为零，因此只产生阻力，不产生升力。
以下结合附图，说明本申请各实施例提供的技术方案。
如图1所示，飞翼飞机射流型主动流动控制方向舵的整体结构包括飞翼飞机方向舵，尾部为可开裂式结构。可开裂式结构分为上方向舵4与下方向舵5。上方向舵4与机翼通过上方向舵作动机构6连接。下方向舵5与机翼8通过下方向舵作动机构7连接，上方向舵作动机构6和下方向舵作动机构7均为电动舵机、液压舵机，或者其他任何形式的机械式作动装置。机翼内部设置有微型压缩机1，用于从发动机高压涡轮处抽取高压气流，压力调节后的气体作为主动流动控制的气源。另外，从发动机的高压涡轮处引入的是高压空气，节约了单独产生气体所消耗的能量。Y型射流槽3安装于方向舵内部，设置于上方向舵4与下方向舵5之间。Y型射流槽3与微型压缩机1通过内部管道2连接，用于实现上方向舵4与下方向舵5之间的气流的主动流动控制。通过上述结构，增强飞机的方向舵舵效、减弱航向操纵舵效的非线性。
如图6所示，当飞机处于巡航状态时，射流型主动流动控制方向舵的上方向舵4与下方向舵5闭合，保证机翼的流线外形。此时，微型压缩机1处于待机状态，Y型射流槽3内部无流动空气，Y型射流槽3被包裹至上方向舵4与下方向舵5闭合的空隙内。
如图1所示，当飞机需要改变航向时，上方向舵作动机构6与下方向舵作动机构7开始工作，实现上方向舵4与下方向舵5的偏转。当上方向舵4与下方向舵5的舵面打开一定角度后，微型压缩机1开始工作，从发动机引气，通过内部管道2将气流输送至Y型射流槽3。Y型射流槽3将气流分为上下两部分吹气至开裂舵面的内表面，射流开启后上下开裂方向舵上产生的气动力沿水平方向上的作用力增加，从而增大了航向运动的控制力矩，提高了开裂式方向舵的舵效。相对于传统开裂式方向舵，同等航向操纵力矩需求条件下主动流动控制方向舵可以拥有更小的舵面面积，从而减轻结构质量提高飞机性能；如果保持开裂方向舵面积不变，主动流动控制方向舵可以提供更高的航向操纵力矩，从而可以提高飞机的航向机动能力和抗风能力。
射流开启对上下方向舵产生的额外气动力如图5所示，图中vjet表示喷口的射流速度；Djet,up表示由于射流作用上方向舵4的舵面产生的气动阻力；Ljet,up表示由于射流作用上方向舵4的舵面产生的气动升力；Dup表示无射流作用时上方向舵4的舵面产生的气动阻力；Djet,down表示由于射流作用下方向舵5的舵面产生的气动阻力；Ljet,down表示由于射流作用下方向舵5的舵面产生的气动升力；Ddown表示无射流作用时下方向舵5的舵面产生的气动阻力。观察到额外气动力沿水平方向上的作用力增加了航向运动的控制力，从而增大了航向控制力矩，提高了可开裂式方向舵的舵效，有利于减小舵面的有效面积，减轻结构质量并提高气动效率，同时通过不同的射流流量调节改善舵面航向操纵力矩的非线性。
本实施例中的方向舵通过在传统开裂式方向舵的基础上增加了微型压缩机1、内部管道2和Y型射流槽3组成的射流装置，使方向舵内部的流动控制能够被主动操控。
Y型射流槽3包括第一进气口301和第一射流槽304，第一射流槽304设置在上方向舵作动机构6和下方向舵作动机构7之间，第一射流槽304通过第一进气口301从内部管道2的出气端引入气流；Y型射流槽3还包括第二射流槽305、第一出气口302、第三射流槽306和第二出气口303，第一射流槽304、第二射流槽305和第三射流槽306通过一个交点相互连通，第一出气口302设置在上方向舵4的下方，第二出气口303设置在下方向舵5的上方，一部分气流通过第二射流槽305从第一出气口302流出，另一部分气流通过第三射流槽306从第二出气口303流出。
微型压缩机1抽取发动机的涡轮产生的高压气体，进行压力调节后，通过内部管道2传输到Y型射流槽3的第一进气口301。第一出气口302和第二出气口303沿机翼8的中心线对称分布，上方向舵4和下方向舵5张开后，Y型射流槽3通过第一出气口302对上方向舵4、通过第二出气口303对下方向舵5喷射高压高速空气，提高了开裂式方向舵的上方向舵4和下方向舵5舵面之间的空气速度，因此增大了开裂式方向舵上气流产生的升力。如图5，此时舵面上的合力F＝Djet+Ljet+D。由公式(1)和公式(2)可知，射流型开裂舵上产生的合力较传统开裂式方向舵的合力更大，因此在航向操纵力臂Lb不变的前提下，主动流动控制方向舵产生的航向操纵力矩更大，即射流型开裂舵的操纵效率更高。因此，在操纵力矩需求值一定的前提下，所需要的操纵舵面面积更小，从而可以减轻飞机的结构质量。或者在操纵舵面面积和舵面偏转角度相同的情况下，主动流动控制方向舵可以产生更大的操纵力矩，从而使飞机更容易操纵，响应速度更快。
第二射流槽305和第三射流槽306的夹角为0度至180度之间的固定夹角，可以通过上方向舵4和下方向舵5的可展开夹角、飞机尾翼大小等参数进行设计。
在另一些实施例中，第二射流槽305第三射流槽306的夹角可通过飞行过程中上方向舵4和下方向舵5张开的角度进行调节。
在另一些实施例中，Y型射流槽3的尺寸即第一射流槽304、第二射流槽305和第三射流槽306的长度均可按照具体飞行器的上方向舵4和下方向舵5的大小、上方向舵4和下方向舵5的可展开夹角等参数进行优化设计。
在另一些实施例中，微型压缩机1可调节出气量和出气压力，能为不同型号的飞行器的不同大小的上方向舵4和下方向舵5提供不同的空气流量。
本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例侧重说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于后面说明的方法实施例而言，由于其与系统是对应的，描述比较简单，相关之处参见系统实施例的部分说明即可。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种主动流动控制方向舵，和飞行器机翼(8)的尾部连接，其特征在于，所述主动流动控制方向舵包括：
上方向舵(4)和上方向舵作动机构(6)，上方向舵(4)和上方向舵作动机构(6)相互连接，上方向舵(4)通过上方向舵作动机构(6)控制并以机翼(8)的中轴线为轴上下运动；
下方向舵(5)和下方向舵作动机构(7)，下方向舵(5)和下方向舵作动机构(7)相互连接，下方向舵(5)通过下方向舵作动机构(7)控制并以机翼(8)的中轴线为轴上下运动。
2.根据权利要求1所述的主动流动控制方向舵，其特征在于，所述主动流动控制方向舵还包括内部管道(2)和Y型射流槽(3)，内部管道(2)设置在机翼(8)的内部，Y型射流槽(3)设置在所述主动流动控制方向舵的内部，内部管道(2)和Y型射流槽(3)相互连通。
3.根据权利要求2所述的主动流动控制方向舵，其特征在于，Y型射流槽(3)包括第一进气口(301)和第一射流槽(304)，第一射流槽(304)设置在上方向舵作动机构(6)和下方向舵作动机构(7)之间，第一射流槽(304)通过第一进气口(301)从内部管道(2)的出气端引入气流。
4.根据权利要求3所述的主动流动控制方向舵，其特征在于，Y型射流槽(3)还包括第二射流槽(305)、第一出气口(302)、第三射流槽(306)和第二出气口(303)，第一射流槽(304)、第二射流槽(305)和第三射流槽(306)通过一个交点相互连通，第一出气口(302)设置在上方向舵(4)的下方，第二出气口(303)设置在下方向舵(5)的上方，一部分气流通过第二射流槽(305)从第一出气口(302)流出，另一部分气流通过第三射流槽(306)从第二出气口(303)流出。
5.根据权利要求4所述的主动流动控制方向舵，其特征在于，第一出气口(302)和第二出气口(303)沿机翼(8)的中心线对称分布。
6.根据权利要求4所述的主动流动控制方向舵，其特征在于，第二射流槽(305)和第三射流槽(306)的夹角可调节。
7.根据权利要求2所述的主动流动控制方向舵，其特征在于，所述主动流动控制方向舵还包括微型压缩机(1)，微型压缩机(1)设置在机翼(8)的内部，微型压缩机(1)的出气端和内部管道(2)的进气端相互连通。
8.根据权利要求7所述的主动流动控制方向舵，其特征在于，微型压缩机(1)的出气量和出气气压均可调节。
9.根据权利要求7所述的主动流动控制方向舵，其特征在于，微型压缩机(1)设置在所述飞行器发动机涡轮的周边。
10.根据权利要求1所述的主动流动控制方向舵，其特征在于，上方向舵作动机构(6)和下方向舵作动机构(7)为电动舵机或液压舵机。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN115489722B (zh) * 2022-11-07 2023-03-24 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 飞行器操纵舵面无极切换控制方法、装置、飞行器及介质

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