CN114940257B - 一种基于射流控制的大展弦比柔性机翼颤振主动抑制装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于射流控制的大展弦比柔性机翼颤振主动抑制装置包括机翼主梁、包覆于机翼主梁四周的泡沫翼段、位于机翼后缘的环量激励器以及位于机翼前缘的射流激励器，其中环量激励器和射流激励器均以机翼主梁为中心线呈对称结构，环量激励器切向射出的连续射流与外流混合，射流激励器的射流沿与弦线呈45度的方向向后射出。本发明采用射流激励器取代传统的机械控制舵面，在保持机翼表面连续性的同时，解决了柔性机翼大幅度变形过程中传统机械控制面由于流动分离而失效的缺陷，进一步提高颤振主动抑制系统的效率。

Description

一种基于射流控制的大展弦比柔性机翼颤振主动抑制装置

技术领域

本发明涉及机翼的抑制机构，尤其涉及一种基于射流控制的大展弦比柔性机翼颤振主动抑制装置。

背景技术

当飞行速度超过颤振临界速度时，柔性机翼会受到空气动力，结构弹性力和结构惯性力的共同作用，诱发动不稳定性，发生严重的自激振荡现象。

传统的气动弹性主动控制技术通过驱动多对不连续的机械控制面偏转，改变气动力在机翼表面的分布，提高机翼对气流能量的控制能力，从而改变气弹系统的稳定性，实现颤振的主动抑制。相较于直接改变结构质量分配和增加结构刚度等被动颤振抑制方案，该技术的优点是能够保持较低的结构质量，减缓机动载荷，提高机翼颤振动稳定性等。然而，机械控制面也存在如下缺陷：机械控制面存在的间隙非线性会引入额外的控制面耦合模态，增加气动弹性主动控制系统设计的复杂程度；在颤振发生过程中，柔性翼的大幅变形会使靠近翼稍的大部分翼段常处于大攻角的失速状态，传统的机械控制面会因为严重的边界层分离而失效；机翼与机械控制面间的几何不连续也会诱发局部的流动分离，进一步降低控制面的气动控制效率，导致颤振抑制效果大幅降低。

因此，亟待解决上述问题。

发明内容

发明目的：本发明的目的是提供一种基于射流控制的大展弦比柔性机翼颤振主动抑制装置，能够有效控制颤振失稳时柔性机翼的大幅度自激极限环振荡，改善柔性机翼结构的稳定性。

技术方案：为实现以上目的，本发明公开了一种基于射流控制的大展弦比柔性机翼颤振主动抑制装置，包括机翼主梁、包覆于机翼主梁四周的泡沫翼段、位于机翼后缘的环量激励器以及位于机翼前缘的射流激励器，其中环量激励器和射流激励器均以机翼主梁为中心线呈对称结构，所述环量激励器切向射出的连续射流与外流混合，射流激励器的射流沿与弦线呈45度的方向向后射出。

其中，环量激励器和射流激励器均为TPU柔性橡胶材料制成的一体成型结构。

再者，环量激励器包括依次设置的两个对称布置且具有独立封闭内腔的第一供气舱室、与第一供气舱室对应设置的第一输送通道以及位于后缘与第一外壁面形成第一吹气缝的圆形康达，压缩空气进入第一供气舱室中，充分混合后通过第一输送通道，最后从后缘的第一吹气缝处向外射出；切向射出的连续射流与外流混合沿着弯曲的圆形康达后缘表面形成附壁效应，延迟边界层的分离，改变机翼的环量，产生相应的气动力。

进一步，射流激励器包括依次设置的两个对称布置且具有独立封闭内腔的第二供气舱室、与第二供气舱室对应设置的第二输送通道以及位于前缘与第二外壁面呈45度且朝向后缘的第二吹气缝，压缩空气进入第二供气舱室中，充分混合后通过第二输送通道，最后从第二吹气缝处向外射出，射流沿与弦线呈45度的方向向后射出，为分离剪切层注入动量，消除机翼振荡产生的前缘涡系，保持流动再附，改变机翼表面的气动力分布。

优选的，第二吹气缝布置于距前缘10％弦长处。

再者，泡沫翼段上以机翼主梁为中心线上下两侧内部各设置4条凹槽，其中靠近后缘的凹槽内布置有用于通入环量激励器的硅胶气管，靠近前缘的凹槽内布置有用于通入射流激励器的硅胶气管。

进一步，环量激励器布置于距翼根52.8％-80.6％展长处。

优选的，射流激励器布置于距翼根65.8％-93.6％展长处。

再者，环量激励器和射流激励器靠近吹气缝处的腔室内均沿展向间隔布置有若干个加强筋。

进一步，环量激励器和射流激励器的射流流量均通过控制装置调节，所述控制装置包括流量控制系统、地面控制中心和位于柔性机翼翼尖后缘的运动传感器，该流量控制系统包括1台装有开关球阀、减压过滤阀和流量计的高压空气压缩机和4台高频电磁比例阀，电磁比例阀的入口段与高压空气压缩机相连，电磁比例阀的出气端通过硅胶软管分别连接环量激励器和射流激励器中独立的四个供气舱室；地面控制中心接收运动传感器采集到的加速度和角速度数据，并产生相应的模拟电压信号，并传输给电磁比例阀用于动态调整环量激励器和射流激励器的射流流量。

有益效果：与现有技术相比，本发明具有以下显著优点：

(1)本发明能够改变机翼在自激振荡过程中的受力状态，进而提高机翼的动态阻尼，实现颤振的主动抑制；

(2)本发明采用柔性材料制成的激励器取代了传统的机械控制面，在保持机翼表面连续性的同时，解决了大变形过程中传统控制面由于流动分离而失效的缺陷，能够有效抑制处于颤振状态下的柔性机翼自激振荡；

(3)本发明采用组合射流设计重新分配机翼表面的流动分布，使柔性机翼在大攻角的情况下也能保持流动再附，增加流动稳定性，进而提高颤振的临界速度；

(4)本发明简化了构型，机翼无需任何机械机构就能就能实现对气动力的控制，能够减少整个系统的模态，简化模型的有限元建模，便于基于模型的颤振主动控制策略的设计。

附图说明

图1为本发明中结构示意图；

图2为图1中A-A向的剖视图；

图3为本发明中机翼主梁的结构示意图；

图4为本发明中环量激励器的结构示意图；

图5为本发明中环量激励器的剖视图；

图6为本发明中射流激励器的结构示意图；

图7为本发明中射流激励器的剖视图；

图8为本发明中控制装置的结构示意图；

图9为本发明中颤振主动抑制结果示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案作进一步说明。

如图1和图2所示，本发明一种基于射流控制的大展弦比柔性机翼颤振主动抑制装置包括机翼主梁1、泡沫翼段2、环量激励器3和射流激励器4。如图3所示，柔性机翼的主要结构动力特性由中间的机翼主梁1提供，机翼主梁1为铝制结构。机翼主梁1四周覆盖大面积由低密度EPE泡沫制成的泡沫翼段2，以保持机翼的气动外形。泡沫翼段2上以机翼主梁1为中心线在上下两侧内部各铣出4条凹槽201，其中靠近后缘的凹槽201内布置有用于通入环量激励器3的硅胶气管，靠近前缘的凹槽内布置有用于通入射流激励器4的硅胶气管，位于中间的2条凹槽内以便传输运动传感器8的信号线从中穿过。

环量激励器3和射流激励器4均采用TPU柔性橡胶材料3D打印的一体成型结构，具有质量轻，易形变的特性，对机翼整体的结构动力特性影响较小，能在柔性机翼颤振时发生与之匹配的形变。环量激励器3和射流激励器4通过轻质的塑胶螺丝与中间的机翼主梁1固连。环量激励器3和射流激励器4都布置在翼稍附近，可以使射流的作用区域尽可能远离机翼翼根处的弹性轴，增加控制力臂，最大化射流产生的弯曲力矩和扭转力矩；其中环量激励器3和射流激励器4均以机翼主梁为中心线呈对称结构，环量激励器3切向射出的连续射流与外流混合，射流激励器4的射流沿与弦线呈45度的方向向后射出。本发明采用组合式射流改变机翼表面的压力分布，并通过改变组合式射流的流量来调整控制能力。环量激励器和射流激励器构成的组合射流激励器取代传统的机械控制面，实现柔性机翼的颤振主动抑制；位于机翼后缘的环量激励器利用康达射流调整机翼的环量，进而改变机翼后缘附近的压力分布，产生高频的非定常气动力阻碍机翼的结构振荡；位于机翼前缘的射流激励器为边界层注入足够的动量，以抵挡大攻角时机翼表面面的流动分离，使柔性机翼在完整的振荡过程中能始终保持流动再附；前缘射流在本身可以改变翼面分布气动力的同时，也保证了后缘环量控制器能够有效控制气流与结构之间的能量交换，实现结构柔性变形下的颤振控制和载荷减缓。

如图1、图4和图5所示，环量激励器3位于机翼后缘，布置于距翼根52.8％-80.6％展长处。环量激励器3包括依次设置的第一供气舱室301、第一输送通道302、第一外壁面303、第一吹气缝304和圆形康达305，环量激励器3为封闭腔室结构，其中一侧端面设置有与第一供气腔室301对应连通的第一供气口306。两个第一供气舱室301以机翼主梁1为中心线对称布置，两个第一供气舱室301都具有独立的封闭内腔。每一个第一供气舱室301上对应设置相连通的第一输送通道302，圆形康达305位于后缘，圆形康达305与上方的第一外壁面303形成位于上方的第一吹气缝304，圆形康达305与下方的第一外壁面303形成位于下方的第一吹气缝304。本发明中压缩空气沿着靠近后缘的凹槽201中布置的硅胶气管通过第一供气口306进入环量激励器的第一供气舱室301中，充分混合后继续通过狭窄的第一输送通道302，最后从后缘的两个第一吹气缝304处分别向外射出；切向射出的连续射流，与外流混合沿着弯曲的圆形康达后缘表面形成附壁效应，延迟边界层的分离，改变机翼的环量，产生相应的气动力。

如图1、图6和图7所示，射流激励器4位于机翼前缘，布置于距翼根65.8％-93.6％展长处。射流激励器4包括依次设置的第二供气舱室401、第二输送通道402、第二外壁面403和第二吹气缝404，射流激励器4为封闭腔室结构，其中一侧端面设置有与第二供气腔室301对应连通的第二供气口405。两个第二供气舱室401以机翼主梁1为中心线对称布置，两个第二供气舱室401都具有独立的封闭内腔。每一个第二供气舱室401上对应设置相连通的第二输送通道402。第二吹气缝404位于前缘，布置于距前缘10％弦长处；第二吹气缝404与第二外壁面403呈45度且朝向后缘。压缩空气沿着靠近前缘的一条凹槽201中布置的硅胶气管通过第二供气口405进入射流激励器的第二供气舱室401中，充分混合后继续通过狭窄的第二输送通道402，最后从第二吹气缝404处向外射出；射流沿与弦线呈45度的方向向后射出，为分离剪切层注入动量，消除机翼振荡产生的前缘涡系，保持流动再附，改变机翼表面的气动力分布。

环量激励器上靠近第一吹气缝的舱室内沿展向每隔20mm设置一处加强筋5，射流激励器上靠近第二吹气缝的舱室内沿展向每隔20mm设置一处加强筋5；即使环量激励器3和射流激励器4因颤振产生大幅度弯扭变形，加强筋5的存在也能使吹气缝的厚度沿展向基本保持不变，进而保证在柔性机翼自激振荡过程中，环量激励器和射流激励器的效率不会受到影响。

本发明中环量激励器和射流激励器吹气缝处的射流强度通过改变压缩气体的流量来动态调整，压缩气体的流量则由外部设置的电磁比例阀根据控制电压的高低调整。前缘射流激励器和后缘环量激励器产生的射流流量与电压控制信号线性相关，越高的控制电压意味着越大的射流流量和越强的控制能力。具体如图8所示，环量激励器3和射流激励器4的射流流量均通过控制装置调节，控制装置包括流量控制系统6、地面控制中心7和位于柔性机翼翼尖后缘的运动传感器8，运动传感器与地面控制中心连接，用于采集和存储柔性翼的结构振动数据；地面控制中心，用于根据实时振动数据和颤振抑制需求计算出射流控制信号；环量激励器和射流激励器与地面控制中心连接，用于根据控制信号连续调节激励器出口的射流流量。该流量控制系统6包括1台装有开关球阀、减压过滤阀和流量计的高压空气压缩机和4台高频电磁比例阀，每台电磁比例阀的最大允许流量为600L/min，最大控制频率超过20Hz；电磁比例阀的入口段与高压空气压缩机相连，电磁比例阀的出气端通过硅胶软管分别连接环量激励器和射流激励器中独立的四个供气舱室，高压空气压缩机是整个射流系统的唯一气源，提供压力恒定，最大流量2000L/min的干燥压缩空气；电磁比例阀的控制信号为0-5V的连续模拟电压信号，由地面控制中心7提供。地面控制中心7接收运动传感器8采集到的加速度和角速度数据，并根据现有控制策略产生相应的模拟电压信号，并传输给电磁比例阀用于动态调整环量激励器和射流激励器的射流流量。本发明中现有控制策略使用的是基于深度强化学习的智能控制律。具体的风洞实验过程如下，关闭所有电磁比例阀，柔性机翼在风洞来流的作用下发生自激振荡，产生以展向弯曲和弦向扭转为主要特征的变形；当颤振的振荡幅度趋于稳定后，打开所有电磁比例阀，地面控制中心开始根据训练好的控制策略进行施加闭环射流控制。结果如图9所示，图中实线为在施加控制后的加速度响应曲线。可以看出，在施加了闭环的射流控制后，机翼翼尖后缘的加速度振幅减少了90％，证明了基于此策略的组合射流控制能后有效减小柔性机翼的动态变形幅度，实现颤振的主动抑制。本发明采用射流激励器取代传统的机械控制舵面，在保持机翼表面连续性的同时，解决了柔性机翼大幅度变形过程中传统机械控制面由于流动分离而失效的缺陷，进一步提高颤振主动抑制系统的效率。

Claims (8)

1.一种基于射流控制的大展弦比柔性机翼颤振主动抑制装置，其特征在于：包括机翼主梁（1）、包覆于机翼主梁四周的泡沫翼段（2）、位于机翼后缘的环量激励器（3）以及位于机翼前缘的射流激励器（4），其中环量激励器（3）和射流激励器（4）均以机翼主梁为中心线呈对称结构，所述环量激励器（3）切向射出的连续射流与外流混合，射流激励器（4）的射流沿与弦线呈45度的方向向后射出；所述环量激励器（3）包括依次设置的两个对称布置且具有独立封闭内腔的第一供气舱室（301）、与第一供气舱室对应设置的第一输送通道（302）以及位于后缘与第一外壁面（303）形成第一吹气缝（304）的圆形康达（305），压缩空气进入第一供气舱室（301）中，充分混合后通过第一输送通道（302），最后从后缘的第一吹气缝（304）处向外射出；切向射出的连续射流与外流混合沿着弯曲的圆形康达（305）后缘表面形成附壁效应，延迟边界层的分离，改变机翼的环量，产生相应的气动力；所述射流激励器（4）包括依次设置的两个对称布置且具有独立封闭内腔的第二供气舱室（401）、与第二供气舱室对应设置的第二输送通道（402）以及位于前缘与第二外壁面（403）呈45度且朝向后缘的第二吹气缝（404），压缩空气进入第二供气舱室（401）中，充分混合后通过第二输送通道（402），最后从第二吹气缝（404）处向外射出，射流沿与弦线呈45度的方向向后射出，为分离剪切层注入动量，消除机翼振荡产生的前缘涡系，保持流动再附，改变机翼表面的气动力分布。

2.根据权利要求1所述的一种基于射流控制的大展弦比柔性机翼颤振主动抑制装置，其特征在于：所述环量激励器（3）和射流激励器（4）均为TPU柔性橡胶材料制成的一体成型结构。

3.根据权利要求1所述的一种基于射流控制的大展弦比柔性机翼颤振主动抑制装置，其特征在于：所述第二吹气缝（404）布置于距前缘10％弦长处。

4.根据权利要求1所述的一种基于射流控制的大展弦比柔性机翼颤振主动抑制装置，其特征在于：所述泡沫翼段（2）上以机翼主梁为中心线上下两侧内部各设置4条凹槽（201），其中靠近后缘的凹槽内布置有用于通入环量激励器的硅胶气管，靠近前缘的凹槽内布置有用于通入射流激励器的硅胶气管。

5.根据权利要求1所述的一种基于射流控制的大展弦比柔性机翼颤振主动抑制装置，其特征在于：所述环量激励器（3）布置于距翼根52.8％-80.6％展长处。

6.根据权利要求1所述的一种基于射流控制的大展弦比柔性机翼颤振主动抑制装置，其特征在于：所述射流激励器（4）布置于距翼根65.8％-93.6％展长处。

7.根据权利要求1所述的一种基于射流控制的大展弦比柔性机翼颤振主动抑制装置，其特征在于：所述环量激励器（3）和射流激励器（4）靠近吹气缝处的腔室内均沿展向间隔布置有若干个加强筋（5）。

8.根据权利要求1所述的一种基于射流控制的大展弦比柔性机翼颤振主动抑制装置，其特征在于：所述环量激励器（3）和射流激励器（4）的射流流量均通过控制装置调节，所述控制装置包括流量控制系统（6）、地面控制中心（7）和位于柔性机翼翼尖后缘的运动传感器（8），该流量控制系统（6）包括1台装有开关球阀、减压过滤阀和流量计的高压空气压缩机和4台高频电磁比例阀，电磁比例阀的入口段与高压空气压缩机相连，电磁比例阀的出气端通过硅胶软管分别连接环量激励器和射流激励器中独立的四个供气舱室；地面控制中心（7）接收运动传感器（8）采集到的加速度和角速度数据，并产生相应的模拟电压信号，并传输给电磁比例阀用于动态调整环量激励器和射流激励器的射流流量。