CN116215844A - 一种抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法 - Google Patents

一种抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法，通过自由摇滚运动风洞试验，确定飞翼布局机翼摇滚运动的迎角范围，在机翼摇滚运动的迎角通过空间流场显示风洞试验，得到飞翼布局前缘涡再附区在机翼上表面的位置，根据再附区位置确定位置和尺寸合适的缝隙射流，缝隙射流在摇滚运动中产生抽吸作用，控制前缘涡动态破裂和恢复机制，抑制飞翼布局机翼摇滚运动。该方法实现过程简单，抑制效果明显，具有较强的工程实用性。

Description

一种抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法
技术领域
本发明涉及一种抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法，特别是涉及一种通过缝隙射流抑制飞翼布局机翼摇滚运动的方法，属于航空航天技术领域。
背景技术
飞翼布局因外形扁平像巨大的机翼而得名。飞翼布局取消了平尾和垂尾，降低了浸润面积，使气动性能和隐身性能得到了显著提高，但也导致了纵向和航向稳定性不足，阻碍了飞翼布局的早期实际应用。随着电传操纵系统解决了飞翼布局稳定性不足的问题，优秀的隐身能力使飞翼布局备受各国重视，如已成功用于实战的B-2隐身轰炸机。目前飞翼布局已成为无人机的常用布局形式。
随着导弹机动性能的提高和战场生存性的需要，飞翼布局无人机越来越需要具备高机动能力，而高机动能力一般是通过大迎角过失速机动来体现。在大迎角机动中，飞翼布局背风面将出现复杂旋涡分离流动，诱导产生机翼摇滚运动，表现为绕体轴的不可控的极限环振荡，严重影响飞翼布局高机动能力和飞行安全。图1所示为飞翼布局无人机的平面形状。图2和图3所示为该布局在大迎角26°时产生的大振幅机翼摇滚运动。
国内外针对不同气动布局的机翼摇滚运动开展了大量研究，如细长三角翼、矩形翼、旋成体机身翼身组合体、尖侧缘机身翼身组合体等等，不同气动布局形成机翼摇滚运动的原因不同。对于细长三角翼，前缘涡随迎角增加由对称涡转变为非对称涡，诱导细长三角翼产生初始的非零滚转力矩，触发了初始的偏离零滚转角运动，而前缘非对称涡的动态法向涡位迟滞维持了机翼摇滚运动；对于旋成体机身翼身组合体气动布局，旋成体机身涡随迎角增加由对称涡转变为非对称涡，诱导机翼上翼面流动产生了初始的非零滚转力矩，触发了摇滚运动，而非对称机身涡的动态涡型切换维持了摇滚运动。对于尖侧缘机身翼身组合体气动布局，尖侧缘机身涡随迎角增加由对称涡转变为非对称涡，且在机翼上翼面诱导出非对称机翼涡，非对称机身涡和非对称机翼涡共同作用下产生了初始的非零滚转力矩，触发了摇滚运动，两对非对称涡的涡量和涡位动态迟滞共同维持了机翼摇滚运动。
机翼摇滚运动成因的不同导致无法找到较普适性的抑制机翼摇滚运动措施。细长三角翼布局的摇滚运动抑制措施是有效控制非对称前缘涡的法向涡位迟滞，旋成体机身翼身组合体布局的摇滚运动抑制措施是有效控制机身非对称涡的动态涡型切换机制，尖侧缘机身翼身组合体布局的摇滚运动抑制措施是有效控制机身非对称涡和机翼非对称涡的涡量和涡位动态迟滞机制。现有的机翼摇滚运动抑制措施有旋转头部微扰动颗粒，头部吹气和头部边条等，产生了一定的抑制机翼摇滚运动效果。但是，飞翼布局与现有抑制措施所适应气动布局不同，其机翼摇滚运动形成流动成因尚处在研究中，这些措施不能有效抑制飞翼布局的机翼摇滚运动，需要提出新的流动控制方法。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是：为了解决飞翼布局在大迎角的机翼摇滚运动问题，提出一种通过缝隙射流抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法，基于控制飞翼布局前缘涡动态破裂和恢复机制，在飞翼布局适当区域设置缝隙射流，缝隙射流在摇滚运动中产生抽吸作用，控制前缘涡动态破裂和恢复机制，从而抑制飞翼布局机翼摇滚运动。
本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：
一种抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法，确定飞翼布局飞行器机翼的前缘涡空间旋涡再附区在机翼上表面的位置，在所述前缘涡空间旋涡再附区内设置缝隙，使得飞翼布局飞行器在摇滚运动中形成缝隙射流。
在上述抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法中，所述确定飞翼布局飞行器机翼的前缘涡空间旋涡再附区在机翼上表面的位置，包括：
建立飞翼布局飞行器自由摇滚模型；
对所述飞翼布局飞行器自由摇滚模型进行自由摇滚运动风洞试验，得到不同迎角下所述自由摇滚模型的滚转角φ随时间的变化曲线，确定产生机翼摇滚运动的迎角区间；
计算所述迎角区间内不同迎角下机翼摇滚运动的平衡位置和运动振幅；
在所述迎角区间内选取固定迎角，根据所述平衡位置和运动振幅得到摇滚运动滚转角，并根据所述摇滚运动滚转角进行空间流场显示风洞试验，得到所述固定迎角条件下在不同摇滚运动滚转角的前缘涡空间结构；
根据所述前缘涡空间结构确定所述平衡位置的前缘涡空间旋涡再附区在机翼上表面的位置。
在上述抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法中，所述建立的飞翼布局飞行器自由摇滚模型满足：在风洞试验中能够释放滚转自由度，摇滚模型滚转轴与风洞试验安装支杆轴重合，在无风、零迎角条件下，摇滚模型可绕滚转轴自由滚转且随遇平衡。
在上述抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法中，所述自由摇滚运动风洞试验包括：开风条件下，调整摇滚模型到达指定迎角，释放摇滚模型的滚转自由度，记录摇滚模型的滚转角φ从滚转自由度释放开始随时间的变化曲线。
在上述抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法中，所述产生机翼摇滚运动的迎角区间为出现极限环振荡的迎角区间。
在上述抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法中，所述计算迎角区间内不同迎角下机翼摇滚运动的平衡位置和运动振幅，包括：
平衡位置计算公式为：
Figure BDA0003994820060000031
其中，φeq为平衡位置，n为从起始时刻到结束时刻记录的滚转角个数，φi为每一个滚转角的数值；
运动振幅的计算公式为：
Figure BDA0003994820060000032
其中，φam为运动振幅，φmax和φmin分别为从起始时刻到结束时刻记录的最大滚转角和最小滚转角。
在上述抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法中，所述起始时刻为滚转自由度释放后5秒。
在上述抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法中，根据所述平衡位置和运动振幅得到摇滚运动滚转角，包括：以运动平衡位置为中心，以运动振幅为半径的封闭区间内，根据一定的角度间隔选取若干角度点作为摇滚运动滚转角；和/或，在运动平衡位置附近进行角度加密，即选取角度点之间的角度间隔减小。
在上述抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法中，包括，在运动平衡位置前后各5°～10°的范围内进行角度加密；所述一定的角度间隔范围为3°～10°。
在上述抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法中，角度加密区域的角度间隔为1～2°。
在上述抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法中，在所述前缘涡空间旋涡再附区内设置缝隙的长度为10％～100％再附区长度；宽度为5％～100％再附区宽度。
本发明与现有技术相比至少包含如下有益效果：
(1)、本发明公开了一种通过缝隙射流抑制飞翼布局机翼摇滚运动的方法，通过自由摇滚运动风洞试验，确定飞翼布局机翼摇滚运动的迎角范围，在机翼摇滚运动的迎角通过空间流场显示风洞试验，得到飞翼布局前缘涡再附区在机翼上表面的位置，根据再附区位置确定位置和尺寸合适的缝隙射流，缝隙射流在摇滚运动中产生抽吸作用，控制前缘涡动态破裂和恢复机制，抑制飞翼布局机翼摇滚运动；该方法实现过程简单，抑制效果明显，具有较强的工程实用性。
(2)、本发明研究发现，维持飞翼布局机翼摇滚运动的主控流动是飞翼布局前缘涡动态破裂和恢复机制，该前缘涡动态破裂和恢复机制提供了机翼摇滚运动的负阻尼，驱动了摇滚运动；本发明基于控制飞翼布局前缘涡动态破裂和恢复机制，在飞翼布局适当区域设置缝隙射流，缝隙射流在摇滚运动中产生抽吸作用，控制前缘涡动态破裂和恢复机制，抑制飞翼布局机翼摇滚运动的方法。
(3)、本发明提出了通过缝隙射流抑制飞翼布局机翼摇滚运动的方法，当未处在出现摇滚运动的迎角区域，无需使用该方法，不影响飞翼布局的正常飞行；当飞翼布局出现机翼摇滚，打开缝隙射流，缝隙射流将有效控制飞翼布局前缘涡破裂和恢复机制，抑制机翼摇滚运动。本发明抑制方法简单，抑制效果明显，不带来额外负面影响，具有很强的工程实用性。
附图说明
图1为本发明飞翼布局模型及缝隙射流位置示意图；
图2为本发明实施例无缝隙射流时迎角26°飞翼布局的绕负平衡位置的摇滚运动时间历程曲线；
图3为本发明实施例无缝隙射流时迎角26°飞翼布局的绕正平衡位置的摇滚运动时间历程曲线；
图4为本发明实施例有缝隙射流时迎角26°飞翼布局的绕负平衡位置抑制摇滚运动时间历程曲线；
图5为本发明实施例有缝隙射流时迎角26°飞翼布局的绕正平衡位置抑制摇滚运动时间历程曲线；
1-飞翼布局2-缝隙射流。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明的上述内容作进一步的详细说明：
本发明通过实验发现，飞翼布局前缘涡破裂和恢复机制驱动了飞翼布局机翼摇滚运动。在运动平衡位置附近，前缘涡再附区的缝隙射流能够有效控制前缘涡破裂和恢复机制，抑制飞翼布局的机翼摇滚运动。
如图1所示为本发明飞翼布局模型及缝隙射流位置示意图；一种飞翼布局飞行器1，在机翼上设置了缝隙射流2，本发明抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法，通过确定飞翼布局飞行器机翼的前缘涡空间旋涡再附区在机翼表面的位置，在该前缘涡空间旋涡再附区内设置缝隙，使得飞翼布局飞行器在摇滚运动中形成缝隙射流。具体步骤如下：
步骤A、设计飞翼布局自由摇滚模型。
一可选实施例中，该模型满足：在风洞试验中能够释放滚转自由度，摇滚模型滚转轴与风洞试验安装支杆轴重合，在无风、零迎角条件下，摇滚模型可绕滚转轴自由滚转且随遇平衡。
步骤B、对飞翼布局飞行器自由摇滚模型进行自由摇滚运动风洞试验，得到不同迎角下自由摇滚模型的滚转角φ随时间的变化曲线，确定产生机翼摇滚运动的迎角区间。
一可选实施例中，自由摇滚运动风洞试验是开风条件下，调整摇滚模型到达指定迎角，释放摇滚模型的滚转自由度，记录摇滚模型的滚转角φ从滚转自由度释放开始随时间的变化曲线。
一可选实施例中，产生机翼摇滚运动的迎角区间为出现极限环振荡的迎角区间，迎角区间可以为1个连续区间或多个间隙性的连续区间。
步骤C、在步骤B中得到的机翼摇滚运动迎角区间内，计算不同迎角下机翼摇滚运动的平衡位置和运动振幅。
计算迎角区间内不同迎角下机翼摇滚运动的平衡位置和运动振幅包括：
平衡位置计算公式为：
Figure BDA0003994820060000061
其中，φeq为平衡位置，n为从起始时刻到结束时刻记录的滚转角个数，φi为每一个滚转角的数值；
运动振幅的计算公式为：
Figure BDA0003994820060000062
其中，φam为运动振幅，φmax和φmin分别为从起始时刻到结束时刻记录的最大滚转角和最小滚转角。
一可选实施例中，起始时刻为滚转自由度释放后5秒。
步骤D、在步骤B得到的迎角区间内选取固定迎角，根据步骤C中平衡位置和运动振幅得到摇滚运动滚转角，并根据摇滚运动滚转角进行空间流场显示风洞试验，得到固定迎角条件下在不同摇滚运动滚转角的前缘涡空间结构。
其中，根据平衡位置和运动振幅得到摇滚运动滚转角包括：以运动平衡位置为中心，以运动振幅为半径的封闭区间内，根据一定的角度间隔选取若干角度点作为摇滚运动滚转角；在运动平衡位置附近进行角度加密，即选取角度点之间的角度间隔减小。
一可选实施例中，在运动平衡位置前后各5°～10°的范围内进行角度加密；一定的角度间隔范围为3°～10°。角度加密区域的角度间隔为1～2°。
步骤E、根据步骤D中前缘涡空间结构确定平衡位置附近的前缘涡空间旋涡再附区在机翼上表面的位置。
步骤F、根据步骤E得到再附区在机翼上表面的位置，确定缝隙射流的位置和尺寸。缝隙射流位置在再附区内，选取适当的缝隙宽度和缝隙长度，保证在摇滚运动中形成缝隙射流。
一可选实施例中，前缘涡空间旋涡再附区内设置缝隙的长度为10％～100％再附区长度，例如长度为10％再附区长度(18mm)；宽度为5％再附区宽度(1mm)。
步骤G、在飞翼布局自由摇滚模型设置由步骤F得到的贯穿上下翼面的缝隙射流，在机翼摇滚运动迎角区间进行自由摇滚运动风洞试验，获得设置缝隙射流后抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的结果。从而验证本发明抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法的可靠性。
与细长三角翼绕零滚转角的极限环振荡不同，飞翼布局机翼摇滚运动主要表现为绕正滚转角或负滚转角的极限环振荡，即表现为偏向一侧的摇滚运动。本发明研究发现，维持飞翼布局机翼摇滚运动的主控流动可能是飞翼布局前缘涡动态破裂和恢复机制。这种前缘涡动态破裂和恢复机制提供了机翼摇滚运动的负阻尼，驱动了摇滚运动。本发明基于控制飞翼布局前缘涡动态破裂和恢复机制，在飞翼布局适当区域设置缝隙射流，缝隙射流在摇滚运动中产生抽吸作用，控制前缘涡动态破裂和恢复机制，抑制飞翼布局机翼摇滚运动的方法。
实施例
如图1所示为一种飞翼布局飞机。
步骤1、设计飞翼布局自由摇滚模型，如图1所示；
步骤2、进行自由摇滚运动风洞试验，得到不同迎角下的模型滚转角φ随时间的变化曲线，如图2和图3所示为迎角26°的滚转角随时间的变化曲线，确定产生机翼摇滚运动的迎角区间为24°～46°；
步骤3、在步骤2中得到的机翼摇滚运动迎角24°～46°区间，计算不同迎角下机翼摇滚运动的平衡位置和运动振幅，其中迎角26°的机翼摇滚运动平衡位置分别为-28°和+28°，对应的振幅为24°和21°；
步骤4、在步骤2中机翼摇滚运动迎角区间，选取固定迎角26°，在由步骤3中平衡位置和运动振幅得到摇滚运动滚转角φ＝-52°到-4°和7°到49°进行空间流场显示风洞试验，得到固定迎角26°下在不同的摇滚运动滚转角的前缘涡空间结构；
步骤5、确定步骤4中运动平衡位置-28°和+28°附近的前缘涡空间旋涡再附区在机翼上表面的位置，如图1所示的缝隙射流位置；
步骤6、根据步骤5得到再附区位置，确定缝隙射流的位置与再附区重合和缝隙宽度为1mm，长度为18mm；
步骤7、在飞翼布局自由摇滚模型设置由步骤6得到的贯穿上下翼面的缝隙射流，在机翼摇滚运动迎角区间进行自由摇滚运动风洞试验，获得设置缝隙射流后抑制飞翼布局机翼摇滚运动的结果，如图4和图5所示。
以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明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发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (11)

1.一种抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法，其特征在于，确定飞翼布局飞行器机翼的前缘涡空间旋涡再附区在机翼上表面的位置，在所述前缘涡空间旋涡再附区内设置缝隙，使得飞翼布局飞行器在摇滚运动中形成缝隙射流。
2.根据权利要求1所述的抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法，其特征在于，所述确定飞翼布局飞行器机翼的前缘涡空间旋涡再附区在机翼上表面的位置，包括：
建立飞翼布局飞行器自由摇滚模型；
对所述飞翼布局飞行器自由摇滚模型进行自由摇滚运动风洞试验，得到不同迎角下所述自由摇滚模型的滚转角φ随时间的变化曲线，确定产生机翼摇滚运动的迎角区间；
计算所述迎角区间内不同迎角下机翼摇滚运动的平衡位置和运动振幅；
在所述迎角区间内选取固定迎角，根据所述平衡位置和运动振幅得到摇滚运动滚转角，并根据所述摇滚运动滚转角进行空间流场显示风洞试验，得到所述固定迎角条件下在不同摇滚运动滚转角的前缘涡空间结构；
根据所述前缘涡空间结构确定所述平衡位置的前缘涡空间旋涡再附区在机翼上表面的位置。
3.根据权利要求2所述的抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法，其特征在于，所述建立的飞翼布局飞行器自由摇滚模型满足：在风洞试验中能够释放滚转自由度，摇滚模型滚转轴与风洞试验安装支杆轴重合，在无风、零迎角条件下，摇滚模型可绕滚转轴自由滚转且随遇平衡。
4.根据权利要求2所述的抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法，其特征在于，所述自由摇滚运动风洞试验包括：开风条件下，调整摇滚模型到达指定迎角，释放摇滚模型的滚转自由度，记录摇滚模型的滚转角φ从滚转自由度释放开始随时间的变化曲线。
5.根据权利要求2或4所述的抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法，其特征在于，所述产生机翼摇滚运动的迎角区间为出现极限环振荡的迎角区间。
6.根据权利要求2所述的抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法，其特征在于，所述计算迎角区间内不同迎角下机翼摇滚运动的平衡位置和运动振幅，包括：
平衡位置计算公式为：
Figure FDA0003994820050000021
其中，φeq为平衡位置，n为从起始时刻到结束时刻记录的滚转角个数，φi为每一个滚转角的数值；
运动振幅的计算公式为：
Figure FDA0003994820050000022
其中，φam为运动振幅，φmax和φmin分别为从起始时刻到结束时刻记录的最大滚转角和最小滚转角。
7.根据权利要求6所述的抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法，其特征在于，所述起始时刻为滚转自由度释放后5秒。
8.根据权利要求2所述的抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法，其特征在于，根据所述平衡位置和运动振幅得到摇滚运动滚转角，包括：以运动平衡位置为中心，以运动振幅为半径的封闭区间内，根据一定的角度间隔选取若干角度点作为摇滚运动滚转角；和/或，
在运动平衡位置附近进行角度加密，即选取角度点之间的角度间隔减小。
9.根据权利要求8所述的抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法，其特征在于，包括，在运动平衡位置前后各5°～10°的范围内进行角度加密；
所述一定的角度间隔范围为3°～10°。
10.根据权利要求8或9所述的抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法，其特征在于，角度加密区域的角度间隔为1～2°。
11.根据权利要求1所述的抑制飞翼布局飞行器机翼摇滚运动的方法，其特征在于，在所述前缘涡空间旋涡再附区内设置缝隙的长度为10％～100％再附区长度；宽度为5％～100％再附区宽度。
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