CN201914466U

CN201914466U - 一种飞行器射流控制器

Info

Publication number: CN201914466U
Application number: CN2011200290650U
Authority: CN
Inventors: 张伟伟; 刘小波; 叶正寅; 宋述芳; 郝礼书; 王刚
Original assignee: Northwestern Polytechnical University
Current assignee: Northwestern Polytechnical University
Priority date: 2011-01-27
Filing date: 2011-01-27
Publication date: 2011-08-03
Anticipated expiration: 2021-01-27

Abstract

一种飞行器射流控制器，射流机构位于机翼内封闭的射流舱体内。传动机构和电机位于机翼内、射流舱体外，电机通过传动机构驱动射流机构的转板上下转动。机翼的上蒙皮与下蒙皮上均有喷流缝和吸气缝。射流舱体为隔开的上隔仓和下隔仓。转板的运动会使隔仓形成“吸气”和“排气”两个冲程，并通过吸气缝与喷流缝产生低频高速气流，从而改变了机翼上的气动载荷分布，产生了飞行器动态控制所需的气动力。本实用新型具有较大的空腔容积和较大的空气压缩量，在较低的驱动频下也能够产生较高的合成射流速度，在小迎角时收到良好的效果，降低了飞行重量和燃油消耗，具有结构简单、启动和运行可靠的特点，能够满足不同飞行情况下的飞行器动态控制的要求。

Description

一种飞行器射流控制器

技术领域

本发明涉及航空航天领域，具体是一种飞行器动态控制机构。

背景技术

飞行器动态控制是对飞行器的飞行姿态如俯仰角，侧滑角和滚转角等的控制。目前较为成熟的控制方式有：气动舵面控制、燃气舵面控制和推力矢量控制。气动舵面控制是在机翼上设置副翼，依靠副翼面的偏转来达到控制目的。其优点是控制方便、灵活，缺点则在于需要在机翼上设置铰链，且需要有液压传动装置或电传动装置，因而整个机构复杂笨重。燃气舵面技术和推力矢量技术在火箭和导弹中应用得比较广泛，在一些作特殊机动飞行的战斗机中也有使用。燃气舵面控制的原理是，在高速喷流的燃气喷口下游设置舵面，通过舵面的偏转来达到改变飞行器的姿态。推力矢量则是直接通过燃气喷口的偏转来改变飞行器的飞行姿态。它们的共同缺点是燃油消耗量大，因而使用时受到一定限制。

Gurney襟翼是一种无铰式控制技术，其特征是在机翼尾缘粘有一块高度为0.5％～3％机翼弦长的Gurney板。Gurney板不仅可以对飞行器的飞行姿态进行控制，而且可以有效地增加机翼的升力，研究表明：当Gurney板高度为2％机翼弦长时，Gurney襟翼的气动效果为最佳。受Gurney襟翼的启发，近些年还发展了尾缘喷流技术，分别为引发动机气的喷流技术、带气罐的喷流技术和等离子体喷流技术。其中引发动机气的喷流技术是将发动机高温高压的燃气引至机翼尾缘，通过设置在尾缘的喷口喷出，通过调整喷口的角度和喷气量的大小来实现对飞行器的控制。但由于燃气温度较高，因此对沿程管道的材料有较高的要求，管道布置的复杂也使得其喷流能量的沿程损失很大，且燃气喷流也会造成额外的燃油负担。在飞行器上设置气罐是对引燃气技术的一种改进，其喷流的温度不会对管道提出柯刻的要求，因而其效果会好于前者。但在飞行器上设置笨重的气罐会增加飞行器的飞行重量，给机动飞行带来困难，且气罐所装的空气也是有限的，不能够满足长时间飞行的要求。针对这一问题，目前又有人提出了等离子体喷流的方法。等离子体喷流是一种无源喷流，其方法是在机翼尾缘安装电极，利用高压电极使尾缘附近的空气电离，电离了的气体再经过高压电场加速之后沿一定的方向喷射出去，达到气体喷流的目的。等离子体喷流的最大优点在于它是一种无源喷流，不用引发动机炽热的气体和背负沉重的气罐，避免了错综复杂的管道布置。但其缺点也很明显：将空气电离需要很高的电压，而且尾缘处尺寸很小，两电极之间的距离不足1mm，因此当空气湿度较大或飞行环境较恶劣时，两电极之间的空气可能会被击穿，使其应用受到很大限制。

合成射流(或称零质量射流)是一种全新的流动控制技术，通过合成射流技术可以有效地推迟翼型分离、延缓失速，从而达到提高升力，提高飞行性能的目。合成射流技术无需外界质量注入，因而能有效地减轻飞行器的重量。传统的合成射流致动器包括空腔，喷口和振动膜片，在电或磁或机械激励下，振动膜片发生上下运动，压缩腔内气体形成喷流，或扩张空腔体积形成吸气。该技术应用于飞行器无铰式控制的原理在于：改变合成射流器振动膜的振幅或激励频率的大小，便可改变合成射流器喷口气流速度的大小和频率，合成射流施加于周围的流场，对周围流场产生影响，从而改变作用于机翼上的气动力和力矩的大小，实现飞行器飞行姿态的调节。针对现有合成射流致动器效率低和喷口速度小的缺点，在公告号为CN100381710C的专利中公开了一种单膜双腔双口合成射流激励器，将振动膜振动能量双向利用，以提高能量利用率。在公告号为CN201057185Y的专利公开了一种高效合成射流激励器，通过改变“吹”和“吸”冲程的时间比来增强合成射流的效果。公开号为CN101718235A的发明中公开了一种双膜单腔单喷口合成射流致动器，该文献中，振动膜片可以获得更大的变形量，从而可以获得更大的喷流速度。但由于该类合成射流致动器空腔体积有限，即使在施加高频激励时也只能获得很小的速度，在飞行器作一般飞行时很难达到所需要的喷流动量系数。

发明内容

为了克服现有技术中存在的或者机构复杂笨重；或者燃油消耗量大；或者由于气罐容量限制，不能够满足长时间飞行的要求；或者采用等离子体喷流时，囿于飞行器尾缘处尺寸很小，易导致两电极之间的空气会被击穿的不足，本发明提出了一种飞行器射流控制器。

本发明包括射流舱体、射流机构、传动机构和电机。射流机构安装在机翼的尾缘处，并位于射流舱体内，其展向位置距翼根75％～95％处，弦向位置为73％～100％机翼弦长处。传动机构和电机位于机翼内、射流舱体外；电机通过传动机构驱动射流机构的转板上下转动。机翼的上蒙皮与下蒙皮距尾缘1.5％机翼弦长处分布有上喷流缝和下喷流缝；上喷流缝和下喷流缝的缝宽为1.0mm，长度与隔仓沿展向长度相同；上喷流缝和下喷流缝的开缝方向垂直于翼弦线。机翼的上蒙皮距尾缘12％机翼弦长处有上吸气缝，机翼的下蒙皮距尾缘8％机翼弦长处有下吸气缝；上吸气缝和下吸气缝的宽度为1mm，长度、位置与喷流缝沿展向的长度和位置相同；上吸气缝与翼弦方向成30°夹角，下吸气缝与翼弦方向成60°夹角；上吸气缝和下吸气缝的开缝方向均指向射流舱体内。射流机构中的上吸气阀片粘贴在上吸气缝的前缘一侧的上蒙皮内表面，下吸气阀片粘贴在下吸气缝的后缘一侧的下蒙皮内表面，并通过上吸气阀片和下吸气阀片分布覆盖住上吸气缝和下吸气缝。

所述的射流舱体是在机翼尾缘内部隔离出来的一段空腔体，由机翼上蒙皮、机翼下蒙皮、挡板和两侧隔板构成，在两侧隔板的尾缘处均有转板转轴杆的安装孔，该安装孔位于98％展向处。

射流机构包括支板、转板、两个合叶、上喷流缝、上吸气缝、上吸气阀片、下吸气阀片和密封带。其中，转板位于射流舱体厚度方向中心，通过转板与挡板将射流舱体分隔为上隔仓和下隔仓。合叶位于转板与挡板连接端，两个合叶的两端分别固定在机翼上蒙皮和转板上表面、机翼下蒙皮和转板下表面上。转板一端的转轴杆安装在两侧隔板上的转板轴杆的安装孔内；转板的另一端与传动机构的滑道连接。支板位于射流舱体内后缘的98～100％处，该支板的一端固定在尾缘土，另一端与转板相接，并通过密封带密封。

传动机构包括电机、齿轮箱、大旋转臂、小旋转臂和滑道。电机输出轴与齿轮箱内的齿轮连接。大旋转臂的一端固定在齿轮箱内的2#齿轮的轴上，另一端的滑杆位于滑道内；小旋转臂的一端固定在齿轮箱内的4#齿轮的轴上，另一端的滑杆位于滑道内。大旋转臂和小旋转臂的长度不同，使与之配合的滑道在大旋转臂中心对称面垂直于弦线时与机翼的翼弦之间有6度的夹角。滑道一端与转板的连接件铰接。

两侧隔板的形状同机翼上蒙皮和机翼下蒙皮之间空间的弦向截面形状。挡板的表面为圆弧形，其外形及尺寸同机翼上蒙皮和机翼下蒙皮之间空间的展向截面形状。

齿轮箱包括箱体和依次啮合的1#齿轮、2#齿轮、3#齿轮和4#齿轮。其中1#齿轮为电机齿轮，2#齿轮和4#齿轮为输出齿轮，3#齿轮位于2#齿轮与4#齿轮之间，均为传动齿轮。2#齿轮与4#齿轮的尺寸和规格相同，1#齿轮和3#齿轮的尺寸和规格相同，并且1#齿轮与2#齿轮的传动比、3#齿轮和4#齿轮的传动比均为1∶2。各齿轮轴的轴心连线位于机翼弦线上。

本发明是一种无铰式飞行器动态控制机构，其特点在于：

1、本发明能充分利用机翼的内部空间，相比于传统的操纵面、喷流襟翼和推力矢量控制，具有较小的飞行重量和燃油消耗，且简单易行。

2、相比于传统合成射流致动器，本发明具有较大的空腔容积，具有较大的空气压缩量，在较低的驱动频下也能够产生较高的合成射流速度，能够应用于实际的飞行控制。

3、大旋转臂和小旋转臂的不等长设计能效防止本机构在启动和运行过程中由于驱动力矩过小而被卡死。

4、在隔仓吸气过程中，吸气缝被打开以辅助进气，这种设计能减轻合成射流机构在吸气过程中的吸气负载。

5、喷流缝位于机翼尾缘，相比设置于前缘附近的合成射流机构，本发明能在小迎角时收到良好的效果。

附图说明

附图1是射流控制器在机翼中的安装位置示意图。

附图2是图1中的A-A视图

附图3是射流舱体剖视图。

附图4射流舱体尾缘局部放大图

附图5是侧隔板平面图。

附图6是转板平面图。

附图7是传动机构的结构示意图。

附图8是齿轮机构传动原理。

附图9是滑道平面图

附图10是旋转臂平面图。其中：

1.机翼蒙皮 2.齿轮箱 3.射流舱体 4.圆弧形挡板 5.转板

6.支板 7.合叶 8.密封 9.下喷流缝 10.上喷流缝

11.下吸气孔 12.下吸气阀片 13.上吸气缝 14.上吸气阀片 15.下隔仓

16.上隔仓 17.大旋转臂 18.小旋转臂 19.滑道 20.1#齿轮

21.2#齿轮 22.3#齿轮 23.4#齿轮 24.侧隔板 25.电机

具体实施方式

本实施例是两个相同的飞行器射流控制器，分别位于飞机的两侧机翼内。本实施例仅对一侧机翼内的飞行器射流控制器加以描述。

本实施例以NACA0012对称翼型的长直机翼为载体。

本实施例包括射流舱体3、射流机构、传动机构2和电机25。其中，射流机构位于射流机构位于射流舱体3内的机翼尾缘处，其展向位置距翼根75％～95％处，弦向位置为73％～100％机翼弦长处。传动机构2和电机25位于机翼内、射流舱体3外。电机25通过传动机构2驱动射流机构3的转板5上下运动。机翼的上蒙皮与下蒙皮距尾缘1.5％的机翼弦长处分布有上喷流缝10和下喷流缝9。上喷流缝10和下喷流缝9的缝宽为1.0mm，长度与隔仓沿展向长度相同。上喷流缝10和下喷流缝9的开缝方向垂直于翼弦线。机翼的上蒙皮距尾缘12％机翼弦长处有上吸气缝13，机翼的下蒙皮距尾缘8％机翼弦长处有下吸气缝11；上吸气缝13和下吸气缝11的宽度为1mm，长度、位置与喷流缝沿展向的长度和位置相同；上吸气缝与翼弦方向成30°夹角，下吸气缝与翼弦方向成60°夹角。上吸气缝13和下吸气缝11的方向为沿缝中心面指向仓内。射流机构中的上吸气阀片14粘贴在上吸气缝11前缘一侧的上蒙皮内表面，下吸气阀片12粘在下吸气缝13的后缘一侧的下蒙皮内表面，并通过上吸气阀片14和下吸气阀片12分布覆盖住上吸气缝11和下吸气缝13。

如图2所示。射流舱体3位于机翼75％～95％展向处，是在机翼尾缘内部用两侧隔板24和挡板4隔离出来的一段空腔体，由机翼上蒙皮、机翼下蒙皮、圆弧形挡板4和两侧隔板24构成，在两侧隔板24的尾缘处均有转板5转轴杆的安装孔，该安装孔位于98％展向处。

如图5所示。侧隔板是以尾缘为圆心，以27％弦长为半径垂直机翼展向截机翼内部所得的近似扇形的平板，侧隔板24的厚度为2mm，在侧隔板对称面距圆心2％弦长的地方开有轴孔，轴孔直径为6mm。

圆弧形挡板4是以翼型尾缘点为圆心，以侧隔板半径为半径截机翼内部75％～95％半展长的一段圆柱壳，壳厚2mm。在圆弧形挡板4沿展向的中心开有宽40mm的长方形槽，用于通过转板5的连接体。

机翼的上蒙皮和下蒙皮、两侧隔板24与圆弧形挡板4一道将射流舱体3与机翼内部其他部分隔离开来，形成独立的空腔。

如图4所示。支板6为长条形板，宽为2％机翼弦长，厚为2mm，长为两侧隔板之间距离，支板6在尾缘将机翼尾缘内部分割开来。

如图6所示。转板5为矩形。该转板5一端侧边中心有凸出的连接体，该连接体呈双耳片，在双耳片上有连接孔，用于将转板5与滑道连接。该转板5另一端的侧边上有转轴杆，该转轴杆加工成长12mm圆柱形状，可以嵌入到两侧隔板24的轴孔内。与支板98％弦长处的边边相接触。转板5侧边距对应的侧隔板24的距离为5mm。转板5能够在射流舱体3内上下转动。转板5一端的转轴杆安装在两侧隔板24上的转板5轴杆的安装孔内；转板5的另一端与传动机构2的滑道19连接；

转板5与支板6一道将射流舱体3分隔为上隔仓16和下隔仓15。

合叶7有两个，均用弹性塑料片折叠成纸扇状，当该合叶7受压的时候被折叠起来，该合叶7受拉时被展开。两个合叶7位于转板5与挡板4连接端。两个合叶7的两端分别固定在机翼上蒙皮和转板5上表面、机翼下蒙皮和转板5下表面上，其作用是将隔仓密封起来，又不影响转板的运动。

密封带是用橡胶片制作的长条，粘贴在转板5与支板6相接触处的上下表面，用于满足上隔仓和下隔仓之间的气密性。

上喷流缝10与下喷流缝9在距尾缘1.5％的机翼上下蒙皮上，缝宽为1.0mm。开缝方向垂直于翼弦线，长度为隔仓沿展向长度。

上吸气缝13在距尾缘12％机翼弦长的上蒙皮上，下吸气缝11在距尾缘8％机翼弦长的下蒙皮上，缝宽1mm，长度、位置与喷流缝沿展向的长度和位置相同。上吸气缝与翼弦方向成30°夹角，下吸气缝与翼弦方向成60°夹角，上吸气缝13和下吸气缝11的开缝方向均指向射流舱体3内。

吸气阀片是用橡胶片制作的长条，粘贴在吸气缝机翼蒙皮内表面，其长度可完全覆盖住吸气缝，机翼上下吸气缝都有。分别称为上吸气阀片14和下吸气阀片12。上吸气阀片14粘在上吸气缝11的前缘一侧的上蒙皮内表面，下吸气阀片12粘在下吸气缝13的后缘一侧的下蒙皮内表面。

传动装置包括电机、齿轮箱2、大旋转臂17、小旋转臂18和滑道19。

齿轮箱2主要由箱体和四个齿轮组成齿轮传动系，分别为1#齿轮20、2#齿轮21、3#齿轮22，4#齿轮23，并且1#齿轮20与3#齿轮22同规格，2#齿轮21与4#齿轮23同规格。1#齿轮20与2#齿轮21的传动比为1∶2；3#齿轮22与4#齿轮23的传动比比也为1∶2。

1#齿轮20为电机齿轮，2#，4#齿轮为输出齿轮，3#齿轮22在2#与4#齿轮之间，为传动齿轮。2#齿轮21与4#齿轮23的尺寸和规格相同。在运转时，两齿轮保持同步运转。其相对位置如图8所示。安装时，各齿轮分别用轴键安装在齿轮箱2中。齿轮箱2安装在机翼内部，各齿轮的轴心连线在机翼弦线上。

旋转臂为一长条形杆件，在其一端加工有轴孔，另一端伸出有滑杆。如图7所示，大旋转臂17安装在2#齿轮21对应的齿轮轴上，小放置臂18安装在4#齿轮23对应的齿轮轴上。大旋转臂17和小旋转臂18的长度不同，使与之配合的滑道19在大小旋转臂中心对称面垂直于弦线时与机翼的翼弦之间有6度的夹角，这样可以避免机构在启动或运行的过程中被卡死。在安装时，两旋转臂的初始相位角相同，即齿轮的中心对称面与轴心连线的夹角相同。在运转时，两旋转臂保持同步运转。

如图9所示。滑道19为“0”形柱壳形状，壳厚8mm，宽20mm。滑道19的一端有联接孔，孔径与转板5联接孔孔径相同。滑槽在滑道内侧，滑槽宽与旋转臂的滑杆直径相同，滑槽长度略大于大小旋转臂轴心距离加上两旋转臂的臂长。安装时，滑道的滑槽套在大小旋转臂的滑杆上，联接孔与转板伸出圆弧形挡板的联接孔铰接。

使用时，电动机的电源线与飞行器电源线相连，信号线与控制系统控制相连。电动机带动1#齿轮20转动，在1#齿轮20的作用下，2#齿轮21与4#齿轮23作同步转动，大旋转臂17与小旋转臂18也作同步转动，大小旋转臂在运动时带动滑道19作周向转动，与滑道19联在一起的转板5就被带动起来作简谐的上下扑动。转板的运动会使隔仓形成“吸气”和“排气”两个冲程，当上隔仓16吸气时，下隔仓15排气，下喷流缝9喷气。当下隔仓15吸气时，上隔仓16排气，上喷流缝10喷气。当隔仓处于“吸气”冲程时，吸气阀片被打开，吸气缝与喷流缝同时进气。当隔仓处于“排气”冲程时，吸气阀片被关闭，只有喷流缝喷气，喷流缝喷出低频高速气流，这种低频高速气流作用于周围流场，改变了机翼上的气动载荷分布，从而产生了飞行器动态控制所需的气动力。工作于不同频率下的合成射流会产生大小不同的气动力和力矩，从而满足不同飞行情况下的飞行器动态控制的要求。

Claims

1.一种飞行器射流控制器，其特征在于，包括射流舱体(3)、射流机构、传动机构(2)和电机(25)；其中，

a.射流机构安装在机翼的尾缘处，并且位于射流舱体(3)内，其展向位置距翼根75％～95％处，弦向位置为73％～100％机翼弦长处；

b.传动机构(2)和电机(25)位于机翼内、射流舱体(3)外；电机(25)通过传动机构(2)驱动射流机构3的转板(5)上下转动；

c.机翼的上蒙皮与下蒙皮距尾缘1.5％机翼弦长处分布有上喷流缝(10)和下喷流缝(9)；上喷流缝(10)和下喷流缝(9)的缝宽为1.0mm，长度与隔仓沿展向长度相同；上喷流缝(10)和下喷流缝(9)的开缝方向垂直于翼弦线；

d.机翼的上蒙皮距尾缘12％机翼弦长处有上吸气缝(13)，机翼的下蒙皮距尾缘8％机翼弦长处有下吸气缝(11)；上吸气缝(13)和下吸气缝(11)的宽度为1mm，长度、位置与喷流缝沿展向的长度和位置相同；上吸气缝与翼弦方向成30°夹角，下吸气缝与翼弦方向成60°夹角；上吸气缝(13)和下吸气缝(11)的开缝方向均指向射流舱体(3)内；

e.射流机构中的上吸气阀片(14)粘贴在上吸气缝(11)的前缘一侧的上蒙皮内表面，下吸气阀片(12)粘贴在下吸气缝(13)的后缘一侧的下蒙皮内表面，并通过上吸气阀片(14)和下吸气阀片(12)分布覆盖住上吸气缝(11)和下吸气缝(13)。

2.如权利要求1所述一种飞行器射流控制器，其特征在于，射流舱体(3)是在机翼尾缘内部隔离出来的一段空腔体，由机翼上蒙皮、机翼下蒙皮、挡板(4)和两侧隔板(24)构成，在两侧隔板(24)的尾缘处均有转板(5)转轴杆的安装孔，该安装孔位于98％展向处。

3.如权利要求1所述一种飞行器射流控制器，其特征在于，射流机构包括支板(6)、转板(5)、两个合叶(7)、上喷流缝(10)、上吸气缝(13)、上吸气阀片(14)、下吸气阀片(12)和密封带(8)；其中，转板(5)位于射流舱体(3)厚度方向中心，通过转板(5)与挡板(4)将射流舱体分隔为上隔仓(16)和下隔仓(15)；合叶(7)位于转板(5)与挡板(4)连接端，两个合叶(7)的两端分别固定在机翼上蒙皮和转板(5)上表面、机翼下蒙皮和转板(5)下表面上；转板(5)一端的转轴杆安装在两侧隔板(24)上的转板(5)轴杆的安装孔内；转板(5)的另一端与传动机构(2)的滑道(19)连接；支板(6)位于射流舱体(3)内后缘的98～ 100％处，该支板(6)的一端固定在尾缘上，另一端与转板(5)相接，并通过密封带(8)密封。

4.如权利要求1所述一种飞行器射流控制器，其特征在于，传动机构包括电机、齿轮箱(2)、大旋转臂(17)、小旋转臂(18)和滑道(19)；电机输出轴与齿轮箱(2)内的齿轮连接；大旋转臂(17)的一端固定在齿轮箱(2)内的2#齿轮(21)的轴上，另一端的滑杆位于滑道(19)内；小旋转臂(18)的一端固定在齿轮箱(2)内的4#齿轮(23)的轴上，另一端的滑杆位于滑道(19)内；大旋转臂(17)和小旋转臂(18)的长度不同，使与之配合的滑道(19)在大旋转臂(17)中心对称面垂直于弦线时与机翼的翼弦之间有6度的夹角；滑道(19)一端与转板(5)的连接件铰接。

5.如权利要求2所述一种飞行器射流控制器，其特征在于，两侧隔板(24)的形状同机翼上蒙皮和机翼下蒙皮之间空间的弦向截面形状；挡板(4)的表面为圆弧形，其外形及尺寸同机翼上蒙皮和机翼下蒙皮之间空间的展向截面形状。

6.如权利要求4所述一种飞行器射流控制器，其特征在于，齿轮箱(2)包括箱体和依次啮合的1#齿轮(20)、2#齿轮(21)、3#齿轮(22)和4#齿轮(23)；其中1#齿轮(20)为电机齿轮，2#齿轮和4#齿轮均为输出齿轮，3#齿轮(22)位于2#齿轮与4#齿轮之间，均为传动齿轮；2#齿轮(21)与4#齿轮(23)的尺寸和规格相同，1#齿轮(20)和3#齿轮(22)的尺寸和规格相同，并且1#齿轮(20)与2#齿轮(21)的传动比、3#齿轮(22)和4#齿轮(23)的传动比均为1∶2；各齿轮轴的轴心连线位于机翼弦线上。