專利名稱：一種飛機主機翼前緣分離渦控制機構(gòu)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及航空航天領(lǐng)域，是一種飛機主機翼前緣分離渦控制機構(gòu)。
背景技術(shù)：
現(xiàn)代戰(zhàn)機大量使用制導(dǎo)武器，而制導(dǎo)武器由機載雷達(dá)提供鎖定信息，因此，盡快將 對方納入己方雷達(dá)視野或盡快逃出對方雷達(dá)視野是攻防的要素。如果飛機只能進(jìn)行常規(guī)狀 態(tài)下的飛行，那么無論是轉(zhuǎn)彎還是爬升都需要較長時間來完成，從而不利于機載雷達(dá)的鎖 定和反鎖定。因此，在近距空戰(zhàn)格斗中，迅速瞄準(zhǔn)敵機并使自己始終處于對手瞄準(zhǔn)視線之 外，即在有效保存自己的前提下對敵實施快速的攻擊，成為現(xiàn)代戰(zhàn)機最重要的作戰(zhàn)品質(zhì)?，F(xiàn) 代戰(zhàn)斗機在中等速度下發(fā)動機還可以保持很大剩余功率，具有很好的加速性，因此可以在 超過自身失速迎角的大迎角狀態(tài)下，對飛機的姿態(tài)做出快速的調(diào)整，從而達(dá)到瞬間改變敵 我態(tài)勢的目的。戰(zhàn)斗機迎角大大超過其失速迎角，并在低速飛行狀態(tài)下仍然可以對飛機姿態(tài)進(jìn) 行控制，從而迅速改變其飛行速度以及機頭指向的戰(zhàn)術(shù)機動稱為"過失速機動"，也被稱 為"超機動"，由赫伯斯特于20世紀(jì)80年代初首先提出。大量研究后，赫伯斯特認(rèn)為，要 進(jìn)行超機動，飛機必須要滿足這樣的一系列條件(1)飛機在俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)三個通道應(yīng) 具有足夠的操縱能力，在馬赫數(shù)低到0. 1、迎角達(dá)到70°時仍能保持較高的操縱效率；(2) 飛機需要采用閉環(huán)控制和先進(jìn)的氣動布局以便具有極好的低速、大迎角穩(wěn)定性；(3)飛機 應(yīng)能轉(zhuǎn)得快、加減速快，即具有在很短時間內(nèi)產(chǎn)生很大的瞬時角速度的能力。通過這種過失 速機動快速地獲取改變自己姿態(tài)的優(yōu)勢，已經(jīng)成為新一代戰(zhàn)機的設(shè)計目標(biāo)，并且被視為第 四代戰(zhàn)斗機的特征之一。目前，已有很多國家對超機動戰(zhàn)機進(jìn)行了研究。美國和德國合作研制了一系列的 驗證機，用來驗證飛機的超機動能力。這些飛機都已飛入過失速區(qū)，都具有很好的機動性和 敏捷性。例如，X-29A最大迎角達(dá)到68°，X-31A和F-18HARV已飛至70°迎角，并完成了一 些機動動作。在工程上得到應(yīng)用的包括美國的第四代戰(zhàn)機F-22、法國的"陣風(fēng)"、俄羅斯的 蘇-35等新式戰(zhàn)斗機。這些戰(zhàn)機在設(shè)計之初就非常重視過失速機動設(shè)計，并擁有較強超機 動能力，其中典型戰(zhàn)機F-22已經(jīng)達(dá)到迎角60°以上的超機動實戰(zhàn)能力。所以，超機動能力 也必然成為我國的下一代戰(zhàn)機必備的主要性能之一。當(dāng)戰(zhàn)斗機迎角增大并達(dá)到或超過失速迎角時，其大后掠機翼前緣形成的脫體渦會 發(fā)生破裂，形成非定常的復(fù)雜流動，這樣的流動具有一定的隨機性，戰(zhàn)斗機一旦進(jìn)入其迎角 范圍，常規(guī)操縱舵面的效率將會變得很低甚至失效，而且由于速度低、升力小，從而造成戰(zhàn) 斗機在過失速機動飛行中進(jìn)入尾旋并墜毀。目前，第四代戰(zhàn)斗機通常采用的推力矢量技術(shù)可以用發(fā)動機推力通過噴管或尾噴 流偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的推力分量來替代原飛機的操縱面或增強飛機的操縱功能，對戰(zhàn)斗機飛行進(jìn)行 實時控制的技術(shù)，從而實現(xiàn)超機動。然而矢量推力技術(shù)不能解決失速迎角下由于飛機機翼 前緣脫體渦等旋渦破裂引起的流場非定常問題，從而也無法解決失速迎角下飛機的橫、縱動機矢量控制技術(shù)合理結(jié)合的先進(jìn)氣動控制技術(shù)對我國第四代戰(zhàn) 斗機的設(shè)計有著重要的應(yīng)用價值?，F(xiàn)代戰(zhàn)斗機實用氣動控制技術(shù)基本上可以被分為被動控制和主動控制兩大類，被 動控制技術(shù)主要包括加裝邊界層固定轉(zhuǎn)捩帶、頭部固定邊條、背鰭或腹鰭，使用不同的戰(zhàn)斗 機頭部形狀等技術(shù)，對大迎角下出現(xiàn)的非對稱渦進(jìn)行規(guī)避和抑制，或減小和消除非對稱渦 變化的隨機性。主動控制技術(shù)主要有在飛機前體頭部吹/吸氣、加裝可動邊條等技術(shù)，主動 控制的特點在于需要的時候可以局部輸入少量能量便能獲得非局部或全局的流動變化，使 飛行器性能有明顯的改善；不需要時關(guān)閉，也不會影響到飛行器的氣動性能。
發(fā)明內(nèi)容為克服現(xiàn)有技術(shù)存在的超機動狀態(tài)下操縱舵面失效、飛機過失速機動飛行情況下 的控制能力降低以及失速迎角下飛機穩(wěn)定性不足的缺陷，本發(fā)明提出了一種飛機主機翼前 緣分離渦控制機構(gòu)本發(fā)明包括分離渦控制翼板轉(zhuǎn)軸和分離渦控制翼板，并且該分離渦控制翼板的基 本形狀為梯形。分離渦控制翼板上表面形狀同所配合機翼上表面形狀，分離渦控制翼板下 表面為斜平面，與機翼上表面凹面緊密配合。分離渦控制翼板后緣的斜邊為波浪形，波浪線 周期總數(shù)N = 6 8。在確定分離渦控制翼板后緣波浪形斜邊時，將連接分離渦控制翼板后緣波浪線起 點與終點之間的連線作為X軸，y軸位于分離渦控制翼板后緣波浪線起點處、垂直于X軸并 指向飛機頭部，建立起平面直角坐標(biāo)系；形成波浪線的各點坐標(biāo)由以下方程來確定
r n (N + l-m) C . x-ml + Lν = ---—sm(2TT-)
N 10I
I c C其中波浪線波長,r+(2~2l)2 .
I 一_
NN為整數(shù)，表示波浪線周期總數(shù)，須滿足下式f2+(f~^)2、vJb2+(i_·)2 ,其中
0.2C ~OAC ‘b為機翼展長；C為機翼根弦長；m為變量，由波浪線上點的χ坐標(biāo)所決定，m等于
不小于f的最小整數(shù)。所述的分離渦控制翼板的前緣位于機翼當(dāng)?shù)叵议L的10%處，并且該分離渦控制翼 板沿機翼弦向?qū)挾葹闄C翼當(dāng)?shù)叵议L的40%。在機翼的上表面，自機翼前緣10%弦長處至機翼前緣50%處有分離渦控制翼板 的安裝凹面，該凹面沿弦向方向為斜面；該凹面在機翼前緣起點處的深度為當(dāng)?shù)貦C翼厚度 的30%，并且向機翼后緣方向平滑過渡為0，直至與機翼表面光滑相接。在機翼上表面的凹面起點處，沿機翼的弦向安裝有分離渦控制翼板轉(zhuǎn)軸；分離渦 控制翼板轉(zhuǎn)軸固定在機翼上表面的凹面內(nèi)，并由分離渦控制翼板和機翼表面共同組成了完 整的翼型表面。所述的分離渦控制翼板繞兩端固定在機翼加強肋上的轉(zhuǎn)軸向上轉(zhuǎn)動打開。
4[0020]在分離渦控制翼板前緣處，沿分離渦控制翼板的展向有與分離渦控制翼板轉(zhuǎn)軸配 合的軸孔。本發(fā)明基于分離渦在具有背風(fēng)面空穴以及物面波浪型分離邊緣的流場數(shù)值模擬， 所得到的分離渦引起的物體平均壓差阻力(Temporal)和瞬時壓差阻力(MovingAverage)， 隨時間變化的數(shù)值計算結(jié)果如圖7所示。圖7中a曲線所示，當(dāng)物體沒有背風(fēng)面空穴，其平均壓差阻力在0. 3到0. 6中間波 動，瞬時壓差阻力的波動范圍是0. 2。圖7中b曲線所示，當(dāng)相同物體包含有背風(fēng)面空穴，空 穴深度是背風(fēng)面高度的0. 5倍，其平均壓差阻力在0. 28士0. 5的范圍內(nèi)波動，瞬時壓差阻力 的波動范圍大約是0.1。圖7中c曲線所示，當(dāng)相同物體其脫體渦分離的空穴邊緣被修剪 為波浪形，波浪型的周期長度為背風(fēng)面高度的3倍，物體平均壓差阻力在0. 23士0. 1的范圍 內(nèi)波動，可以近似為常數(shù)，而且瞬時壓差阻力的波動幅度小于0.05。因此，背風(fēng)面空穴可以 減小平均壓差阻力，同時也可以減少瞬時壓差阻力的波動幅度；當(dāng)把脫體渦分離的空穴邊 緣修剪為波浪形后，物體的壓差阻力可以進(jìn)一步減小，與沒有背風(fēng)面空穴情況相比平均壓 差阻力的減小幅度達(dá)到55%，而且瞬時壓差阻力的波動幅度非常小。本發(fā)明在機翼翼面上安裝分離渦控制翼板，翼板長度與翼展長度基本相等，翼板 外沿被修剪為波浪形，能夠改善超機動迎角下由于飛機前體脫體渦、機翼前緣脫體渦等旋 渦破裂引起的戰(zhàn)斗機橫、縱向穩(wěn)定性問題。分離渦控制翼板安裝在機翼上翼面，與前緣的 距離為10%弦長。當(dāng)戰(zhàn)斗機進(jìn)行常規(guī)飛行時該翼板閉合，上翼面保持原有翼面形狀，飛機 具有良好的常規(guī)氣動性能。當(dāng)飛機進(jìn)行過失速機動飛行時，氣流在梯形機翼上形成較大的 分離渦，從而增加了飛機尾流的不穩(wěn)定性和非定常性，此時控制分離渦控制翼板繞靠近機 翼前緣的轉(zhuǎn)軸打開，相對主機翼上翼面的打開角度隨飛行迎角的增大而增大，在上翼面前 緣附近形成一個局部空穴，控制前緣分離渦在該分離渦控制翼板的外緣生成并發(fā)生大量的 破碎，從而抑制機翼尾流的不穩(wěn)定性和非定常性，使得飛機在過失速飛行情況下的操縱舵 面效率、飛行控制能力、橫向和縱向穩(wěn)定性得到改善，實現(xiàn)了飛機在過失速飛行條件下的控 制。
附圖1是飛機布局的示意圖；附圖2是飛機一側(cè)機翼和分離渦控制翼板的示意圖；附圖3是飛機機翼A-A剖視圖，說明分離渦控制翼板安裝位置及相對尺寸；附圖4是分離渦控制翼板后緣波浪線坐標(biāo)示意圖；附圖5是分離渦控制翼板未打開時，機翼上表面分離渦示意圖；其中U c 表示來流 速度，α表示攻角；附圖6是分離渦控制翼板打開后，分離渦控制翼板機翼對分離渦控制的原理示意 圖；附圖7是瞬時壓差阻力的分布示意圖。其中1.機翼2.分離渦控制翼板轉(zhuǎn)軸3.分離渦控制翼板4.機翼前緣5.機翼后 緣具體實施方式
實施例一本實施例是一種用于飛機過失速操縱控制的機構(gòu)，包括機翼1、分離渦控制翼板轉(zhuǎn) 軸2和分離渦控制翼板3。機翼1為梯形，其根弦比λ為6 ；機翼后掠角α為50°，機翼展長b為4390mm， 根弦長度C為6282mm ；機翼翼型選為NACA0006。在兩側(cè)機翼1的上表面，對稱安裝有分離 渦控制翼板3 ；本實施例以飛機一側(cè)機翼為例加以描述。如圖3所示。在兩側(cè)機翼1的上表面，自機翼1前緣10%弦長處至機翼1前緣 50%處有分離渦控制翼板3的安裝凹面，該凹面沿弦向方向為斜面；該凹面在機翼1前緣起 點處的深度為當(dāng)?shù)貦C翼厚度的30%，并且向機翼后緣方向平滑過渡為0，直至與機翼表面 光滑相接。在機翼1上表面的凹面起點處，沿機翼的弦向安裝有分離渦控制翼板轉(zhuǎn)軸2。如附圖2所示，分離渦控制翼板3的基本形狀為梯形。分離渦控制翼板3的前緣 位于機翼當(dāng)?shù)叵议L的10%處，并且該分離渦控制翼板3沿機翼弦向?qū)挾葹闄C翼當(dāng)?shù)叵议L的 40%。分離渦控制翼板3后緣的斜邊被修剪為波浪形。如附圖4所示，在確定分離渦控制翼板3后緣斜邊時，將連接分離渦控制翼板3后 緣波浪線起點與終點之間的連線作為χ軸，y軸位于分離渦控制翼板3后緣波浪線起點處、 垂直于χ軸并指向飛機頭部，建立起平面直角坐標(biāo)系。形成波浪線的各點坐標(biāo)由以下方程 來確定
權(quán)利要求一種飛機主機翼前緣分離渦控制機構(gòu)，其特征在于，所述的用于飛機過失速操縱控制的翼板包括分離渦控制翼板轉(zhuǎn)軸(2)和分離渦控制翼板(3)；并且I、分離渦控制翼板(3)的基本形狀為梯形；分離渦控制翼板(3)上表面形狀同所配合機翼(1)上表面形狀，分離渦控制翼板下表面為斜平面，與機翼上表面凹面緊密配合；分離渦控制翼板(3)后緣的斜邊為波浪形，波浪線周期總數(shù)N＝6～8；在確定分離渦控制翼板(3)后緣波浪形斜邊時，將連接分離渦控制翼板(3)后緣波浪線起點與終點之間的連線作為x軸，y軸位于分離渦控制翼板(3)后緣波浪線起點處、垂直于x軸并指向飛機頭部，建立起平面直角坐標(biāo)系；形成波浪線的各點坐標(biāo)由以下方程來確定 <mrow><mi>y</mi><mo>=</mo><mfrac> <mrow><mo>(</mo><mi>N</mi><mo>+</mo><mn>1</mn><mo>-</mo><mi>m</mi><mo>)</mo> </mrow> <mi>N</mi></mfrac><mfrac> <mi>C</mi> <mn>10</mn></mfrac><mi>sin</mi><mrow> <mo>(</mo> <mn>2</mn> <mi>π</mi> <mfrac><mrow> <mi>x</mi> <mo>-</mo> <mi>ml</mi> <mo>+</mo> <mi>l</mi></mrow><mi>l</mi> </mfrac> <mo>)</mo></mrow> </mrow>其中波浪線波長N為整數(shù)，表示波浪線周期總數(shù)，需要滿足下式 <mrow><mfrac> <msqrt><msup> <mi>b</mi> <mn>2</mn></msup><mo>+</mo><msup> <mrow><mo>(</mo><mfrac> <mi>C</mi> <mn>2</mn></mfrac><mo>-</mo><mfrac> <mi>C</mi> <mrow><mn>2</mn><mi>λ</mi> </mrow></mfrac><mo>)</mo> </mrow> <mn>2</mn></msup> </msqrt> <mrow><mn>0.2</mn><mi>C</mi> </mrow></mfrac><mo>≤</mo><mi>N</mi><mo>≤</mo><mfrac> <msqrt><msup> <mi>b</mi> <mn>2</mn></msup><mo>+</mo><msup> <mrow><mo>(</mo><mfrac> <mi>C</mi> <mn>2</mn></mfrac><mo>-</mo><mfrac> <mi>C</mi> <mrow><mn>2</mn><mi>λ</mi> </mrow></mfrac><mo>)</mo> </mrow> <mn>2</mn></msup> </msqrt> <mrow><mn>0.1</mn><mi>C</mi> </mrow></mfrac><mo>,</mo> </mrow>其中b為機翼展長；C為機翼根弦長；m為變量，由波浪線上點的x坐標(biāo)所決定，m等于不小于的最小整數(shù)；II、分離渦控制翼板(3)的前緣位于機翼當(dāng)?shù)叵议L的10％處，并且該分離渦控制翼板(3)沿機翼弦向?qū)挾葹闄C翼當(dāng)?shù)叵议L的40％；III、在機翼(1)的上表面、自機翼(1)前緣10％弦長處至機翼(1)前緣50％處有一凹面，該凹面沿弦向方向為斜面；該凹面在機翼(1)前緣起點處的深度為當(dāng)?shù)貦C翼厚度的30％，并且向機翼后緣方向平滑過渡為0，直至與機翼表面光滑相接。FSA00000109562700012.tif,FSA00000109562700014.tif
2.如權(quán)利要求1所述一種飛機主機翼前緣分離渦控制機構(gòu)，其特征在于，在機翼(1)上 表面的凹面起點處，沿機翼的弦向安裝有分離渦控制翼板轉(zhuǎn)軸(2)；分離渦控制翼板轉(zhuǎn)軸 (2)固定在機翼上表面的凹面內(nèi)，并由分離渦控制翼板和機翼表面共同組成了完整的翼型 表面。
3.如權(quán)利要求2所述一種飛機主機翼前緣分離渦控制機構(gòu)，其特征在于，分離渦控制 翼板繞兩端固定在機翼加強肋上的轉(zhuǎn)軸(2)向上轉(zhuǎn)動打開。
專利摘要一種飛機主機翼前緣分離渦控制機構(gòu)，包括分離渦控制翼板轉(zhuǎn)軸和分離渦控制翼板。分離渦控制翼板的基本形狀為梯形，其上表面形狀同所配合機翼上表面形狀，被固定在機翼上表面的凹面內(nèi)，與機翼上表面共同組成了完整的翼型表面。分離渦控制翼板后緣的斜邊為波浪形，波浪線周期總數(shù)N＝6～8。分離渦控制翼板的前緣位于機翼當(dāng)?shù)叵议L的10％處，并且該分離渦控制翼板沿機翼弦向?qū)挾葹闄C翼當(dāng)?shù)叵议L的40％。分離渦控制翼板與分離渦控制翼板轉(zhuǎn)軸配合，并通過電傳操縱機構(gòu)實現(xiàn)對分離渦控制翼板的打開與閉合控制。當(dāng)飛機進(jìn)行過失速機動飛行時，打開分離渦控制翼板抑制機翼尾流的不穩(wěn)定性和非定常性，從而實現(xiàn)飛機在過失速飛行條件下的控制。
文檔編號B64C9/14GK201712784SQ20102018193
公開日2011年1月19日 申請日期2010年5月6日 優(yōu)先權(quán)日2010年5月6日
發(fā)明者蔡晉生 申請人:西北工業(yè)大學(xué)