一种双膜双腔零质量射流激励器制造技术

本实用新型专利技术公开的一种双膜双腔零质量射流激励器，包括陀螺仪、微处理器以及头尖、导气管、两个腔体、激振器。双膜双腔零质量射流激励器内嵌飞行器头尖部，在进行尾旋控制时能量消耗小、响应快、便于工程化应用。

【技术实现步骤摘要】

本技术涉及航空抗尾旋
，具体是一种双膜双腔零质量射流激励器。
技术介绍
飞机抗尾旋技术的研究十分重要也非常有必要，当飞机进入尾旋后舵面失效不易改出进而造成飞行事故。尾旋是飞机超临界迎角范围出现绕其纵轴的自旋后，在气动力、惯性力和重力作用下，一方面绕其自己的三个体轴旋转，另一方面又沿着半径很小的螺旋形轨迹作自发的下降运动，图1显示了左尾旋的形态。尾旋是最复杂和最危险的飞行状态之一，直接危及飞行员和飞机的安全。目前抗尾旋技术及装置主要包括：1、增强飞控系统能力或者改进飞机的气动布局以提高飞机抗/改出尾旋的能力；2、研制各种尾旋改出装置。当飞机进入尾旋之后，一般由驾驶员操纵舵面利用气动力来改出尾旋，这就是通常所说的气动方式改出方法。而此时操纵舵面在大攻角背风区处于失效状态，当气动舵面无法改出尾旋时，使用其他应急尾旋改出装置。应急改出尾旋系统包括:反尾旋伞、反尾旋火箭以及推力矢量技术。世界上最早使用反尾旋伞技术的是在波音F4B-2上，目前反尾旋伞技术在国外已经属于成熟技术，当前几乎所有先进战斗机，如F-16、F-15、F-18、X-29、F-22等飞机，在进行尾旋飞行试验时都安装反尾旋伞系统。格鲁门公司在1938年进行了一项用火箭系统改出尾旋的试验，FW-56型飞机、P-47模型飞机与T-28试验机以及T2J飞机，F-107飞机，FJ-4飞机都进行了不同形式的反尾旋火箭试验研究。三、四代战斗机多为细长前机身，当大攻角飞行时会因前机身头部背风区诱导产生非对称涡，非对称涡促使飞机偏离进入尾旋。国内外对大迎角前体涡的探索与控制研究做了大量的工作，这些控制技术包括被动控制技术，如边界层转捩带、头部固定边条等；主动控制技术，如前体头部吹/吸气、可动边条、旋转截面为椭圆形头部、头尖非定常摆振片、合成射流技术、头部流体振荡器控制技术、头部等离子体控制技术等等。细长前体飞机大迎角飞行时，形成非对称涡会产生大小与方向不定的侧向力与偏航力矩，若能较好的控制非对称涡就能够预防尾旋与促进尾旋改出。但是目前针对具有细长前体飞机，通过主动流动控制的气动方法改出尾旋的技术尚属空白，而传统改出尾旋的方法具有，结构复杂重量大，不能多次使用，消耗能量大，维护成本高检修复杂等缺陷。而使用新的改出尾旋的方法，需要更为高效的流动控制装置。
技术实现思路
本技术要解决的技术问题是提供一种双膜双腔零质量射流激励器，该双膜双腔零质量射流激励器通过控制前体非对称涡改出尾旋，效率高，体积小。本技术的双膜双腔零质量射流激励器，包括头尖、导气管、互不相通的两个腔体、激振器。每个腔体均具有一大一小两端，头尖安装在腔体较小的一端，腔体较小的一端设置导气孔，导气管穿过腔体较小的一端的导气孔与头尖连接。两个激振器在腔体两侧圆形槽内安装，激振器的振动膜朝向内侧；激振器与腔体连接处密封不透气，形成密闭空间；腔体的两个出气孔分别与已密封的两个腔体连通。所述双膜双腔零质量射流激励器的出气口在细长体头尖，头尖的重要几何参数为：出气口距尖顶母线距离L，两孔周向夹角ϕ，出气口面积s，出出气口轴线与当地表面的夹角γ，出气口的形式可以为孔、矩形口、缝及不规则形状。所述双膜双腔零质量射流激励器还包括陀螺仪和微处理器。所述双膜双腔零质量射流激励器内嵌飞行器头部，无外露装置、无气源，零质量射流激励器两侧激振器的四根导线具有两种接线方式：一种是形成两股，即一侧激振器的正极与另一侧激振器负极相连形成一股，一侧激振器的负极与另一侧激振器的正极形成另一股，两股线路与功率放大器、信号发生器、微处理器及陀螺仪相连接；另一种是两个激励器分别与功率放大器、信号发生器、微处理器及陀螺仪相连接。信号发生器会根据陀螺仪测得的尾旋参数经过运算器运算后输入信号给零质量射流激励器，信号为正弦波或方波信号。激振器的振动膜振动会使腔体体积增大或减小，由于两侧激振器接线正负极反向，因此两个激振器的输入信号相位相差为π，激振器的振动反向如此头尖的两个孔会交替喷出气体，又交替吸入气体。通过调节输入信号方波的占空比或输入不同形状波形得到头尖双出气口速度差的变化，进而提供不同程度的非对称扰动；通过调节输入信号的频率及功率可以适应不同飞行条件。本技术为通过控制前体涡改出尾旋的方法及双膜双腔零质量射流激励器，具有以下优势：1、控制输入能量非常小、效率高、重量小、结构简单、小巧可靠；2、控制装置保形状无外露、无气源无复杂管路、维护简单、可多次使用；3、通过改变流场来提供较大反向气动力与力矩，而非推力矢量、反尾旋伞与反尾旋火箭提供反向直接力；4、双膜双腔零质量射流激励器只需改变输入特定波形的信号，响应快、操作简单。总的来讲，本技术的双膜双腔零质量射流激励器具有结构简单、重量轻、能量消耗小、维护成本低、检修方便的优点。附图说明图1 为左尾旋示意图；图2 为内嵌有双膜双腔零质量射流激励器的细长前体纵向剖视图；图3 为双膜双腔零质量射流激励器的结构图，该图为激励器剖开的轴侧图；图4 为头尖主视图；图5 为图4所示的头尖的俯视图；图6 为图4所示的头尖的左视图；图7 为不同占空比控制前体涡不同涡型示意图；图8 为右涡型作用后飞机俯视图受力与力矩情况示意图；图9 为右涡型改出左尾旋示意图；图10 为不同涡型改出尾旋旋转角度曲线。具体实施方式实施案例一：下面结合附图，对本技术提出的一种双膜双腔零质量射流激励器进行详细说明。本技术的用于通过控制前体涡改出尾旋的方法的双膜双腔零质量射流激励器，包括陀螺仪（用于尾旋参数测量）、微处理器以及双膜双腔零质量射流激励器。如图2和3所示，双膜双腔零质量射流激励器包括头尖1、导气管2、腔体3、激振器4。如图4至6所示，头尖1的主要几何参数为：锥顶角，出气口距尖顶母线距离L，两孔周向夹角ϕ，出气口面积s，出气口轴线与当地表面的夹角γ，出气口可以选择孔、矩形口、缝及不规则形状。两个腔体3中间有隔板隔开，互不相通，优选相对于激励器的中心轴线对称设置。每个腔体3具有一大一小两端，大端的两侧有圆形槽。头尖1安装在腔体3较小的一端，腔体3较小的一端设置导气孔，导气管2穿过腔体3较小的一端的导气孔与头尖1连接。两个激振器4在腔体3两侧圆形槽内安装，激振器4的振动膜朝向内侧，激振器4与腔体3连接处密封不透气，形成密闭空间。腔体3的两个出气孔分别与已密封的两个空腔连通形成一个双膜双腔零质量射流激励器。双膜双腔零质量射流激励器的密闭腔体通过细长前体5的后端插入，头尖1从前端插入，头尖1与腔体3通过导气管2相连通。如此形成一个内嵌双膜双腔零质量射流激励器的尖拱前体。若同时控制两个激振器4时接线方式如下：每个激振器4具有正负极，将一个激振器4的正极另一个激振器4的负极相连形成一股，将剩下的正负极连接形成另一股。两股线与功率放大器6连接，功率放大器6与信号发生器7连接，信号发生器与带有微处理器8连接，微处理器与陀螺仪9连接。微处理器型号可以是STM32S103C8T6，陀螺仪型号可以是JY901，其他型号的微处理器和陀螺仪也可以使用，此实施例中只是举了其中一个例子一以说明。信号发生器7会根据陀螺仪9测得的尾旋参数经微处理器8运算后输入一定波形的信号，如正弦波信号、方波信号或者其他形状的波信号，激本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种双膜双腔零质量射流激励器，其特征在于：包括头尖、导气管、互不相通的两个腔体、激振器；每个腔体均具有一大一小两端，头尖安装在腔体较小的一端，腔体较小的一端设置导气孔，导气管穿过腔体较小的一端的导气孔与头尖连接，导气管与头尖相连；两个激振器在腔体两侧圆形槽内安装，激振器的振动膜朝向内侧；激振器与腔体连接处密封不透气，形成密闭空间；腔体的两个出气孔分别与已密封的两个腔体连通。

【技术特征摘要】
1.一种双膜双腔零质量射流激励器，其特征在于：包括头尖、导气管、互不相通的两个腔体、激振器；每个腔体均具有一大一小两端，头尖安装在腔体较小的一端，腔体较小的一端设置导气孔，导气管穿过腔体较小的一端的导气孔与头尖连接，导气管与头尖相连；两个激振器在腔体两侧圆形槽内安装，激振器的振动膜朝向内侧；激振器与腔体连接处密封不透气，形成密闭空间；腔体的两个出气孔分别与已密封的两个腔体连通。2.根据权利要求1所述的双膜双腔零质量射流激励器，其特征在于：所述头尖的几何参数包括：出气口距尖顶母线距离L、两孔周向夹角、出气口面积s、出气口轴线与当地表面的夹角γ。3.根据权利要求2所述的双膜双腔...

【专利技术属性】
技术研发人员：顾蕴松，王奇特，程克明，左伟，李强，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：新型
国别省市：江苏;32