一种消除飞行器大迎角飞行侧向力的装置，包括薄膜支撑架和收放机构。在飞行器头部前正上方的蒙皮上开有收放缝；在飞行器内头部顶点处固定有铰链(12)，并且该铰链的中心位于飞行器的轴线上；薄膜支撑架装在飞行器内，并且该薄膜支撑架位于飞行器纵向对称平面上；薄膜支撑架三角形的顶点端与飞行器头部顶点处的铰链(12)连接，并能够绕铰链(12)的中心转动。当飞行器在大迎角飞行范围以内时，弹出薄膜支撑架，膜片在气流中自激振动，产生非定常的绕流，实现对非对称涡的控制，消除侧向力；当飞行器恢复小迎角状态时，收放机构将支撑架收回至细长体前体内部。本发明专利技术适用于头部锥度小于42°的飞行器，具有结构简单、性能可靠的特点。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空、航天及兵器工业，是一种消除飞行器大迎角飞行侧向力的装置。
技术介绍
战斗机或战术导弹等飞行器在大迎角状态下飞行时，飞行器背风区的流动由一些 强度和位置都不对称的漩涡组成，这些非对称漩涡所产生的侧向力为飞行器的飞行和控制 带来了很多不利因数。如何通过调控前体非对称涡来消除这些侧向力，是空气动力学家和 科研机构一直在努力研究的技术难点。 在小迎角范围内(O。《a<10° )，模型的绕流为附着稳定的流动，侧向力为零； 在中小迎角范围内(IO。 <a《20° )，模型流动发生分离，在模型背风区巻起的一对旋向 相反的对称涡，旋涡的空间位置随时间不发生变化，侧向力为零；在中等迎角范围内(20° < a《30° )，模型背风区流动为稳定的非对称背涡，由于旋涡强度较弱，因此侧向力较 小；在大迎角范围内(30° < a《70° )，模型背风区流动为非对称背涡系，非对称涡的旋 涡强度随着迎角的增加而增强，但由于主涡影响区域的减小，使得侧向力在此迎角范围内 的变化趋势是先增加后降低；在很大迎角范围内(a >70° )，模型背风区后部为非定常分 离流，在大部分后体上形成非定常脱落的涡，且随着迎角的增大非定常交替脱落的涡的区 域在增大，侧向力显著减小，一直到(a =90° )形成卡门涡，侧向力平均值完全为零。 目前针对大迎角非对称漩涡的控制主要有以下几种措施1)在模型的头部打眼， 通过小孔脉动吹气的控制方式来控制侧向力的，其主要缺点是控制非对称涡所需要的吹气 量大小与来流速度密切相关，也就是说飞行速度增加，吹气量也要相应增加，因此所需的能 量也要增加，附加设备的重量代价较高；2)将模型头部改造成活动头锥，通过头锥的左右 偏转(或旋转)来进行控制，显然这种方式的机构复杂，对模型的改动较大；3)在模型头部 安放小扰动摆振机构，通过电机实现摆振机构的强迫振动，以较小的消耗能量实现对非对 称涡的控制，从文献结果看这种控制方式的效果很好，但其小扰动摆振机构仍然很复杂，需 要电源和控制机构的重量代价也较大，有时也不便于在模型头部有限空间的安置。
技术实现思路
为了消除战斗机或战术导弹等细长体飞行器在大迎角飞行情况下由于非对称涡 产生的侧向力，并且不妨碍飞行器在其它迎角下的零侧力或小侧力状态下飞行，本专利技术提 出了一种消除大迎角细长体侧向力的装置。 本专利技术包括薄膜支撑架和收放机构。以锥角小于42。的飞行器头部为载体，将自 激振动膜安装在飞行器头部上方，自振膜通过设置在飞行器头尖处的铰链在飞行器对称轴 平面内转动来实现其展开和收回。其具体方案是 在飞行器头部前正上方的蒙皮上开有收放缝，在飞行器内头部顶点处固定铰链。 薄膜支撑架在飞行器纵向对称面内，薄膜支撑架三角形的顶点端与飞行器头部顶点处的铰 链连接，并能够绕铰链的中心在飞行器内转动。收放机构包括电动伸縮杆和一对铰链；一对铰链中的一个铰链安装在套筒一端的端头处，另一个铰链安装在飞行器纵向对称面内下方 的桁架上；电动伸縮杆的两端分别与一对铰链连接，并且电动伸縮杆的伸縮行程能使薄膜 支撑架在飞行器内顺利地伸出和收回。 所述的薄膜支撑架包括薄膜、支撑簧片、斜撑簧片、薄膜加强筋、夹持芯、套筒和夹 紧箍。薄膜支撑架中的夹持芯位于套筒内，夹紧箍套在套筒上，并且夹持芯和套筒的夹缝对 应。薄膜的外形为直角三角形，并且该薄膜的顶角等于飞行器头部半锥角。薄膜的一个直 边有与夹持芯相互垂直支撑簧片，另一个直边固定在夹持芯的夹缝内。支撑簧片的一端亦 嵌入夹持芯内。斜撑簧片表面粘接在薄膜上，并且该斜撑簧片的一端粘在支撑簧片上，另一 端粘在夹持芯上。支撑簧片的上端固定有圆球，圆球的直径略大于蒙皮的缝宽；薄膜的斜边 上有用橡皮带制作的薄膜加强筋。 所述的夹持芯的表面沿其轴线方向有夹缝，并且该夹缝在夹持芯的径向过夹持芯 的圆心，止于夹持芯边缘处；在夹持芯的轴向止于距夹持芯端部。 所述的在套筒一端沿其母线方向开有夹缝，并且该夹缝的末端止于距套筒另一端 端部；在套筒末端靠近支撑簧片的位置装有夹紧箍；套筒与夹紧箍之间有橡胶套圈。 电动伸縮杆通过电缆与飞行器电源联接，通过信号线与飞行器控制系统联接。 当飞机处于小迎角状态飞行时，自激振动结构收于机头内部。当飞机处于大迎角 状态飞行时，由驾驶员或内部程序发出指令，电动伸縮杆伸长，将自激振动器推至机头上 方。在气流的作用下，薄膜产生自激振动，产生非定常的绕流，实现对非对称涡的控制，消除 侧向力。 本专利技术的自激振动膜安置于薄膜支撑架内，支撑架安放与细长体头部上方。当飞 行器的飞行迎角位于大迎角飞行范围以内时，收放机构接受飞行员指令，弹出薄膜支撑架， 膜片在气流中自激振动，产生非定常的绕流，实现对非对称涡的控制，消除侧向力。当飞行 器恢复小迎角状态下飞行时，收放机构接受飞行员指令将支撑架收回至细长体前体内部。 本专利技术利用薄膜的在气流中的自激振动，达到在大迎角情况下消除侧向力的效 果，且不影响零侧力和微小侧力情况下的正常飞行，适用于锥角小于42。的飞行器。本专利技术 具有结构简单、性能可靠等特点。附图说明 附图1是自激振动器在飞行器前上方的安放位置示意图 附图2是薄膜支撑架结构示意图。 附图3是薄膜支撑架的A-A剖视图。 附图4是自激振动器展开时在飞行器头部上方的结构示意图。 附图5是自激振动器收回头部的结构示意图。 1.机体2.铝合金套筒3.支撑簧片4.薄膜加强筋5.薄膜6.斜撑簧片7.电动伸 縮杆8.飞行器桁架9.夹持芯10.夹紧箍11.橡胶套圈12.铰链13电动伸縮杆铰链具体实施例方式本实施例是一种能够消除飞行器大迎角飞行侧向力的装置，包括薄膜支撑架和收 放机构。 如附图1所示，本实施例的自激振动膜安装于飞行器头部上方。自振膜通过设置在头尖处的转动中心在飞行器对称轴平面内转动来实现其展开和收回。 如图2和图3所示。薄膜支撑架包括薄膜5、支撑簧片3、斜撑簧片6、薄膜加强筋4、夹持芯9、套筒2和夹紧箍10。其中 薄膜5的外形为直角三角形，并且该薄膜5的顶角等于飞行器头部锥角的2/3。薄 膜5斜边上有用橡皮带制作的薄膜加强筋4。薄膜5的一个直边粘接有支撑簧片3 ;另一个 直边嵌入夹持芯9内，并用胶水粘牢。支撑簧片3与夹持芯9相互垂直；支撑簧片3的一端 亦嵌入夹持芯9内。支撑簧片3与夹持芯9的直角间固定有斜撑簧片6 ;斜撑簧片6的表 面粘接在薄膜上，并且该斜撑簧片6的一端粘在支撑簧片3上，另一端则粘在夹持芯9上， 用于支撑加固支撑簧片3。 夹持芯9为圆形杆件，其直径为4mm，夹持芯9的表面沿其母线方向有夹缝，并且 该夹缝在夹持芯9母线方向止于距夹持芯9端头5mm处。从夹持芯9的横截面上看，该夹 缝过夹持芯9的圆心，止于夹持芯9边缘处。夹缝长度比薄膜5直角三角形底边的长度长 lcm。 套筒2为铝合金制作的薄壁中空杆件。套筒2内孔的孔径同夹持芯9直径；套筒2的长度同夹持芯9的长度。在套筒2 —端沿其母线方向开有一条宽度约lmm的夹缝，并且该夹缝的末端止于距套筒2另一端端头5mm处。在套筒2末端靠近支撑簧片3的位置装有夹紧箍10，以固紧薄膜支撑架。套筒2与夹紧箍10之间有橡胶套圈11。 夹紧箍10为中空回转体，并且该夹紧箍10的壳体本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种消除飞行器大迎角飞行侧向力的装置，其特征在于，所述的消除飞行器大迎角飞行侧向力的装置包括薄膜支撑架和收放机构；在飞行器头部前正上方的蒙皮上开有收放缝；在飞行器内头部顶点处固定有铰链（１２），并且该铰链的中心位于飞行器的轴线上；收放机构包括电动伸缩杆（７）和一对铰链（１３）；一对铰链（１３）中的一个铰链安装在套筒（２）一端的端头处，另一个铰链安装在飞行器内下方的桁架（８）上；电动伸缩杆（７）的两端分别与一对铰链（１３）连接；薄膜支撑架装在飞行器内，并且该薄膜支撑架位于飞行器纵向对称平面上；薄膜支撑架三角形的顶点端与飞行器头部顶点处的铰链（１２）连接，并能够绕铰链（１２）的中心在飞行器内转动。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：张伟伟，刘小波，宋述芳，叶正寅，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：87
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