一种消除大迎角细长体侧向力的装置，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，飞行器头部前端内安置小支架(8)和大支架(17)。电动伸缩杆(7)位于两个支架之间，并且电动伸缩杆(7)的轴线与两个支架的中心连线重合。导轨(6)位于飞行器轴线下方并飞行器轴线平行。连接筒(18)套装在薄膜支撑架的套筒(2)上，并通过滑块(12)的连接板与连接筒(18)一侧的两个连接片固连。本发明专利技术通过电动伸缩杆在飞机轴线方向的伸缩运动实现薄膜(5)的展开和收回，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，结构简单、性能可靠，适用于战斗机或战术导弹等飞行器。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空、航天及兵器工业，是一种消除大迎角细长体侧向力的装置。
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 偏转或旋转以进行控制，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，将自激振动膜安装在飞行器头部前方，通过电动伸縮杆在飞机轴线方向的伸縮运动实现其展开和收回。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，飞行器头部前端内分别安置小支架和大支架；电动伸縮杆位于小支架和大支架之间，并且电动伸縮杆的轴线与两个支架的中心连线重合；导轨位于飞行器轴线下方并飞行器轴线平行；导轨一端与飞行器头部的桁架固接，另一端与小支架下端的支架杆连接；连接筒位于安装在套筒上的夹紧箍与电动伸縮杆之间；连接筒套装在薄膜支撑架的套筒上，并通过滑块的连接板与连接筒一侧的两个连 接片固连。 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。斜撑簧片的表面粘接在薄膜上，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。薄膜支撑架顶角端的套筒端头有圆球，该圆球的直径略大于套筒的外 径；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。 所述的收放机构包括小支架和大支架、电动伸縮杆、导轨和滑块。小支架和大支架均位于飞行器轴线上，其中小支架距机头顶端的距离须使薄膜支撑架能够完全收进机头内，小支架与大支架之间的距离须满足电动伸縮杆行程的距离；小支架和大支架中间有圆孔；小支架和大支架与飞行器的机头桁架固接。电动伸縮杆的一端固定在大支架的中心孔内，另一端装入小支架的中心孔内，并能够在小支架的中心孔内滑动。导轨上开有滑槽，滑块位于导轨的滑槽内。滑块通过自身的连接板与夹连接筒固定连接。 电动伸縮杆通过电缆与飞机电源联接，通过信号线与飞机控制系统联接。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前方。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前方。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，适用于锥角大于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 图1是自激振动器在飞行器头部前方的安放位置示意图； 图2是自激振动器在飞行器头部的安装示意图； 图3是薄膜支撑架结构图； 图4是薄膜支撑架的A-A视图； 图5是自激振动器的结构示意图； 图6是导轨和支撑架的配合示意 图7是支架的结构示意图； 图8是支架结构示意图的B向视图 1.机体 2.铝合金套筒6.导轨 7.电动伸縮杆 8小支架套圈 12.滑块 13.密封片 14.飞行器桁架其中3.支撑簧片9.夹持芯15.蒙皮16.斜撑簧片10.夹紧箍4.薄膜加强筋11.橡胶17.大支5.薄膜架18.连接筒 具体实施方案 本实施例是一种能够消除飞行器大迎角细长体侧向力的机械装置，包括薄膜支撑 架和收放机构。 本实施例将薄膜支撑架安装在飞行器头部前方(如附图1所示)，并通过电动伸縮 杆在飞机轴线方向的伸縮运动来实现其展开和收回。 如图3所示，薄膜支撑架包括薄膜5、支撑簧片3、斜撑簧片16、薄膜加强筋4、夹持 芯9、套筒2和夹紧箍10。其中 薄膜5采用聚乙烯薄膜制作，其外形为直角三角形，并且该薄膜5的顶角等于飞 行器头部半锥角。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16 ;斜撑簧片16的表面粘接在薄膜上，并且该斜撑簧片16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的径向过夹持芯9的圆心，止于夹持芯9边缘本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种消除大迎角细长体侧向力的装置，其特征在于，所述的消除大迎角细长体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，飞行器头部前端内分别安置小支架（８）和大支架（１７）；电动伸缩杆（７）位于小支架（８）和大支架（１７）之间，并且电动伸缩杆（７）的轴线与两个支架的中心连线重合；导轨（６）位于飞行器轴线下方并飞行器轴线平行；导轨（６）一端与飞行器头部的桁架固接，另一端与小支架（８）下端的支架杆连接；连接筒（１８）套装在薄膜支撑架的套筒（２）上，并通过滑块（１２）的连接板与连接筒（１８）一侧的两个连接片固连。
【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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