本发明专利技术公开一种大攻角非对称涡变频射流振荡器非定常主动控制装置，包括管式中空结构双射流出口、变频射流振荡器、动态压差传感器和天平测力元件，其中，所述的变频射流振荡器包括相互连接的单膜双腔激振器和振荡射流元件，而管式中空结构双射流出口连接于振荡射流元件的射流出口；动态压差传感器设于飞行器头部，用于实时检测实时侧向力的动态信息，作为侧向力控制信号的输出源；天平测力元件安装于飞行器内部，用于实现精确测量飞行器的整体侧向力。此装置可根据实际需要对其扰动控制频率、占空比等参数进行调控，以小的能量消耗实现对大攻角非对称涡的控制和比例控制侧向力的目的。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于飞行器控制领域，特别涉及一种频率、占空比可控非定常小扰动主动控制器件，用以实现对飞行器大攻角飞行时前体非对称背涡/侧向力的主动控制。
技术介绍
现代战斗机为了获得良好的高机动性和敏捷性，其飞行攻角往往达到大攻角范围，有时甚至超过最大升力攻角。当攻角超过一定值时，即使在无侧滑角情况下，在机身前体的背风区会形成非常复杂的左右非对称背涡系，诱导产生一个很大的侧向力，同时伴有偏航和滚转力矩，而且侧向力大小和方向变化的规律捉摸不定。大攻角下处在背风区内的常规气动舵面效率很低，已经不能提供必要的横侧向控制气动力和力矩，在这种情况下飞行器的运动和飞行控制变得十分困难，往往间接导致飞行事故。机身前体背风区的非对称背涡系还会引发复杂的运动现象，如锥形运动、机翼摇摆，这是非对称背涡系现象不利的一多年来世界各国空气动力学专家一直在研究大攻角前体非对称涡系及其侧向力控制这一航空航天领域中的重要而复杂的课题，大量的实验和数值模拟研究使人们逐渐认识到大攻角时飞行器前机身背风区的非对称涡系是产生侧向力的直接原因，侧向力的方向和大小由这些强度和位置都不对称的涡决定，控制了这些涡，就能控制飞行器的运动。目前，在大攻角非对称涡系和侧力控制方面也研究了各种控制技术，主要有前体吸气、吹气、 可旋转的非对称外形头锥、头部边条等。然而，头部边条虽可在一定程度上抑制侧向力的幅值，但会引起额外的废阻力和结构增重问题。可旋转头部尽管能够有效确定并改变侧向力的方向，但无法控制消除侧向力。采用头部吹、吸气控制技术可以改变侧向力的方向和在一定范围内改变侧向力的大小， 但不能完全消除侧向力。吹、吸气系统需要附加的气源、管路和控制阀门，还会引起额外的增重和能量消耗以及系统可靠性等一系列问题。高昂的代价和收益的比值显得非常不合理。那么，如何以小的能量输入将大小和方向随机变化的侧向力加以精确控制，变“害”为 “利”，本专利技术人即是基于此种考虑，设计研究出本案所揭示技术方案。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题，是针对前述
技术介绍
中的缺陷和不足，提供一种大攻角非对称涡变频射流振荡器非定常主动控制装置，其可根据实际需要对其扰动控制频率、占空比等参数进行调控，以小的能量消耗实现对大攻角非对称涡的控制和比例控制侧向力的目的。本专利技术为解决以上技术问题，所采用的技术方案是一种大攻角非对称涡变频射流振荡器非定常主动控制装置，包括管式中空结构双射流出口、变频射流振荡器、动态压差传感器和天平测力元件，其中，所述的变频射流振荡器包括相互连接的单膜双腔激振器和振荡射流元件，而管式中空结构双射流出口连接于振荡射流元件的射流出口 ；动态压差传感器设于飞行器头部，用于实时检测实时侧向力的动态信息，作为侧向力控制信号的输出源；天平测力元件安装于飞行器头部，用于精确测量飞行器的整体侧向力。采用上述方案后，本专利技术可实现对大攻角非对称涡主动控制的有源差分控制，其中射流振荡切换的工作频率与单膜双腔激振器驱动频率相一致，不随射流流量变化而改变，工作扰动控制频率宽，可控有源射流速度高，适用于高速飞行下大攻角非对称涡的控制和比例控制侧向力的目的。附图说明图1是本专利技术的整体结构示意图2是本专利技术中变频射流振荡器的入口结构示意图； 图3是本专利技术中变频射流振荡器的振荡射流元件结构示意图； 图4是本专利技术中变频射流振荡器的盖板结构示意图； 图5是本专利技术中变频射流振荡器的单膜双腔激振器结构示意图。具体实施例方式以下将结合附图，对本专利技术的技术方案进行详细说明。如图1所示，本专利技术提供一种大攻角非对称涡变频射流振荡器非定常主动控制装置，包括管式中空结构双射流出口 1、变频射流振荡器2、动态压差传感器3和天平测力元件 4。其中，配合图2至图5所示，所述的变频射流振荡器2主要由单膜双腔激振器A-4和振荡射流元件A-2相互连接而构成；有源主射流由入口 A-I进入振荡射流元件A-2的腔室， 利用单膜双腔激振器A-4产生的周期性控制流控制有源主射流沿振荡射流元件A-2左右射流出口交替发生切换；振荡射流元件A-2采用盖板A-3进行密封，构成一密封射流元件；在盖板A-3中开有双射流出口，出口端与管式中空结构双射流出口 1相连接。通过调节单膜双腔激振器A-4的工作频率，可以改变振荡射流元件A-2左右射流出口的交替切换振荡频率，从而实现对大攻角非对称涡主动控制的有源差分可控。动态压差传感器3设于飞行器头部，用以实时检测侧向力的动态信息，作为侧向力控制信号的输出源；天平测力元件4安装于飞行器内部，用于实现精确测量模型的整体侧向力。以上实施例仅为说明本专利技术的技术思想，不能以此限定本专利技术的保护范围，凡是按照本专利技术提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本专利技术保护范围之内。权利要求1. 一种大攻角非对称涡变频射流振荡器非定常主动控制装置，其特征在于包括管式中空结构双射流出口、变频射流振荡器、动态压差传感器和天平测力元件，其中，所述的变频射流振荡器包括相互连接的单膜双腔激振器和振荡射流元件，而管式中空结构双射流出口连接于振荡射流元件的射流出口 ；动态压差传感器设于飞行器头部，用于实时检测实时侧向力的动态信息，作为侧向力控制信号的输出源；天平测力元件安装于飞行器头部，用于精确测量飞行器的整体侧向力。全文摘要本专利技术公开一种大攻角非对称涡变频射流振荡器非定常主动控制装置，包括管式中空结构双射流出口、变频射流振荡器、动态压差传感器和天平测力元件，其中，所述的变频射流振荡器包括相互连接的单膜双腔激振器和振荡射流元件，而管式中空结构双射流出口连接于振荡射流元件的射流出口；动态压差传感器设于飞行器头部，用于实时检测实时侧向力的动态信息，作为侧向力控制信号的输出源；天平测力元件安装于飞行器内部，用于实现精确测量飞行器的整体侧向力。此装置可根据实际需要对其扰动控制频率、占空比等参数进行调控，以小的能量消耗实现对大攻角非对称涡的控制和比例控制侧向力的目的。文档编号B64C13/50GK102417032SQ201110319690公开日2012年4月18日 申请日期2011年10月20日 优先权日2011年10月20日专利技术者吕为, 程克明, 顾蕴松 申请人:南京航空航天大学本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：顾蕴松，吕为，程克明，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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