一种saccon型飞行器的新型飞行控制装置
技术领域
1.本发明属于飞行控制装置领域，具体涉及一种saccon型飞行器的新型飞行控制装置。


背景技术：

2.随着航空技术的不断进步，研究人员发展了全新的主动控制技术来解决传统的飞机操纵方式带来的问题，其中射流飞控技术最近被世界各国广发研究。射流飞控系统是利用安装在飞行器上的射流发生装置或直接从发动机引气产生喷流，通过改变飞机局部或全局绕流,产生飞行控制所需的气动力和气动力矩，从而替换机械式舵面，形成类似的“虚拟舵面”效果以实现对飞行的控制。相比于机械活动舵面，“无舵面”的射流飞控技术可以消除飞机上大量的鼓包、缝隙、尖锐边缘等雷达散射源，提升飞机隐身性能和气动性能,明显减少飞机的活动部件并降低结构重量。使飞机的机械故障及维护工作量大幅下降，节省下的布局空间可装载更多的燃料或其他载荷。可以预见，如能合理地综合利用各类射流飞控技术，实现完全替代飞机上的全部活动舵面，有望大幅提升飞机的维修性、经济性和可靠性，因此无论在民用领域还是军用领域，该技术均具有难以估量的应用价值和广阔前景。在民用领域，可应用于中小型通航飞机，在提升载重能力、降低维护成本等方面优势突出。未来随着技术发展和市场接受度的提高，更有望应用于大型客机等民航运输领域；在军事领域，可应用于现役固定翼无人机以提升其隐身性和航程等，未来有望应用于下一代战斗机、远程轰炸机等。
3.采用射流式飞行控制技术实现无操纵面的方式主要有两种：一种是通过发动机尾喷口方向的改变进而改变喷流的方向，实现推力矢量化，利用流体式推力矢量实现飞行器的俯仰控制。另外是一种利用环量控制技术实现飞行器的增升以及进行滚转、偏航和俯仰等机动动作。早在上个世纪60年代，矢量推力控制的实验和工程应用就已经在美国开展。a-6攻击机的原型机，该机的尾喷管在起降时可下偏产生直接升力，用于提高起降升力，降低起降速度，但最后没有被生产型采用；英国霍克
·
西德利公司在20世纪60年代研制的“鹞”式攻击机安装一台“飞马”涡扇发动机，具有4个旋转矢量喷管，可把发动机推力转换成升力；苏联的雅克-36以及后来的雅克-38也采用了类似的矢量喷管。这类矢量喷管的特点是通过将喷口旋转，使喷射的气流垂直向下，用一种简单粗暴的方法将推力直接转化为升力。优点是结构简单，用一种相对简单的方法解决了舰载飞机面临的棘手的短距离起降问题。但是缺点也很明显，推力损失较大、垂直起降过程消耗大量燃油、平飞时推力较小以及仅能用于垂直起降过程而不能用于控制飞行姿态等问题。
4.对环量控制技术的研究大致分为两个阶段，第一个阶段主要发生在20世纪后30 年，englar和abramson等主要研究柯恩达的曲面形状和喷口高度等几何参数对机翼增升效果的影响，也有loth等研究将环量控制技术作为机械舵面的补充来产生更大的升力。在基于柯恩达的环量控制技术中，射流装置的设计对环量控制影响非常大。在射流强度直接影响射流在柯恩达尾缘上的附着效果，强度过低柯恩达效应不明显，强度过高会导致柯恩达
效应失效。射流流量过小控制效果不足，射流流量过大会损失飞行器发动机动力。在基于柯恩达效应的环量控制装置中，对射流装置的几何外形，几何参数以及射流强度等参数都由较严苛的要求。在射流装置设计不合理的情况下，既消耗发动机动力又导致飞行器阻力增大。这一阶段的研究目的主要是利用环量控制技术提高机翼升力，实现短距起降，但格鲁曼公司的a6等验证机都存在诸如较高的发动机引气量和阻力等问题，很难将这一技术真正应用到实际中。
5.saccon型无人机自问世以来，在无人战斗机研究方面一直是一个热门研究方向。由于飞翼式布局的飞行器俯仰不稳定，如果升力中心(压力中心)与重心不靠近，飞行中机翼会绕横轴翻转。飞翼布局的飞行器本身就是失稳的，一旦飞行进度和姿态变化时，压力中心移动，就很难保持稳定飞行。另一个明显缺点是俯仰操纵的力矩小，在飞行器设计尺寸一定的情况下，要达到配平要求，则只能通过增加配平舵面尺寸的方式来实现，而配平舵面尺寸的增加又会产生较大的配平阻力；通过改变配平力矩来满足配平能力的要求，则需要移动舵面的安装位置，在必要时还需要改变机身长度，舵面安装位置的改变以及飞行器机身长度的增加都会引起飞行器重量的增加，而飞行器重量作为最重要的设计参数，这种现象是设计者最不想看到的。在水平飞行中为很小的配平校准，就要移动升降舵，这样就增加了所谓配平阻力大的缺点是俯仰操纵的力矩小。因此传统的襟副翼对saccon飞行器的控制效果往往不尽人意，反而会破坏 saccon模型的飞翼布局气动性能，增加飞行器的重量以及翼型的长度。射流飞控是通过射流装置作动，产生气动力和气动力矩。前者需要对流场做出巨大的改变，而后者只需微弱扰动即可实现流动控制。


技术实现要素：

6.要解决的技术问题：
7.为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种saccon型飞行器的新型飞行控制装置，基于柯恩达效应，对传统saccon型飞行器通过襟副翼进行控制的形式作出改进，通过射流腔、射流缝道口和柯恩达尾缘的设置，实现saccon型飞行器的较好控制。
8.本发明的技术方案是：一种saccon型飞行器的新型飞行控制装置，其特征在于：包括设置于机翼的射流装置，所述射流装置包括射流腔、射流缝道口和柯恩达尾缘；所述射流腔为设置于机翼内的空腔结构，射流腔上壁面即为机翼上蒙皮内表面；射流腔后壁面位于机翼内靠近机翼前缘一端，设置有压力喷口，作为动力源为射流装置提供压缩气流；射流腔在机翼靠近尾缘处开有射流缝道，压缩气流从射流缝道喷出，实现射流矢量推进；射流腔下壁面光滑收缩过渡至射流缝道；
9.所述射流缝道的出口即为射流缝道口，射流缝道口的下表面与柯恩达尾缘通过台阶结构过渡衔接；所述柯恩达尾缘为半圆柱结构，其平行于飞行器对称平面的截面为半圆形，圆心位于机翼尾缘上下端面的中点处；使得射流缝道口喷出的射流沿着柯恩达尾缘流动，产生柯恩达效应实现对飞行器的控制效果。
10.本发明的进一步技术方案是：所述蒙皮厚度占到飞行器参考弦长的0.06％。
11.本发明的进一步技术方案是：所述射流缝道口高度和台阶高度等高，占飞行器参考弦长0.05％。
12.本发明的进一步技术方案是：所述柯恩达尾缘的半径占飞行器参考弦长的0.5％。
13.本发明的进一步技术方案是：所述射流装置位于飞行器展向40％-60％之间。
14.有益效果
15.本发明的有益效果在于：
16.(1)本发明的射流装置提升了飞行器的升力；
17.(2)本发明的射流装置在跨音速状态下，射流可以改变激波位置；
18.(3)本发明的射流装置延迟飞行器表面的流动分离；
19.(4)本发明的射流装置改变飞行器表面压力分布，增加了飞行器的俯仰力矩。
20.具体效果参见附图，图7中在射流系统作动的状态下飞行器表面翼型前缘低压区 (蓝色)的范围比射流装置不作动状态下图6明显变大，压力更低(蓝色更深)；整个翼型中段表面压力降低(蓝色区域面积增大)；翼型后缘高压区消失(黄色区域消失)。在射流装置作动的状态下，飞行器表面压强大范围地降低，极大地提高了飞行器的升力。
21.在射流装置作动的状态下，前缘低压区范围更大，压力更低；后缘高压区范围更小，压力更大；由此产生的气动力矩增加了飞行器的俯仰控制力矩飞行器“低头”。
22.图6中流线在翼型中段后缘密集，说明该处在射流装置不作动状态下发生了流动分离现象。在图7射流装置作动的状态下翼型中段后缘流线没有发生聚集现象，说明在射流装置作动的状态下抑制了流动分离现象的发生。
23.图8中升力系数折线图可以明显观察到在射流系统作动的状态下，升力系数有明显地提高。
24.图9中俯仰力矩系数折线图在射流装置作动的状态下，俯仰力矩越小(飞行器低头，俯仰力矩系数为负)，飞行器低头控制效果越明显。
附图说明
25.图1 saccon型飞行器外形；
26.图2射流装置在飞行器翼型中段安装范围示意图；
27.图3射流装置的射流缝道示意图；
28.图4射流装置截面结构图；
29.图5射流装置射流缝道口和柯恩达尾缘的三维放大图；
30.图6射流装置不作动状态下飞行器表面流线和压力系数云图；
31.图7射流装置作动状态下飞行器表面流线和压力系数云图；
32.图8不同状态下飞行器升力系数折线图；
33.图9不同状态下飞行器力矩系数折线图。
34.附图标记说明：1.蒙皮，2.射流缝道，3.射流缝道口下表面的台阶，4.柯恩达尾缘，5.射流腔上壁面，6.飞行器上表面，7.射流腔后壁面，8.射流腔下壁面，9.射流腔，10.翼尖，11.翼型中段，12.翼根。
具体实施方式
35.下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
36.本实施例中saccon型无人机翼型后掠角53
°
，参考长度1m，参考面积3.35m2飞行器
最前端到力矩中心距离1.78m，飞行器半展长1.60m。
37.参照图4所示，一种saccon型飞行器的新型飞行控制装置，包括设置于机翼的射流装置，所述射流装置包括射流腔9、射流缝道口和柯恩达尾缘4；所述射流腔9为设置于机翼内的空腔结构，射流腔上壁面5即为机翼上蒙皮1内表面；射流腔后壁面7 位于机翼内靠近机翼前缘一端，设置有压力喷口，作为动力源为射流装置提供压缩气流；射流腔9在机翼靠近尾缘处开有射流缝道2，压缩气流从射流缝道2喷出，实现射流矢量推进；射流腔下壁面8光滑收缩过渡至射流缝道；
38.参照图3所示，所述射流缝道的出口即为射流缝道口，射流缝道口的下表面与柯恩达尾缘通过台阶3过渡衔接；所述柯恩达尾缘4为半圆柱结构，其平行于飞行器对称平面的截面为半圆形，圆心位于机翼尾缘上下端面的中点处；使得射流缝道口喷出的射流沿着柯恩达尾缘流动，产生柯恩达效应实现对飞行器的控制效果。
39.在飞行器机翼两侧布置有射流装置，射流装置位于飞行器展向40％-60％之间。射流装置安装在飞行器翼型中段11，其中蒙皮1.068mm，射流缝道高度0.89mm，台阶高度0.89mm，柯恩达尾缘半径8.9mm。在飞行器翼型中段按照以上数据，将飞行器翼型中段的尾缘按照上述几何结构和参数进行改装。
40.射流强度设置方案：根据以下公式计算p0和总温t0(u
jet
为喷口速度，ma
jet
为喷口马赫数)：
41.pr＝(p0/p
∞
)(已知)
[0042][0043][0044][0045]
其中，p
∞
：远场来流压强，p0：射流腔压力入口压强，t0：射流腔压力入口总温， pr：射流压比，根据经验在pr取3-4之间射流控制效果较好，也可根据控制需求改变其数值。
[0046]
根据计算结果分析，采用上述参数的射流装置，射流压比在0-5范围内对飞行器都有较为明显的控制效果；保证射流在较高的压比下能够不脱离柯恩达尾缘；加装射流装置不会对飞行器带来额外的阻力。
[0047]
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。