【技術(shù)實現(xiàn)步驟摘要】
本專利技術(shù)涉及飛行器，特別是涉及一種基于前緣擾動的抑制自由搖滾失穩(wěn)的飛行器。
技術(shù)介紹
1、自由搖滾失穩(wěn)是飛行器圍繞其機身軸發(fā)生非線性滾轉(zhuǎn)振蕩的現(xiàn)象，自由搖滾失穩(wěn)通常發(fā)生在飛行器以高攻角飛行時，如起飛和降落階段，此時飛行器前體或機翼旋渦分離流發(fā)生強烈誘導(dǎo)作用。自由搖滾失穩(wěn)問題嚴(yán)重限制了飛行器的機動性和操縱性，不利于飛行安全。飛翼是一種高度翼身融合式布局，具有良好的隱身特性和高有效載荷，但由于缺乏常規(guī)的控制舵面，飛翼布局飛行器往往橫向穩(wěn)定性較差，容易發(fā)生自由搖滾失穩(wěn)。
2、國內(nèi)外學(xué)者將環(huán)量控制、連續(xù)射流、等離子體等方法用于飛翼飛行器的控制研究，證明了在飛翼飛行器模型固定的條件下的控制效果，但對動態(tài)情況下自由搖滾的控制效果仍有待研究。目前的研究結(jié)果表明，當(dāng)飛翼布局飛行器上擾流板打開30°時，對自由搖滾運動控制效果不明顯，外側(cè)副翼向下打開30°時，自由搖滾失穩(wěn)能夠得到一定程度的抑制，但效果有限且會破壞飛翼布局飛行器的翼身融合等特性。
技術(shù)實現(xiàn)思路
1、本專利技術(shù)的目的是提供一種基于前緣擾動的抑制自由搖滾失穩(wěn)的飛行器，以解決上述現(xiàn)有技術(shù)存在的問題，能夠抑制飛行器的自由搖滾失穩(wěn)。
2、為實現(xiàn)上述目的，本專利技術(shù)提供了如下方案：
3、本專利技術(shù)提供一種基于前緣擾動的抑制自由搖滾失穩(wěn)的飛行器，包括飛行器本體，其采用飛翼布局，采用飛翼布局的所述飛行器本體外側(cè)設(shè)有前緣擾動裝置，所述前緣擾動裝置為仿生波狀前緣、前緣外伸短片或下翼面局部凸起，所述前緣擾動裝置能夠減小前
4、可選的，所述仿生波狀前緣的豎直投影為波紋狀結(jié)構(gòu)，且兩側(cè)的仿生波狀前緣對稱布置，波形一致，便于加工。
5、可選的，所述前緣外伸短片的豎直投影為矩形、三角形或梯形結(jié)構(gòu)，可以通過氣動設(shè)計修形優(yōu)化，且兩側(cè)的前緣外伸短片對稱布置，形狀一致，便于加工。
6、可選的，所述下翼面局部凸起為下翼面條狀局部凸起、下翼面塊狀局部凸起、下翼面鼓包或下翼面柱體，可以通過氣動設(shè)計修形優(yōu)化，且兩側(cè)的局部凸起對稱布置，長寬一致，便于加工。
7、可選的，所述仿生波狀前緣包括設(shè)置于所述飛行器本體的外翼段左側(cè)的第一仿生波狀前緣和設(shè)置于所述飛行器本體的外翼段右側(cè)的第二仿生波狀前緣；所述第一仿生波狀前緣和第二仿生波狀前緣結(jié)構(gòu)相同。
8、可選的，所述第一仿生波狀前緣的波數(shù)在5～20之間，于一最優(yōu)選方案中，數(shù)值為12，波長在0.1～10％平均氣動弦長之間，于一優(yōu)選方案中可以選擇1％平均氣動弦長，振幅為0.1-5％平均氣動弦長，于一優(yōu)選方案中可以選擇3％平均氣動弦長，能夠根據(jù)需要進行調(diào)整，靈活性好。
9、可選的，豎直投影為矩形結(jié)構(gòu)的所述前緣外伸短片的長度在10～40％平均氣動弦長之間，于一優(yōu)選方案中可以選擇26％平均氣動弦長，寬度在0.5～5％平均氣動弦長之間，于一優(yōu)選方案中可以選擇2％平均氣動弦長。
10、可選的，所述下翼面條狀局部凸起的長度在40～70％平均氣動弦長之間，于一優(yōu)選方案中可以選擇52％平均氣動弦長，寬度在0.5～5％平均氣動弦長之間，于一優(yōu)選方案中可以選擇2.4％平均氣動弦長，厚度在0.5～5％平均氣動弦長之間，于一優(yōu)選方案中可以選擇2.4％平均氣動弦長。
11、可選的，所述下翼面塊狀局部凸起的長度在10～40％平均氣動弦長之間，于一優(yōu)選方案中可以選擇16％平均氣動弦長，寬度在2～10％平均氣動弦長之間，于一優(yōu)選方案中可以選擇4.8％平均氣動弦長，厚度在0.5～5％平均氣動弦長之間，于一優(yōu)選方案中可以選擇1.2％平均氣動弦長。
12、可選的，采用飛翼布局的飛行器本體的外翼段與所述前緣擾動裝置一體成型，實施難度低，三類前緣擾動被動控制方法不需要額外動力輸入或機械操縱系統(tǒng)，可在此三類前緣擾動設(shè)計方法的基礎(chǔ)上根據(jù)需要進行更改與優(yōu)化波形設(shè)計參數(shù)，本專利技術(shù)所述技術(shù)方案也適用于小展弦比飛行器與后掠翼飛行器，適用于高速飛行。
13、本專利技術(shù)相對于現(xiàn)有技術(shù)取得了以下技術(shù)效果：
14、本專利技術(shù)通過在飛翼布局飛行器上應(yīng)用三類前緣擾動裝置，改善流動結(jié)構(gòu)，使得自由滾轉(zhuǎn)的振幅大幅下降，自由搖滾失穩(wěn)現(xiàn)象得到抑制，彌補了動態(tài)情況下飛翼布局飛行器控制研究的不足；實施難度低，此三類前緣擾動被動控制方法不需要額外動力輸入或機械操縱系統(tǒng)，可在此三類前緣擾動設(shè)計方法的基礎(chǔ)上根據(jù)需要進行更改與優(yōu)化設(shè)計參數(shù)，所述技術(shù)也適用于后掠翼飛行器，適用于高速飛行。
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1.一種基于前緣擾動的抑制自由搖滾失穩(wěn)的飛行器，其特征在于：包括飛行器本體，其采用飛翼布局，采用飛翼布局的所述飛行器本體外側(cè)設(shè)有前緣擾動裝置，所述前緣擾動裝置為仿生波狀前緣、前緣外伸短片或下翼面局部凸起，所述前緣擾動裝置能夠減小前緣渦法向位置和強度的滯回作用，抑制自由搖滾失穩(wěn)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于前緣擾動的抑制自由搖滾失穩(wěn)的飛行器，其特征在于：所述仿生波狀前緣的豎直投影為波紋狀結(jié)構(gòu)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于前緣擾動的抑制自由搖滾失穩(wěn)的飛行器，其特征在于：所述前緣外伸短片的豎直投影為矩形、三角形或梯形結(jié)構(gòu)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于前緣擾動的抑制自由搖滾失穩(wěn)的飛行器，其特征在于：所述下翼面局部凸起為下翼面條狀局部凸起、下翼面塊狀局部凸起、下翼面鼓包或下翼面柱體。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于前緣擾動的抑制自由搖滾失穩(wěn)的飛行器，其特征在于：所述仿生波狀前緣包括設(shè)置于所述飛行器本體的外翼段左側(cè)的第一仿生波狀前緣和設(shè)置于所述飛行器本體的外翼段右側(cè)的第二仿生波狀前緣；所述第一仿生波狀前緣和第二仿生波狀前緣結(jié)構(gòu)相同。
...【技術(shù)特征摘要】
1.一種基于前緣擾動的抑制自由搖滾失穩(wěn)的飛行器，其特征在于：包括飛行器本體，其采用飛翼布局，采用飛翼布局的所述飛行器本體外側(cè)設(shè)有前緣擾動裝置，所述前緣擾動裝置為仿生波狀前緣、前緣外伸短片或下翼面局部凸起，所述前緣擾動裝置能夠減小前緣渦法向位置和強度的滯回作用，抑制自由搖滾失穩(wěn)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于前緣擾動的抑制自由搖滾失穩(wěn)的飛行器，其特征在于：所述仿生波狀前緣的豎直投影為波紋狀結(jié)構(gòu)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于前緣擾動的抑制自由搖滾失穩(wěn)的飛行器，其特征在于：所述前緣外伸短片的豎直投影為矩形、三角形或梯形結(jié)構(gòu)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于前緣擾動的抑制自由搖滾失穩(wěn)的飛行器，其特征在于：所述下翼面局部凸起為下翼面條狀局部凸起、下翼面塊狀局部凸起、下翼面鼓包或下翼面柱體。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于前緣擾動的抑制自由搖滾失穩(wěn)的飛行器，其特征在于：所述仿生波狀前緣包括設(shè)置于所述飛行器本體的外翼段左側(cè)的第一仿生波狀前緣和設(shè)置于所述飛行器本體的外翼段右側(cè)的第二仿生波狀前緣；所述第一仿生波狀前緣和第二仿生波狀前緣結(jié)構(gòu)相同。...
【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：馮立好，李曉，杜張蕊，
申請(專利權(quán))人：天目山實驗室，
類型：發(fā)明
國別省市：
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