[发明专利]一种基于组合扰动的大迎角侧向力控制方法

说明书

本发明公开了一种基于组合扰动的大迎角侧向力控制方法，在旋成体机身头部的周向位置设置扰动颗粒，获得固定的高低涡流动结构，扰动颗粒的所在周向位置与旋成体机身头部的非对称涡流动结构之间的关系满足如下条件：扰动颗粒沿着旋成体机身头部的圆周旋转一个周期，非对称涡流动结构出现双周期变化；在低涡区设置高度可调节的角片，改变角片所在区域的涡流。与现有技术相比：本发明实现了侧向力的主动控制，飞行员在控制过程中操作方便。控制装置结构简单，无需引入大型动力能源等驱动设备，不增加飞机装载负担。

技术领域

本发明涉及一种大迎角侧向力控制方法，尤其涉及一种基于组合扰动的大迎角侧向力控制方法，属于空气动力学和航空航天的技术领域。

背景技术

现代战斗机为争取空中优势，对机动性的要求越来越高。大迎角飞行是提高飞机机动能力的有效手段，通过大迎角飞行的全程控制可以使飞机具备高敏捷性，获得超机动能力，如迅速航向转换、接近90°的大迎角漂移等。然而，大迎角飞行需要更大的控制力矩，尤其在横向控制方面，随着迎角的增大，垂尾和舵面的控制效率大幅降低，同时前体涡及相应的横流分离呈现非对称性，导致产生较大的侧向力和偏航力矩。因此如何提高飞行控制效率是现代战斗机高机动飞行亟待解决的问题，其中通过控制前体涡的非对称结构进而控制侧向力的控制方法是有效提升飞机机动性能的新思路。

目前的旋成体机身侧向力控制方案主要为头部施加人工扰动，通过改变人工扰动在头部的周向位置改变侧向力的方向。但头部人工扰动控制的非对称涡结构呈现双稳态特性，导致被控的侧向力或偏航力矩呈现阶跃式的控制特征，难以转化为可实用的主动控制技术，因此有必要发展新型的侧向力头部控制技术。目前国内外研究中，均未见采用颗粒扰动/角片涡流发生器组合方式对侧向力进行控制的方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于组合扰动的大迎角侧向力控制结构和控制方法，解决现有技术存在的缺憾。

本发明采用如下技术方案实现：

一种基于组合扰动的大迎角侧向力控制方法，其特征在于，所述控制方法应用于旋成体机身的飞行器在大迎角飞行状态时产生的非对称涡流动结构，所述非对称涡流动结构在所述旋成体机身的头尖部产生低涡区和高涡区，所述控制方法包括：

在所述旋成体机身头部的周向位置设置扰动颗粒，获得固定的高低涡流动结构，所述扰动颗粒的所在周向位置与旋成体机身头部的非对称涡流动结构之间的关系满足如下条件：所述扰动颗粒沿着所述旋成体机身头部的圆周旋转一个周期，所述非对称涡流动结构出现双周期变化；在低涡区设置高度可调节的角片，调节所述角片的高度，改变所述角片所在区域的涡流，改变旋成体机身头部涡流动的非对称结构，实现对旋成体机身的主动控制。

进一步的，扰动颗粒的固定周向位置确定固定的高低涡结构，扰动颗粒围绕旋成体机身头部的圆周旋转一个周期，所述非对称涡流动结构出现双周期变化，具体包括：所述高低涡结构发生四次切换。

进一步的，当所述扰动颗粒在所述旋成体机身头部的轴向位置一定时，所述非对称涡流动结构包括：

所述扰动颗粒的设置区域的周向夹角为15°-75°时，所述扰动颗粒处于低涡区，未设置所述扰动颗粒的区域为高涡区；

所述扰动颗粒的设置区域的周向夹角为90°-180°时，所述扰动颗粒处于高涡区，未设置所述扰动颗粒的区域为低涡区；

所述扰动颗粒的设置区域的周向夹角为190°-285°时，所述扰动颗粒处于高涡区，未设置所述扰动颗粒的区域为低涡区；

所述扰动颗粒的设置区域的周向夹角为300°-360°时，所述扰动颗粒处于高涡区，未设置所述扰动颗粒的区域为低涡区。

进一步的，所述扰动颗粒的设置区域的周向夹角为135°，轴向位置为0.1mm，所述角片的设置区域为低涡区，周向夹角为270°。