本發(fā)明屬于飛行器設(shè)計(jì)，具體涉及一種提升飛行器氣動(dòng)性能的后緣射流控制裝置和方法。

背景技術(shù)：

1、格尼襟翼是指布置在機(jī)翼下表面后緣的垂直于機(jī)翼弦向的邊條，作為一種簡單有效的高升力裝置，格尼襟翼能夠通過增大翼型有效彎度，使機(jī)翼后緣氣流向下偏轉(zhuǎn)，從而提高機(jī)翼的升力，但其在增升的同時(shí)也會(huì)帶來機(jī)翼阻力的明顯增加。

2、主動(dòng)射流控制是一種典型的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)，通過將高能量射流注入運(yùn)動(dòng)流場中，改變飛行器外界繞流的流動(dòng)狀態(tài)，從而改變運(yùn)動(dòng)物體的受力狀態(tài)或運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。主動(dòng)射流控制技術(shù)在優(yōu)化氣動(dòng)特性、輔助姿態(tài)控制、提高舵面效率等方面的作用日益顯著，目前對(duì)射流出口形狀、射流流量、射流方向等參數(shù)影響規(guī)律尚不清晰，因此主動(dòng)射流控制技術(shù)在實(shí)際工程中應(yīng)用較少。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)中的不足，提供一種提升飛行器氣動(dòng)性能的后緣射流控制裝置和方法。本發(fā)明方案能夠解決上述現(xiàn)有技術(shù)中存在的問題。

2、本發(fā)明的技術(shù)解決方案：

3、根據(jù)第一方面，提供一種提升飛行器氣動(dòng)性能的后緣射流控制裝置，包括射流單元、射流方向計(jì)算單元、控制單元，所述的射流單元安裝在飛行器機(jī)翼后緣，所述的射流方向計(jì)算單元根據(jù)射流動(dòng)量系數(shù)、升力系數(shù)增量和飛行攻角，計(jì)算射流單元射流方向角度，并發(fā)送給所述的控制單元，所述的控制單元按照接收到的射流方向角度信息控制射流單元的射流出口轉(zhuǎn)動(dòng)，完成對(duì)應(yīng)角度的射流。

4、進(jìn)一步的，所述的射流單元展向位置與展向長度應(yīng)與傳統(tǒng)格尼襟翼保持一致。

5、進(jìn)一步的，所述的射流出口寬度取值與飛行器機(jī)翼形狀相關(guān)。

6、優(yōu)選的，飛行器機(jī)翼平面形狀為矩形或平行四邊形，則射流出口寬度bj應(yīng)取機(jī)翼弦長的1％；飛行器機(jī)翼平面形狀為梯形或三角形，則射流出口寬度bj應(yīng)取機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長的1％～1.5％，且不大于所在截面翼型弦長的5％。

7、進(jìn)一步的，所述的射流方向角的計(jì)算公式為：

8、其中，β為射流方向角，c為機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長，α為飛行攻角，cμ為射流動(dòng)量系數(shù)。

9、根據(jù)第二方面，提供上述一種提升飛行器氣動(dòng)性能的后緣射流控制方法，包括以下步驟：

10、根據(jù)飛行器的射流動(dòng)量系數(shù)、升力系數(shù)增量和飛行攻角計(jì)算獲得射流方向角；

11、根據(jù)射流方向角控制射流出口的方向，發(fā)射對(duì)應(yīng)射流方向角的射流。

12、根據(jù)第三方面，提供上述一種提升飛行器氣動(dòng)性能的后緣射流控制裝置設(shè)計(jì)方法，包括以下步驟：

13、根據(jù)飛行器傳統(tǒng)的格尼襟翼所在位置，設(shè)計(jì)射流單元的位置和長度；

14、根據(jù)飛行器的機(jī)翼形狀設(shè)計(jì)射流單元的射流出口寬度；

15、根據(jù)控制的精度和射流出口轉(zhuǎn)動(dòng)角度需求，設(shè)計(jì)控制單元。

16、根據(jù)第四方面，提供一種飛行器，所述的飛行器安裝上述的一種提升飛行器氣動(dòng)性能的后緣射流控制裝置。

17、本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果：

18、本發(fā)明利用機(jī)翼后緣射流，通過調(diào)節(jié)射流的流量和射流方向角，替代傳統(tǒng)格尼襟翼，克服傳統(tǒng)高升力裝置帶來較大附加阻力的弊端，有效提高飛行器起飛階段和巡航階段升阻比。

技術(shù)特征：

1.一種提升飛行器氣動(dòng)性能的后緣射流控制裝置，其特征在于，包括射流單元、射流方向計(jì)算單元、控制單元，所述的射流單元安裝在飛行器機(jī)翼后緣，所述的射流方向計(jì)算單元根據(jù)射流動(dòng)量系數(shù)、升力系數(shù)增量和飛行攻角，計(jì)算射流單元射流方向角度，并發(fā)送給所述的控制單元，所述的控制單元按照接收到的射流方向角度信息控制射流單元的射流出口轉(zhuǎn)動(dòng)，完成對(duì)應(yīng)角度的射流。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種提升飛行器氣動(dòng)性能的后緣射流控制裝置，其特征在于，所述的射流單元展向位置與展向長度應(yīng)與傳統(tǒng)格尼襟翼保持一致。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種提升飛行器氣動(dòng)性能的后緣射流控制裝置，其特征在于，所述的射流出口寬度取值與飛行器機(jī)翼形狀相關(guān)。

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種提升飛行器氣動(dòng)性能的后緣射流控制裝置，其特征在于，飛行器機(jī)翼平面形狀為矩形或平行四邊形，則射流出口寬度bj應(yīng)取機(jī)翼弦長的1％；飛行器機(jī)翼平面形狀為梯形或三角形，則射流出口寬度bj應(yīng)取機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長的1％～1.5％，且不大于所在截面翼型弦長的5％。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種提升飛行器氣動(dòng)性能的后緣射流控制裝置，其特征在于，所述的射流方向角的計(jì)算公式為：

6.使用如權(quán)利要求1-5任一所述的后緣射流控制裝置的一種提升飛行器氣動(dòng)性能的后緣射流控制方法，其特征在于，所述方法包括以下步驟：

7.如權(quán)利要求1-5任一所述的一種提升飛行器氣動(dòng)性能的后緣射流控制裝置設(shè)計(jì)方法，其特征在于，所述方法包括以下步驟：

8.一種飛行器，其特征在于，所述的飛行器安裝權(quán)利要求1-5任一所述的提升飛行器氣動(dòng)性能的后緣射流控制裝置。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明提供一種提升飛行器氣動(dòng)性能的后緣射流控制裝置和方法，包括射流單元、射流方向計(jì)算單元、控制單元，所述的射流單元安裝在飛行器機(jī)翼后緣，所述的射流方向計(jì)算單元根據(jù)射流動(dòng)量系數(shù)、升力系數(shù)增量和飛行攻角，計(jì)算射流單元射流方向角度，并發(fā)送給所述的控制單元，所述的控制單元按照接收到的射流方向角度信息控制射流單元的射流出口轉(zhuǎn)動(dòng)，完成對(duì)應(yīng)角度的射流。本發(fā)明克服傳統(tǒng)高升力裝置帶來較大附加阻力的弊端，有效提高飛行器起飛階段和巡航階段升阻比。

技術(shù)研發(fā)人員：馬英超,劉柳,楊威,朱劍,王海波,趙鑫
受保護(hù)的技術(shù)使用者：海鷹航空通用裝備有限責(zé)任公司
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/5/8