專利名稱:一種消除大迎角細長體側向力的裝置的制作方法
技術領域:
本發明涉及航空、航天及兵器工業,是一種消除大迎角細長體側向力的裝置。
背景技術:
戰斗機或戰術導彈等飛行器在大迎角狀態下飛行時,飛行器背風區的流動由一些 強度和位置都不對稱的漩渦組成,這些非對稱漩渦所產生的側向力為飛行器的飛行和控制 帶來了很多不利因數。如何通過調控前體非對稱渦來消除這些側向力,是空氣動力學家和 科研機構一直在努力研究的技術難點。 在小迎角范圍內(O。《a<10° ),模型的繞流為附著穩定的流動,側向力為零; 在中小迎角范圍內(IO。 <a《20° ),模型流動發生分離,在模型背風區巻起的一對旋向 相反的對稱渦,旋渦的空間位置隨時間不發生變化,側向力為零;在中等迎角范圍內(20° < a《30° ),模型背風區流動為穩定的非對稱背渦,由于旋渦強度較弱,因此側向力較 小;在大迎角范圍內(30° < a《70° ),模型背風區流動為非對稱背渦系,非對稱渦的旋 渦強度隨著迎角的增加而增強,但由于主渦影響區域的減小,使得側向力在此迎角范圍內 的變化趨勢是先增加后降低;在很大迎角范圍內(a >70° ),模型背風區后部為非定常分 離流,在大部分后體上形成非定常脫落的渦,且隨著迎角的增大非定常交替脫落的渦的區 域在增大,側向力顯著減小,一直到(a =90° )形成卡門渦,側向力平均值完全為零。
目前針對大迎角非對稱漩渦的控制主要有以下幾種措施1)在模型的頭部打眼, 通過小孔脈動吹氣的控制方式來控制側向力的,其主要缺點是控制非對稱渦所需要的吹氣 量大小與來流速度密切相關,也就是說飛行速度增加,吹氣量也要相應增加,因此所需的能 量也要增加,附加設備的重量代價較高;2)將模型頭部改造成活動頭錐,通過頭錐的左右 偏轉或旋轉以進行控制,顯然這種方式的機構復雜,對模型的改動較大;3)在模型頭部安 放小擾動擺振機構,通過電機實現擺振機構的強迫振動,以較小的消耗能量實現對非對稱 渦的控制,從文獻結果看這種控制方式的效果很好,但其小擾動擺振機構仍然很復雜,需要 電源和控制機構的重量代價也較大,有時也不便于在模型頭部有限空間的安置。
發明內容
為了消除戰斗機或戰術導彈等細長體飛行器在大迎角飛行情況下由于非對稱渦 產生的側向力,并且不妨礙飛行器在其它迎角下的零側力或小側力狀態下飛行,本發明提 出了一種消除大迎角細長體側向力的裝置。 本發明包括薄膜支撐架和收放機構,將自激振動膜安裝在飛行器頭部前方,通過
電動伸縮桿在飛機軸線方向的伸縮運動實現其展開和收回。其具體方案是 在飛行器頭部前正上方的蒙皮上開有收放縫,飛行器頭部前端內分別安置小支架
和大支架;電動伸縮桿位于小支架和大支架之間,并且電動伸縮桿的軸線與兩個支架的中
心連線重合;導軌位于飛行器軸線下方并飛行器軸線平行;導軌一端與飛行器頭部的桁架
固接,另一端與小支架下端的支架桿連接;連接筒位于安裝在套筒上的夾緊箍與電動伸縮桿之間;連接筒套裝在薄膜支撐架的套筒上,并通過滑塊的連接板與連接筒一側的兩個連 接片固連。 所述的薄膜支撐架包括薄膜、支撐簧片、斜撐簧片、薄膜加強筋、夾持芯、套筒和夾 緊箍。薄膜支撐架中的夾持芯位于套筒內,夾緊箍套在套筒上,并且夾持芯和套筒的夾縫對 應。薄膜的外形為直角三角形,并且該薄膜的頂角等于飛行器頭部半錐角。薄膜的一個直 邊有與夾持芯相互垂直支撐簧片,另一個直邊固定在夾持芯的夾縫內。支撐簧片的一端亦 嵌入夾持芯內。斜撐簧片的表面粘接在薄膜上,并且該斜撐簧片的一端粘在支撐簧片上,另 一端粘在夾持芯上。薄膜支撐架頂角端的套筒端頭有圓球,該圓球的直徑略大于套筒的外 徑;薄膜的斜邊上有用橡皮帶制作的薄膜加強筋。 所述的夾持芯的表面沿其軸線方向有夾縫,并且該夾縫在夾持芯的徑向過夾持芯 的圓心,止于夾持芯邊緣處;在夾持芯的軸向止于距夾持芯端部。 所述的在套筒一端沿其母線方向開有夾縫,并且該夾縫的末端止于距套筒另一端
端部;在套筒末端靠近支撐簧片的位置裝有夾緊箍;套筒與夾緊箍之間有橡膠套圈。 所述的收放機構包括小支架和大支架、電動伸縮桿、導軌和滑塊。小支架和大支
架均位于飛行器軸線上,其中小支架距機頭頂端的距離須使薄膜支撐架能夠完全收進機頭
內,小支架與大支架之間的距離須滿足電動伸縮桿行程的距離;小支架和大支架中間有圓
孔;小支架和大支架與飛行器的機頭桁架固接。電動伸縮桿的一端固定在大支架的中心孔
內,另一端裝入小支架的中心孔內,并能夠在小支架的中心孔內滑動。導軌上開有滑槽,滑
塊位于導軌的滑槽內。滑塊通過自身的連接板與夾連接筒固定連接。 電動伸縮桿通過電纜與飛機電源聯接,通過信號線與飛機控制系統聯接。
當飛機處于小迎角狀態飛行時,自激振動結構收于機頭內部。當飛機處于大迎角
狀態飛行時,由駕駛員或內部程序發出指令,電動伸縮桿伸長,將自激振動器推至機頭前
方。在氣流的作用下,薄膜產生自激振動,產生非定常的繞流,實現對非對稱渦的控制,消除
側向力。 本發明的自激振動膜安置于薄膜支撐架內,支撐架安放與細長體頭部前方。當飛 行器的飛行迎角位于大迎角飛行范圍以內時,收放機構接受飛行員指令,彈出薄膜支撐架, 膜片在氣流中自激振動,產生非定常的繞流,實現對非對稱渦的控制,消除側向力。當飛行 器恢復小迎角狀態下飛行時,收放機構接受飛行員指令將支撐架收回至細長體前體內部。
本發明利用薄膜的在氣流中的自激振動,達到在大迎角情況下消除側向力的效 果,且不影響零側力和微小側力情況下的正常飛行,適用于錐角大于42。的飛行器。本發明 具有結構簡單、性能可靠等特點。
圖1是自激振動器在飛行器頭部前方的安放位置示意圖; 圖2是自激振動器在飛行器頭部的安裝示意圖; 圖3是薄膜支撐架結構圖; 圖4是薄膜支撐架的A-A視圖; 圖5是自激振動器的結構示意圖; 圖6是導軌和支撐架的配合示意 圖7是支架的結構示意圖; 圖8是支架結構示意圖的B向視圖 1.機體 2.鋁合金套筒
6.導軌 7.電動伸縮桿 8小支架
套圈 12.滑塊 13.密封片 14.飛行器桁架
其中
3.支撐簧片
9.夾持芯
15.蒙皮
16.斜撐簧片
10.夾緊箍
4.薄膜加強筋
11.橡膠
17.大支
5.薄膜
架18.連接筒 具體實施方案 本實施例是一種能夠消除飛行器大迎角細長體側向力的機械裝置,包括薄膜支撐 架和收放機構。 本實施例將薄膜支撐架安裝在飛行器頭部前方(如附圖1所示),并通過電動伸縮 桿在飛機軸線方向的伸縮運動來實現其展開和收回。 如圖3所示,薄膜支撐架包括薄膜5、支撐簧片3、斜撐簧片16、薄膜加強筋4、夾持 芯9、套筒2和夾緊箍10。其中 薄膜5采用聚乙烯薄膜制作,其外形為直角三角形,并且該薄膜5的頂角等于飛 行器頭部半錐角。薄膜5斜邊上有用橡皮帶制作的薄膜加強筋4。薄膜5的一個直邊粘接 有支撐簧片3 ;另一個直邊嵌入夾持芯9內,并用膠水粘牢。支撐簧片3與夾持芯9相互垂 直;支撐簧片3的一端亦嵌入夾持芯9內。支撐簧片3與夾持芯9的直角間固定有斜撐簧 片16 ;斜撐簧片16的表面粘接在薄膜上,并且該斜撐簧片16的一端粘在支撐簧片3上,另 一端則粘在夾持芯9上,用于支撐加固支撐簧片3。 夾持芯9為圓形桿件,其直徑為4mm,夾持芯9的表面沿其母線方向有夾縫,并且該 夾縫在夾持芯9的徑向過夾持芯9的圓心,止于夾持芯9邊緣處,在夾持芯9的軸向止于距 夾持芯9端部,本實施例中,該夾縫在夾持芯9母線方向止于距夾持芯9端頭5mm處。夾縫 長度比薄膜5直角三角形底邊的長度長lcm。 套筒2為鋁合金制作的薄壁中空桿件。套筒2內孔的孔徑同夾持芯9直徑;套筒 2的長度同夾持芯9的長度。在套筒2 —端沿其母線方向開有一條寬度約lmm的夾縫,并 且該夾縫的末端止于距套筒2另一端端部,本實施例中,夾縫的末端止于距套筒2另一端端 頭5mm處。在套筒2末端靠近支撐簧片3的位置裝有夾緊箍10,以固緊薄膜支撐架。套筒 2與夾緊箍IO之間有橡膠套圈11。 夾緊箍10為中空回轉體,并且該夾緊箍10的殼體沿其母線斷開。在夾緊箍10圓 周的兩端頭均有徑向凸出的耳片;該耳片上均有同心的連接孔。夾緊箍10的內徑同套筒2 的外徑。 連接筒18為兩個半圓筒。兩個半圓筒扣合后的內徑同套筒2的外徑;在兩個半圓 筒的兩端分別有徑向延伸出的連接片;在連接片上均有同心的連接孔。
薄膜支撐架中的夾持芯9位于套筒2內,夾緊箍10套在套筒2上,并且夾持芯9 和套筒2的夾縫對應。支撐簧片3裝入夾持芯9和套筒2的夾縫中。 收放機構包括兩個支架、電動伸縮桿7、導軌6和滑塊12。兩個支架分別是小支架8和大支架17。小支架8和大支架17均為"十"字形,并且在"十"字形的中心有圓孔。小 支架8和大支架17兩個支架8沿飛行器軸線布置,其中小支架8距機頭頂端的距離須使薄 膜支撐架能夠完全收進機頭內,小支架8與大支架17之間的距離須滿足電動伸縮桿7行程 的距離。本實施例中小支架8距機頭頂端的距離為25cm小支架8和大支架17之間的距離 亦為25cm。兩個支架的長度和高度分別同所處飛行器頭部位置的內徑。
如圖2所示。兩個支架的四個端頭分別固連在飛行器的桁架上。在小支架8和大 支架17之間安裝有電動伸縮桿7。電動伸縮桿7的軸線與兩個支架的中心連線重合;電動 伸縮桿7的一端固定在大支架17的中心孔內,另一端裝入小支架8的中心孔內,并能夠在 小支架8的中心孔內滑動。 導軌6是截面為矩形的桿件。在導軌6的一個表面,沿其長度方向開有滑槽。該 滑槽為倒置的三角形,在倒置三角形的底邊上有與導軌6表面貫通的矩形槽。滑塊12亦為 倒置的三角形,在滑塊12的底邊上有連接板;連接板上部有貫通的連接 L。滑塊12位于導 軌6內的滑槽中;滑塊12的連接板嵌入滑槽底邊上的矩形槽,通過上部的連接孔,與夾連接 筒18的連接片相互固定;在滑塊12的連接板與連接筒18之間有密封片13。
安裝時,在飛行器頭部前19cm正上方的蒙皮上開2mm的收放縫。在頭部離頂端 25cm和50cm截面處分別安置小支架8和大支架17 (如圖2)。兩個支架的四個端頭與機頭 桁架鉚接。電動伸縮桿7安裝在小支架8和大支架17之間,并且電動伸縮桿7的固定端通 過螺栓與大支架17的中心連接,伸縮端則通過連接筒18與套筒2的一端連接。導軌6 — 端與飛行器頭部的桁架鉚接,另一端則通過螺栓與小支架8下端的支架桿連接;導軌6與飛 機軸線平行。如圖5所示,滑塊12嵌入導軌6的滑槽內,并能夠沿導軌6滑動;滑槽口有密 封圈13,以防止滑槽內的潤滑油濺出。夾緊箍10套裝在薄膜支撐架上。連接筒18套裝在 薄膜支撐架的套筒2上,并將滑塊12的連接板夾在連接筒18 —側的兩個連接片之間,通過 螺栓固緊連接;連接筒18位于安裝在套筒2上的夾緊箍10與電動伸縮桿7之間。
薄膜支撐架頂角端的套筒端頭有圓球,該圓球的直徑略大于套筒的外徑,當支撐 架收入機頭內時,該圓球仍留在蒙皮外,以避免薄膜支撐架被卡在蒙皮內不能順利伸出機 頭。 電動伸縮桿7通過電纜與飛機電源聯接,通過信號線與飛機控制系統聯接。
當飛機處于小迎角狀態飛行時,自激振動結構收于機頭內部。當飛機處于大迎角 狀態飛行時,由駕駛員或內部程序發出指令,電動伸縮桿伸長,將自激振動器推至機頭前 方。在氣流的作用下,薄膜產生自激振動,產生非定常的繞流,實現對非對稱渦的控制,消除 側向力。 本實施例薄膜支撐架的制作過程是 1.依據飛行器頭部的半錐角,用厚約0. lmm的聚乙烯薄膜剪取出頂角為飛行器頭 部半錐角的直角三角形,使其斜邊長約為20cm,展開,鋪平。 2.剪取長度約為22cm的橡皮帶,將直角三角形薄膜的斜邊巻起2圈,并在巻的過 程中涂上環氧樹脂膠水,形成薄膜加強筋4。 3.支撐簧片3為寬6mm、厚0. 2mm的銅片。將支撐簧片3粘在三角形薄膜5的高 邊上;將橡皮帶的一端固定在支撐簧片3的上端,另一端置于夾持芯9的夾縫內。斜撐簧片 16用銅片制成,其寬為3mm,厚為0. lmm,長為5cm。斜撐簧片16的一端固定在支撐簧片3
6距底邊約2/5的地方,另一端則固定在三角形底邊上,用膠水粘牢,得到薄膜振動片。
4.選取直徑為3. 5mm的塑料圓桿,將塑料圓桿一端沿直徑用刀具向下劈開,在距 底端約5mm的地方停止,形成夾持芯9。將薄膜振動片的底邊嵌入到夾持芯9的夾縫中并繃 緊,并用環氧樹脂膠水粘結,形成了薄膜支撐架。 5.依據夾持芯9的尺寸,選取鋁合金圓筒2,其長度同夾持芯的長度,其內徑同夾 持芯直徑。將夾持芯9 一端沿母線方向開出寬約為1. 6mm的細縫,在距離底端約5mm的地 方停止,形成套筒2。將薄膜支撐架沿夾持芯嵌入到套筒2中,并在簧片末端用夾緊箍10箍 緊。
權利要求
一種消除大迎角細長體側向力的裝置,其特征在于,所述的消除大迎角細長體側向力的裝置包括薄膜支撐架和收放機構;在飛行器頭部前正上方的蒙皮上開有收放縫,飛行器頭部前端內分別安置小支架(8)和大支架(17);電動伸縮桿(7)位于小支架(8)和大支架(17)之間,并且電動伸縮桿(7)的軸線與兩個支架的中心連線重合;導軌(6)位于飛行器軸線下方并飛行器軸線平行;導軌(6)一端與飛行器頭部的桁架固接,另一端與小支架(8)下端的支架桿連接;連接筒(18)套裝在薄膜支撐架的套筒(2)上,并通過滑塊(12)的連接板與連接筒(18)一側的兩個連接片固連。
2. 如權利要求1所述一種消除大迎角細長體側向力的裝置,其特征在于,薄膜支撐架 包括薄膜(5)、支撐簧片(3)、斜撐簧片(16)、薄膜加強筋(4)、夾持芯(9)、套筒(2)和夾緊 箍(10);薄膜支撐架中的夾持芯(9)位于套筒(2)內,夾緊箍(10)套在套筒(2)上,并且 夾持芯(9)和套筒(2)的夾縫對應;薄膜(5)的外形為直角三角形,并且該薄膜(5)的頂角 等于飛行器頭部半錐角;薄膜(5)的一個直邊有與夾持芯(9)相互垂直支撐簧片(3);另一 個直邊固定在夾持芯(9)的夾縫內;支撐簧片(3)的一端亦嵌入夾持芯(9)內;斜撐簧片(16) 的表面粘接在薄膜上,并且該斜撐簧片(16)的一端粘在支撐簧片(3)上,另一端粘在 夾持芯(9)上。
3. 如權利要求2所述一種消除大迎角細長體側向力的裝置,其特征在于,薄膜支撐架 頂角端的套筒端頭有圓球,該圓球的直徑略大于套筒的外徑;薄膜(5)的斜邊上有用橡皮 帶制作的薄膜加強筋(4)。
4. 如權利要求2所述一種消除大迎角細長體側向力的裝置,其特征在于,夾持芯(9)的 表面沿其軸線方向有夾縫,并且該夾縫在夾持芯(9)的徑向過夾持芯(9)的圓心,止于夾持 芯(9)邊緣處;在夾持芯(9)的軸向止于距夾持芯(9)端部。
5. 如權利要求2所述一種消除大迎角細長體側向力的裝置,其特征在于,在套筒(2) — 端沿其母線方向開有夾縫,并且該夾縫的末端止于距套筒(2)另一端端部;在套筒(2) —端 裝有夾緊箍(10);套筒(2)與夾緊箍(10)之間有橡膠套圈(11)。
6. 如權利要求1所述一種消除大迎角細長體側向力的裝置,其特征在于,收放機構包 括小支架(8)和大支架(17)、電動伸縮桿(7)、導軌(6)和滑塊(12);小支架(8)和大支架(17) 均位于飛行器軸線上,其中小支架(8)距機頭頂端的距離須使薄膜支撐架能夠完全收 進機頭內,小支架(8)與大支架(17)之間的距離須滿足電動伸縮桿(7)行程的距離;電動 伸縮桿(7)的一端固定在大支架(17)的中心孔內,另一端裝入小支架(8)中心孔內,并能 夠在小支架(8)的中心孔內滑動;導軌(6)上開有滑槽,滑塊(12)位于導軌(6)的滑槽內; 滑塊(12)通過自身的連接板與夾連接筒(18)固定連接。
7. 如權利要求6所述一種消除大迎角細長體側向力的裝置,其特征在于,在滑塊(12) 的連接板與連接筒(18)之間有密封片(13)。
8. 如權利要求l所述一種消除大迎角細長體側向力的裝置,其特征在于,小支架(8)和 大支架(17)中心有安裝孔;小支架(8)和大支架(17)與飛行器的機頭桁架固接。
9. 如權利要求1所述一種消除大迎角細長體側向力的裝置,其特征在于,電動伸縮桿 (7)通過電纜與飛機電源聯接,通過信號線與飛機控制系統聯接。
全文摘要
一種消除大迎角細長體側向力的裝置,包括薄膜支撐架和收放機構。在飛行器頭部前正上方的蒙皮上開有收放縫,飛行器頭部前端內安置小支架(8)和大支架(17)。電動伸縮桿(7)位于兩個支架之間,并且電動伸縮桿(7)的軸線與兩個支架的中心連線重合。導軌(6)位于飛行器軸線下方并飛行器軸線平行。連接筒(18)套裝在薄膜支撐架的套筒(2)上,并通過滑塊(12)的連接板與連接筒(18)一側的兩個連接片固連。本發明通過電動伸縮桿在飛機軸線方向的伸縮運動實現薄膜(5)的展開和收回,在氣流的作用下,薄膜產生自激振動,產生非定常的繞流,實現對非對稱渦的控制,消除側向力,結構簡單、性能可靠,適用于戰斗機或戰術導彈等飛行器。
文檔編號B64C17/00GK101767648SQ20101001371
公開日2010年7月7日 申請日期2010年1月14日 優先權日2010年1月14日
發明者劉小波, 葉正寅, 宋述芳, 張偉偉 申請人:西北工業大學