双合成射流前体非对称涡控制技术及模型自由飞实验验证.pdf
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1、文章编号:1672-9897(2023)04-0096-09doi:10.11729/syltlx20230042双合成射流前体非对称涡控制技术及模型自由飞实验验证李琳恺,黄紫,顾蕴松*,彭振钧,张宗源,雷雨南京航空航天大学航空学院非定常空气动力学与流动控制工业和信息化部重点实验室,南京210016摘要:为推进前体非对称涡流动控制方法在飞行器大迎角飞行控制方面的应用,提出并发展了一种基于双合成射流的前体非对称涡控制技术。研发了一套机载型双合成射流控制装置及模型自由飞验证机,通过风洞半自由飞及模型自由飞实验,验证了利用前体非对称涡控制技术实现尾旋改出和大迎角姿态控制的可行性;同时,依靠飞行测控系
2、统和机载压力测量系统,实现飞行器姿态及前体表面压力的同步测量,可对前体非对称涡控制效能进行有效评估。风洞半自由飞实验结果表明:在 60迎角下,双合成射流可有效控制前体非对称涡相对位置,产生偏航力矩,实现大迎角航向操纵。在模型自由飞实验中,该技术可在常规方向舵失效的迎角下实现尾旋改出,可控尾旋角速度达到 173()/s;依靠该技术,验证机可在大迎角飞行时进行快速偏航操控,由控制输入到偏航角速度改变的时滞小于 0.5s。关键词:前体非对称涡控制;双合成射流;大迎角;模型自由飞;尾旋改出中图分类号:V211.7文献标识码:ADevelopment of forebody asymmetric vor
3、tex control based onalternating synthetic jet and the verification on model free flightLI Linkai,HUANG Zi,GU Yunsong*,PENG Zhenjun,ZHANG Zongyuan,LEI YuKey Laboratory of Unsteady Aerodynamics and Flow Control,Ministry of Industry and Information Technology,College of Aerospace Engineering,Nanjing Un
4、iversity of Aeronautics and Astronautics,Nanjing210016,ChinaAbstract:InordertoapplytheforebodyvortexflowcontrolmethodtohighAngleofAttack(AoA)flight control of the aircraft,an asymmetric vortex control technique based on theAlternatingSyntheticJet(ASJ)flowwasproposedanddeveloped.Asetofairbornealterna
5、tingsynthetic jet control device and a free flight verification model aircraft were developed.ThefeasibilityofusingtheforebodyvortexcontrolmethodtorealizetailspinoutandhighAngleofAttackattitudecontrolwasverifiedbysemi-freeflightinthewindtunnelandmodelfreeflightinopen airspace.Meanwhile,by means of t
6、he flight measurement and control system and theairbornepressuremeasurementsystem,theaircraftattitude,vortexpositionandbodysurfacepressure can be measured synchronously,which can effectively evaluate the efficiency of thevortex control technology.Wind tunnel semi-free flight test results show that t
7、he alternatingsyntheticjetcaneffectivelycontroltherelativepositionoftheforebodyvorticesat60AngleofAttack,whichcangenerateyawmomentandrealizeheadingcontrolathighAngleofAttack.Intheflighttest,thetechnologycanrealizethechangeoftailspinunderthefailureofconventionalrudder,and the controllable tail spin a
8、ngular velocity can reach 173()/s.Based on thistechnology,theverificationmodelaircraftcanperformfastyawcontrolwhenflyingathighAngleofAttack,andthetimedelayfromcontrolinputtoyawangularvelocitychangeislessthan收稿日期:2023-03-24;修回日期:2023-04-21;录用日期:2023-05-19基金项目:南京航空航天大学青年教师启动基金项目;中央高校基本科研业务费专项资金项目(NS20
9、22013);江苏高校优势学科建设工程资助项目*通信作者E-mail:引用格式:李琳恺,黄紫,顾蕴松,等.双合成射流前体非对称涡控制技术及模型自由飞实验验证 J.实验流体力学,2023,37(4):96-104.LILK,HUANGZ,GUYS,etal.DevelopmentofforebodyasymmetricvortexcontrolbasedonalternatingsyntheticjetandtheverificationonmodelfreeflightJ.JournalofExperimentsinFluidMechanics,2023,37(4):96-104.第37卷第4
10、期实验流体力学Vol.37,No.42023年8月Journal of Experiments in Fluid MechanicsAug.,20230.5seconds.Keywords:forebodyasymmetricvortexcontrol;alternatingsyntheticjet;highAoA;modelfreeflight;spinrecovery 0 引言具有细长前体的飞行器大迎角飞行过程中,头部背风区产生非对称旋涡,并在机头两侧诱导出非对称速度场。该速度场使得前体压力分布非对称,产生使飞机发生航向偏离的侧向力和偏航力矩1-3。此时,飞行器方向舵因机身遮蔽而失效,飞机
11、失去航向操纵能力,甚至进入尾旋等危险飞行工况,造成严重的飞行事故。由于前体非对称涡“看不见、摸不着”,又会诱发严重的飞行事故,这一航向偏离现象常被称为“魔鬼侧滑”。20 世纪 60 年代以来,研究人员对前体非对称涡的产生机理、控制方法进行了广泛而深入的研究。一般认为,随着迎角增大,前体涡发展分为对称涡阶段、非对称涡阶段和亚、超临界阶段4-5。在非对称涡阶段,前体非对称涡产生幅值较大且方向随机的侧向力和偏航力矩。前体非对称涡控制技术主要应用于这一阶段的迎角范围内。前体非对称涡控制技术主要用于消除或削弱前体涡的非对称性,或实现前体涡的非对称性调控。该技术分为主动、被动两类。被动控制技术主要依靠修改
12、前体几何构型或利用固定的流动控制装置实现,包括增加边条6、粗糙带7等,结构简单,易于实现,但仅能应用于特定的迎角和侧滑角范围内,且仅能减弱前体涡的非对称性,无法应用于前体涡的非对称性调控。前体非对称涡主动控制技术克服了被动控制技术的不足,可根据飞行工况调节控制参数,适用范围更宽。典型的主动控制技术包括机头边条8、吹吸气9-10、组合扰动11、非定常小扰动片12、等离子体13-14等。20 世纪 90 年代,美国航空航天局(NASA)基于F18 HARV 飞行器开展了前体非对称涡控制技术的风洞实验及飞行验证,结果表明,在机动飞行迎角下,前体非对称涡控制提供的偏航操纵力矩可达平飞 时 方 向 舵
13、提 供 操 纵 力 矩 的 1.4 倍15。1994 1995 年,NASA Dryden 研究中心等实施了 ANSER(Actuated Nose Strakes for Enhanced Rolling)计划,通过飞行实验证明,基于机头边条(图 1)的前体非对称涡控制装置可在大迎角滚转过程中提供偏航力矩,实现飞行器机动增强16。但是,传统前体非对称涡控制装置复杂、结构质量重,难以应用于工程实际。如 F18A 可收放的机头边条,尺寸大,控制机构位于机头,干扰了火控雷达的正常工作,且吹吸气控制需要气源,耗能较高。因此,为实现前体非对称涡控制技术的工程应用,亟需优化激励器的能耗、重量、体积,并降
14、低控制系统复杂性。ARadome junctionConformal strakeStrakeretractedASection A-A90120Strakedeployed(a)边条安装位置(b)实物图图 1 机头边条安装示意图及实物16Fig.1 Installation diagram and object of the head strake16作为一种无源零质量射流激励器,合成射流激励器17-20无需气源也能产生连续可控的射流,已广泛应用于流动控制中。本文在前期研制的双合成射流(Alternating Synthetic Jet,ASJ)前体非对称涡控制装置21-23的基础上,进一步
15、优化其效率、体积和安装方式,实现机载化和微型化;构建模型自由飞验证机,进行风洞半自由飞和模型自由飞实验研究。以双向尾旋改出和大迎角航向机动飞行为典型验证动作,验证基于双合成射流的前体非对称涡控制技术实现尾旋改出和大迎角飞行姿态控制的有效性。第 4 期李琳恺等:双合成射流前体非对称涡控制技术及模型自由飞实验验证97 1 实验设备与模型基于双合成射流的前体非对称涡控制实验分为风洞半自由飞阶段和模型自由飞阶段,共用一套飞行验证机模型。验证机模型由机体平台、机载型双合成射流激励器、飞行测控系统和机载压力测量系统构成。1.1 机体平台前体非对称涡控制验证机(参数如表 1 所示)采用简化的尖拱形细长旋成体
16、作为机头外形。如图 2所示,验证机为带边条三角翼构型,仅保留 2 个升降副翼气动操纵面。机身尾部装有垂直安定面,无方向舵和偏航推力矢量。在大迎角飞行阶段,航向控制力矩均来源于前体非对称涡控制。本文坐标系为:原点 O 位于飞行器的质心,x 轴位于飞行器参考面内,平行于机身轴线并指向飞行器前方,y 轴垂直于飞行器参考面并指向飞行器右方,z 轴位于参考面内,垂直于 xOy 平面并指向飞行器下方。表 1 基于双合成射流的前体非对称涡控制验证机总体参数Table 1 The parameters of the verification model aircraft based onthe ASJ for
17、ebody asymmetric vortex control technology参数名称参数值翼展1.2 m实际起飞重量3.5 kg偏航转动惯量(Izz)0.525 kgm21.旋涡控制双合成射流2.壁面压力测量评估控制效能来流方向0315270225180135测压点3.飞行测控模块数据采集记录、飞行控制9045x垂直安定面(无方向舵、无推力矢量)1 mm图 2 基于双合成射流的前体非对称涡控制验证机系统构成Fig.2 The system of the verification model aircraft based on the ASJforebody asymmetric vor
18、tex control technology 1.2 机载型双合成射流激励器双合成射流激励器由激励器本体、水平对置的双扬声器、功放、放大器构成,其工作原理如图 3 所示(红色和黄色箭头代表半个周期内射流的方向)。双合成射流激励器无需气源,通过扬声器膜片改变激励器腔体的体积,在激励器喷口形成周期性涡环,涡环与周围流场相互诱导,产生连续可控的射流。通过改变左、右喷口高电平的占空比,即可在喷口产生相位、强度不同的涡环,并诱导出方向可控的射流流场。在课题组前期研制的双合成射流激励器基础上,根据模型自由飞实验对激励器体积、质量的要求,开发了一套机载型双合成射流激励器。该激励器质量轻、体积小,飞行过程中运
19、行稳定、可靠;同时,通过优化喷口对置角、喷口面积、控制波形,可使激励器产生更强、更稳定的射流输出。机载型双合成射流激励器相关参数如表 2 所示。表 2 双合成射流激励器控制参数Table 2 The parameters of the Alternating Synthetic Jet参数名称参数值激励器质量57.1 g激励器尺寸直径36 mm,长90 mm喷口面积(2个孔合计)8 mm2激励波形方波激励频率175 Hz供电电压12 V最大功耗1.3 W射流最大时均速度17 m/s左喷口右喷口右流道左流道右扬声器左扬声器左喷口右喷口tT(a)双合成射流原理示意图(b)双合成射流激励波形(c)双
20、合成射流激励器实物射流出口连接法兰扬声器图 3 双合成射流激励器原理示意及实物Fig.3 Principle and object of double synthetic jet actuator98实验流体力学http:/ 1.3 飞行测控系统飞行测控系统主要用于传感器数据记录和姿态控制。硬件采用 Pixhawk V5,通过串口与机载式表面压力测量系统通信。飞行测控软件基于 PX4 进行开发,集成了飞行姿态(如偏航角、偏航角速度等)、轨迹及飞行器表面压力的同步记录功能。飞行数据保存在 TF 卡中,并在飞行结束后进行离线处理。飞行测控系统具备姿态闭环控制能力,可在尾旋过程中保持俯仰、滚转姿态。
21、飞行过程中,双合成射流偏航控制信号由遥控器手动控制。进入大迎角飞行后,滚转和俯仰姿态由飞行测控系统自动保持,此时飞行器滚转角保持在 0左右,迎角保持在 60左右。1.4 机载压力测量系统机载压力测量系统由南京航空航天大学飞行测控创新实验室研制,可用于测量验证机特征截面压力分布,评估前体非对称涡控制效果,其技术参数见表 3。特征截面位于机头前端点后 3.5 倍前体直径位置(图 2 上方示意图),延周向均布 8 个测压点。机载压力测量系统以 100 Hz 频率输出表面压力值,并由串口发送至飞行测控系统。各系统在验证机上的布置方式如图 4 所示。表 3 机载压力测量系统参数Table 3 The p
22、arameters of the airborne pressure measurement参数名称参数值重量80 g尺寸120 mm 50 mm 20 mm测压精度0.01 FS量程 500 Pa机载压力测量系统双合成射流激励器控制板GPS飞行测控系统图 4 机载压力测量系统及飞行测控系统安装实物图Fig.4 Airborne pressure measurement and flight control system 1.5 风洞半自由飞实验平台风洞半自由飞实验在南京航空航天大学 NH2低速风洞中进行。如图 5 所示,NH2 风洞为串置双实验段闭口回流式低速风洞。该风洞低速实验段截面尺寸为
23、 5 m 4.25 m,可调风速为 031 m/s。前体非对称涡控制验证机风洞半自由飞实验平台如图 6 所示。参见图 5(b),验证机采用背撑方式安装。水平固定支杆与来流平行,通过止推轴承与验证机连接。实验迎角 近似为水平固定支杆与验证机的夹角。验证机可绕水平固定支杆自由旋转,模拟尾旋过程中航向角变化。根据验证机尾旋自由飞下沉速率,实验风速取 8.0 m/s。低速实验段0(a)NH2 风洞结构示意(b)半自由飞机构结构示意10 m来流方向止推轴承偏航转轴水平固定支杆图 5 前体非对称涡控制验证机风洞半自由飞实验平台示意图Fig.5 Schematic diagram of semi-free
24、flight apparatus of modelplane based on the ASJ forebody asymmetric vortex controltechnology图 6 前体非对称涡控制验证机风洞半自由飞实验平台Fig.6 Semi-free flight apparatus of model plane based on the ASJforebody asymmetric vortex control technology 2 前体非对称涡控制及评估方法 2.1 前体非对称涡控制方法基于双合成射流的前体非对称涡控制原理如图 7 所示。当双合成射流激励器开启时,前体非对
25、称涡相对位置发生改变。前体非对称涡诱导出非对称的空间速度型,在飞行器前体机身产生非对称的压力分布,形成侧向力和偏航力矩。jetjetjet定义双合成射流激励器输入信号为,输入范围为 1,1。图 3(b)给出了为负时左右喷口激励信号波形的示意图。左喷口激励信号的高电平占空比 t/T 与激励器输入信号的关系为:t/T=0.5(1 jet)(1)式中:t 为左喷口高电平时长,T 为双合成射流控制第 4 期李琳恺等:双合成射流前体非对称涡控制技术及模型自由飞实验验证99jet r周期。在不同占空比下,双合成射流激励器两侧喷口的时均速度相对大小将发生改变。一般而言,激励信号高电平占空比越大,输出的速度越
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