一种具有表面压力动态控制的机翼及控制方法

技术领域

本发明涉及主动流动控制领域，具体而言，涉及采用主动流动控制技术动态控制表面压力的一种机翼及其控制方法。

背景技术

流动控制技术能够改变飞行器局部流场，提高飞行器的气动效率。流动控制技术可分为被动与主动控制技术。被动控制技术，如涡流发生器、Gurney襟翼等，不需要作动系统或控制系统，实施简单，但是此类控制措施只在设计状态起作用，工作范围较窄。主动流动控制技术在流场中注入可控的能量，起到抑制流动分离和转捩、提高流动稳定性、增升减阻等效果，其优势在于它能在需要的时间和部位出现，通过局部能量输入，获得局部或全局的有效流动改变，进而使飞行器飞行性能显著改善。与被动控制方式相比，主动流动控制具有更高的效率和鲁棒性，因而具有广阔的应用前景。

边界层吹气\吸气控制作为一种有效的主动流动控制技术得到了广泛的关注与研究。通过吹吸气控制措施，可以有效地抑制流动分离、改善流动转捩特性等，从而达到提高流场品质，提高升阻力特性的目的。现有研究成果主要集中在吹吸气控制机理、特定状态下的最优控制等，如何实现大范围的流动控制还未有有效措施。

发明内容

本发明的目的在于提供一种具有表面压力分布动态控制的机翼及其控制方法，以实现飞行器在飞行过程中近壁面流动的主动控制，提高飞行器的飞行性能。

为了实现上述目的本发明采用如下技术方案：

一种具有表面压力动态控制的机翼及控制方法，包括：

S1：在机翼上表面前缘附近设置若干个气孔，每一个气孔通过一根独立的气管与气泵连接，每一个气孔均为独立的压力控制点；

S2：将飞行器飞行状态剖分，针对每一个需要控制的飞行状态，获取飞行状态参数；

根据待实施动态压力控制的飞行器任务剖面，将飞行状态进行剖分，如起飞、爬升、巡航、机动、下降、着陆等。针对每一个需要控制的飞行状态，获取飞行状态参数，如飞行速度V，飞行高度H，飞行迎角α。

S3：根据飞行状态参数，确定每一个压力控制点处需要调整的压力参数，即确定每一个气孔的最佳吸气流量；

为减小工作量，对特定的飞行状态(V，H，α)，确定最佳吸气流量的步骤分为数值模拟预估-校正-风洞试验检验三个步骤:

第一、假定各吸气孔具有相同流量，通过数值分析的手段调节吸气孔的流量，直至达到最好的增升减阻效果。获取最佳泵功率(P

第二、对流量值进行敏感性分析。即对每个吸气孔流量Qi进行扰动，获得机翼表面压力分布与气动力，分析得到每个吸气孔的最佳流量(Q1’，Q2’，……，Qn’)，为校正流量。

第三、建立机翼控制系统的风洞实验模型，并将Q1’，Q2’，……，Qn’作为预估流量值进行风洞实验，分析吸气状态下机翼压力分布与计算模拟的差距，并对Q1’，Q2’，……，Qn’进行检验与修正，得到更为准确的最佳吸气流量Q1～，Q2～，……，Qn～。

S4：建立飞行状态与吸气流量的数据库；

针对剖分的飞行状态，重复步骤2，得到飞行状态(V，H，α)对应的(Q1～，Q2～，……，Qn～)。建立起数据库Data。在吸气措施实施的情况下，得到的压力分布必然是常规机翼压力分布边界之外的，能够显著提高机翼的升阻特性。

S5：建立飞行状态与吸气流量的插值模型；

由于时间或费用的限制，地面实验确定的飞行状态与吸气流量之间的关系是有限的，实际飞行状态是连续的、无穷多的。有必要建立飞行状态与吸气流量之间的插值模型，实现任意飞行状态的压力分布动态控制。飞行状态(V，H，α)与吸气流量(Q1～，Q2～，……，Qn～)存在非线性关系，可采用kriging代理模型、神经网络等非线性插值模型建立两者之间的关系。

S6：在实际飞行状态下，将建立的数据库与差值模型输入到控制器中，控制器从飞行器上的传感器获取对应的飞行状态，与数据库中储存的飞行状态进行对比，差值模型输出每个压力控制点的压力调整量，根据压力调整量控制各个气孔进行吸气，使得机翼表面形成目标压力分布。

建立的数据库Data与非线性模型输入到控制器中。控制器从飞行器的迎角传感器、速度传感器、气压传感器等获取对应的飞行状态(V，H，α)，与数据库中的存储的飞行状态进行对比分析。(V，H，α)作为控制器中预先存储的非线性插值模型的输入，模型将输出各气孔的吸气量(Q1

在上述技术方案中，连接每个气孔和气泵的管路上均设置有独立的流量阀，所述流量阀由控制器实现自动控制调节流量。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

1、宽工况范围内的有效流动控制。本发明通过预先确定飞行器工况范围内的最佳吸气流量组合，可实现飞行器在各个飞行阶段，如起飞、降落、机动、巡航等状态下的最佳吸气流量，达到预定的压力分布状态。

2、显著提升飞行器气动特性。本发明通过控制机翼上表面的流动状态，突破了常规机翼表面的物理限制，能够实现控制流动分离、增加升力、减小阻力等效果。

3、流动控制效率高。由于本发明预先确定了最佳的吸气流量，避免了过度吸气带来的额外能量损失，也避免了吸气流量不足而达不到控制效果的情况。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1是本发明提供的机翼表面压力分布动态控制原理示意图；

图2是本发明提供的控制方法原理流程图；

图3是本发明提供的飞行器巡航状态控制示意图；

其中：1是机翼，2是吸气孔，3是吸气管路，4是气泵，5是流量阀，6是控制器，7是控制线。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

本说明书(包括任何附加权利要求、摘要和附图)中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

如图1所示为本发明提供的一种表面压力分布动态控制方法及其采用该方法的机翼。在机翼1的上表面前缘附近开有若干吸气孔2，每一个吸气孔2均通过单独的吸气管路3与气泵4连接，其中每个吸气管路3上均布置有流量阀5。流量阀5由控制器6进行控制，从而实现每个吸气孔2的流量调节。控制器6需要预先输入机翼压力分布数据库，压力分布数据库可由风洞实验得到，也可由数值计算得到。数据库的内容包含不同飞行高度、速度、迎角下，在气泵4开启且功率在约束范围内时，理想的压力分布所对应的各个吸气孔流量信息。该理想压力分布能够满足提升机翼附近流动品质，起到高效增升、减阻，或抑制流动分离的作用。在实际飞行中，控制器6可以通过飞行器的一系列传感器得到相应的飞行参数，如高度、速度、迎角等。这些参数作为实时输入传递给控制器6，控制器6查询数据库中的信息，得到对应的目标压力分布所需的吸气孔2流量。控制器6的信号通过若干控制线7传递给对应的流量阀5，吸气孔2及吸气管路3的流量达到期望值，此时机翼1表面的压力分布能够达到理想值，对流场品质起到提升作用。

图2给出了本发明提供的控制方法流程图。本发明提供的控制方法主要包括预先分析和飞行状态控制两个部分。在预先分析阶段，通过数值分析手段或风洞实验手段，在控制系统开启的情况下，且在气泵4功率在约束范围的前提下，得到最优压力分布对应的吸气孔2吸气流量。由飞行状态和对应吸气流量组成的数据库与非线性插值模型(如预先训练的神经网络参数及其模型)输入到控制器6中。在实际飞行状态，飞行状态作为控制器6的输入参数。控制器6根据输入参数在预先输入的数据库中查询并利用预先输入的非线性插值模型得到对应的吸气孔2最佳流量，控制信号传输给流量阀5，流量阀5控制吸气管路3和吸气孔2的流量，达到预设的理想压力分布，至此流量控制完成。当飞行状态发生改变，控制器6重新查询流量并实施控制。

图3所示的机翼正处于巡航状态，如图给出的飞行高度为8000米，飞行速度为800公里/小时，机翼1迎角为0.73度。若不采用吸气控制措施，机翼1上表面的压力分布如机翼上方所示，机翼1上表面压力峰值之后压力变化平缓，稍后突然降低，表示机翼1上表面出现激波。理想的压力分布如机翼1下方所示，期望机翼1上表面的压力峰值不要过高，然后压力值随着流动方向降低，即上表面维持一定的顺压梯度。这样的好处在于能够使机翼上方保持较长距离的层流状态，减小摩擦阻力。然而在没有流动控制措施的前提下，仅靠气动外形的设计是不能达到这样的压力分布形态，通常说这样的压力分布是非物理的。借助于机翼1上表面的吸气，可以加速上表面气流的流动速度，形成顺压梯度，维持机翼上表面的层流状态。具体控制过程为：控制器6读取飞行状态，在数据库中查询到如机翼1下方所示的压力分布形态所对应的各个吸气孔2的流量，通过控制线7给流量阀5发出电信号，控制流量阀作动，同时气泵4处于工作状态，在吸气管路3中制造低压环境。最终相应流量的空气从各个吸气孔2进入吸气管路。此时机翼1上表面形成的压力分布即为理想状态的压力分布。机翼1表面上维持了较大长度的层流流动，阻力明显减小，提高了巡航效率。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。