基于周期式吹吸气的机翼流动控制系统及方法与流程

本发明属于航空航天流动控制，具体涉及基于周期式吹吸气的机翼流动控制系统及方法。

背景技术：

1、作为提高飞行器性能、降低能耗、提升有效载荷的重要手段，轻量化技术在航空航天领域具有极为重要的作用；轻量化对民用航空具有巨大的经济和绿色低碳效益，例如大型航空公司每架飞机减重100 千克，每年将减少油耗近5000吨，减少二氧化碳排放近15000吨，每年带来过亿元净收入。

2、以大型运输类飞机为例，在起飞和降落阶段，通常使用襟翼改善飞机的飞行性能；设计襟翼的主要目的是使飞机以更小的仰角和更低的速度实现起飞和降落，但是使用襟翼在增加升力的同时会带来更多的阻力，降低了升阻比和机翼效率，发动机必须增加足够的推力来抵抗襟翼带来的巨大阻力；此外，承受高气动载荷的大尺寸襟翼对控制系统的结构和强度要求显著增加了机翼重量，增大了燃油消耗；因此，如何降低襟翼的副作用显得尤为重要。

3、机翼环量控制技术从发动机引气并以高速吹过机翼后缘，利用柯恩达效应（coanda effect），即流体流过弯曲表面时倾向于附着在表面上而改变本来的流向，从而在无须改变迎角的情况下产生飞行器飞行控制所需的气动力和力矩，使气流起到虚拟襟翼的作用，不再需要活动操纵面。采用流动控制技术来代替传统铰接式襟翼、副翼和升降舵等操纵面实现飞行控制功能，最大程度地缓解甚至避免活动操纵面所带来的各种弊端，减轻飞行器的自身重量，使飞行器更轻、更快、隐身性更好。基于环量控制的射流飞行控制技术，需要较大的射流速度才能实现有效操纵，这决定了该技术很难直接从飞机外流场中获取足够高速的气流，因此，通常采用发动机引气或高速压气机的方式来实现，不可避免地消耗一定的发动机功率。在真正实现无操纵面射流飞行控制技术的成熟应用之前，仍然面临飞行控制系统的可靠性和供气系统的高效性等亟待解决的问题。

4、目前，现有技术中通常有以下两种解决方案：

5、一、采用涵道风扇进行上下式吹吸气控制，以提升机翼升力

6、现有技术还提供了一种基于涵道风扇的吹吸气控制系统，其通过控制涵道风扇的转动方向、转动速度对升力进行灵活调节。例如，申请号为202310397199.5的中国发明专利公开了一种基于涵道风扇驱动协同吹吸气的机翼流动控制系统，包括：对称地设置在飞机双侧机翼上的协同吹吸气模块，所述协同吹吸气模块包括：协同吹吸气区域，所述协同吹吸气区域设置在所述机翼上靠近后缘处的区域；该方案通过涵道风扇吹吸气有效减小了流动分离，同时也可以增大机翼等效弯度，从而为机翼带来显著的升力提升。

7、二、利用层流流动进行升力控制（采用前后吹气）

8、例如，公开号为cn101348170a的中国发明专利公开了一种具有层流流动控制和分离控制的机翼结构，该方案采用在机翼上翼面开设微孔和在机翼内设置气流通道，并在气流通道中设置吸气泵的方式对机翼进行层流流动控制。

9、但是，层流边界层对于结构表面的微小缺陷极为敏感。并且这些缺陷可能是由于飞机结构设计制造时不可避免的公差、各种气动部件（如机翼/机身）连接处的存在以及机头、机翼前缘和发动机短舱表面附着的灰尘等所引起，在实际应用过程中将难以避免。所以将层流控制技术应用于飞机机翼等关键部件表面实际上仍然存在诸多技术难点。

10、针对上述问题，目前亟需一种结构更简单、成本更低，同时效果更好的机翼流动控制系统。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供基于往复泵驱动周期式吹吸气的机翼流动控制系统，以部分地缓解或解决上述问题，为大型飞机提供一种吹吸气控制方案，以改善机翼气动性能。

2、为了解决上述所提到的技术问题，本发明具体采用以下技术方案：基于往复泵驱动周期式吹吸气的机翼流动控制系统，包括设置于飞机襟翼上的至少一个第一吹吸气机构，所述第一吹吸气机构包括分别连通的第一通道、第一腔室和第二通道，所述第一通道的进气端设置于所述襟翼的上表面，所述第二通道的出气端设置于所述襟翼的下表面，所述第一腔室内滑动设置有第一活塞，所述第一活塞的端面与所述第一腔室的内壁，以及所述第一通道和所述第二通道配合形成第一储气空间；

3、还包括用于驱动所述第一活塞在所述第一腔室内滑动的驱动机构；

4、当所述第一吹吸气机构处于吸气状态时，所述第一通道和所述第二通道分别为打开和关闭状态，所述第一活塞向所述第一腔室的第一端滑动，此时空气经由所述第一通道进入所述第一储气空间储存；

5、当所述第一吹吸气机构处于吹气状态时，所述第一通道和所述第二通道分别为关闭和打开状态，所述第一活塞向所述第一腔室的第二端滑动，此时所述第一储气空间中的空气经由所述第二通道排出；

6、使得所述第一吹吸气机构能够进行周期式交替吹吸气。

7、作为一种改进，还包括至少一个第二吹吸气机构，所述第二吹吸气机构包括依次设置的第三通道、第二腔室和第四通道，所述第三通道的进气端设置于所述襟翼的上表面，所述第四通道的出气端设置于所述襟翼的下表面，所述第二腔室内滑动设置有第二活塞，所述第二活塞将所述第二腔室划分为第一空间和第二空间；

8、所述第三通道的出气端向两侧延伸并分别与所述第一空间和所述第二空间的进气端连通，所述第四通道的进气端向两侧延伸并分别与所述第一空间和所述第二空间的出气端连通；

9、所述驱动机构还用于驱动所述第二活塞在所述第二腔室内滑动；

10、当所述第二活塞向所述第一空间的方向滑动时，所述第一空间的进气端和所述第二空间的出气端关闭，所述第一空间的出气端和所述第二空间的进气端打开，此时第一空间内的空气经由所述第四通道排出；同时所述襟翼外部的空气经由所述第三通道进入所述第二空间储存；

11、当所述第二活塞向所述第二空间的方向滑动时，所述第一空间的进气端和所述第二空间的出气端打开，所述第一空间的出气端和所述第二空间的进气端关闭，此时第二空间内的空气经由所述第四通道排出；同时所述襟翼外部的空气经由所述第三通道进入所述第一空间储存；

12、使得所述第二吹吸气机构能够进行周期式同步吹吸气。

13、作为一种改进，还包括第三吹吸气机构，所述第三吹吸气机构包括第五通道、第三腔室和第六通道，所述第五通道的进气端设置于所述襟翼的上表面，所述第六通道的出气端设置于所述襟翼的上表面或后缘端部，所述第三腔室内滑动设置有第三活塞，所述第三活塞的端面与所述第三腔室的内部，以及所述第五通道和所述第六通道配合形成第二储气空间；所述驱动机构还用于驱动所述第三活塞滑动。

14、作为一种改进，所述襟翼沿前缘至后缘方向依次被划分为第一区域和第二区域，所述第一吹吸气机构设置于所述第一区域处，所述第三吹吸气机构设置于所述第二区域处；

15、在第一状态下，所述襟翼相对主翼展开，此时所述第一区域和所述第二区域均为暴露状态；

16、在第二状态下，所述襟翼收起并位于主翼下方，此时所述第一区域被所述主翼覆盖，从而限制空气进入所述第一吹吸气机构，所述第二区域为暴露状态。

17、作为一种改进，所述第一状态对应飞机起飞和降落状态，所述第二状态对应飞机巡航状态。

18、作为一种改进，所述第一吹吸气机构的进气端和出气端设置有电控阀门；所述第二吹吸气机构的进气端和出气端设置有电控阀门，或者所述第二吹吸气机构的进气端和出气端不设置阀门。

19、本技术还提供了一种基于周期式吹吸气的机翼流动控制方法，包括步骤：

20、s100提供基于周期式吹吸气的机翼流动控制系统，所述机翼流动控制系统包括：至少一个第二吹吸气机构，所述第二吹吸气机构包括依次设置的第三通道、第二腔室和第四通道，所述第三通道的进气端设置于襟翼的上表面，所述第四通道的出气端设置于所述襟翼的下表面，所述第二腔室内滑动设置有第二活塞，所述第二活塞将所述第二腔室划分为第一空间和第二空间；所述第三通道的出气端向两侧延伸并分别与所述第一空间和所述第二空间的进气端连通，所述第四通道的进气端向两侧延伸并分别与所述第一空间和所述第二空间的出气端连通；

21、s101当所述飞机处于第一状态时，获取飞机所需的第一升力提升数值，所述第一状态包括：起飞状态和/或降落状态；

22、s102根据所述第一升力提升数值控制所述第二吹吸气机构的第一工作状态；其中，s102包括：当所述第一升力提升数值小于或等于预设的第一提升阈值时，使得所述第一空间和所述第二空间中一个空间关闭，一个空间开启；当所述第一升力提升数值大于所述第一提升阈值时，使得所述第一空间和所述第二空间同时开启。

23、作为一种改进，所述飞机的襟翼上设置有多个所述第二吹吸气机构，对应地，所述方法还包括：

24、s103针对多个所述第二吹吸气机构分别选取多个周期运动函数，所述周期运动函数用于描述所述活塞在第一时刻t下的振幅、频率ω和初相位等运动参数；其中，至少两个所述周期运动函数具有相位差；

25、s104利用预设的流量计算规则通过所述第一时刻t、振幅、频率ω和初相位等运动参数计算所述吹吸气机构在至少一个周期下的多个第二时刻下的总质量流量；所述流量计算规则为：（1）利用质量流量函数表征其中一个所述周期运动函数所对应的质量流量；（2）确定其余至少一个周期运动函数与步骤（1）中所述周期运动函数的至少一个相位差，并采用表征对应所述其余至少一个周期运动函数所对应的质量流量；（3）通过多个周期运动函数的质量流量计算得到多个第二时刻下的总的质量流量；

26、s105判断所述质量流量是否符合预设流量评估规则，其中，所述流量评估规则要求大于设定质量流量阈值的质量流量差值的数量小于第一数量；其中，所述质量流量差值为相邻两个第二时刻下的质量流量之间的差值；若是，则采用当前的所述多个周期运动函数分别控制所述第二吹吸气机构进行周期式运动；若否，则修改对应的所述相位差。

27、作为一种改进，所述襟翼沿前缘至后缘方向依次被划分为第一区域和第二区域，所述飞机为起飞/降落状态时，所述第一区域和所述第二区域均为暴露状态；所述飞机为巡航状态时，所述第一区域被所述飞机的机翼覆盖，所述第二区域为暴露状态；且所述机翼流动控制系统还包括：设置于所述第二区域处的所述第三吹吸气机构，所述第三吹吸气机构包括：第五通道、第三腔室和至少一个第六通道，所述第五通道的进气端设置于所述襟翼的上表面，所述至少一个第六通道包括：第一子通道和第二子通道，所述第一子通道的出气端设置于所述襟翼的上表面，所述第二子通道的出气端设置在所述襟翼的后缘端部。

28、作为一种改进，该方法还包括：

29、s106当所述飞机处于第二状态时，获取所述飞机所需的第二升力提升数值，所述第二状态包括：巡航状态；

30、s107根据所述第二升力提升数值控制所述第三吹吸气机构的第二工作状态；其中，s107包括：当所述第二升力提升数值小于或等于预设的第二升力提升阈值时，保持所述第一子通道开启，所述第二子通道关闭；当所述第二升力提升数值大于所述第二升力提升阈值时，保持所述第一子通道关闭，所述第二子通道开启。

31、本发明的原理及有益效果在于：

32、1、本技术通过设计动静协同的分区设置式的襟翼，具体地，根据襟翼在不同工作状态下的特点将襟翼划分为第一区域和第二区域（也即静态分区设置），并在不同区域设置不同类型的吹吸气机构。

33、这种动静协同方案一方面可以根据飞机的不同飞行状态，动态调节襟翼不同区域上的吹吸气机构的启闭，在适应机翼本身特点的情况下有效改善了机翼的气动性能；同时，针对各个区域，还能够进一步地通过调节吹吸气结构的通道数量或位置对升力提升效果进行动态管理。

34、例如，通过对不同的吹吸气机构进行动态管理，例如在升力值提升需求较大的时候打开第二吹吸气机构的双通道，升力值提升需求较小时打开单个通道，可有效对升力值提升大小实时进行调节，以满足不同飞行状态下的升力值提升需求。同时在升力提升值较大的情况下有效减小升力值的波动，提升了安全性。

35、2、更进一步，针还对多个吹吸气机构的协调工作需求，本技术还提出了一种对不同吹吸气结构的工作相位差进行相位评估的方法；使得各个吹吸气机构能够利用相位差设计进行协同配合，以在较大程度提升升力的基础上，确保升力提升的稳定性（或者说，减小升力提升过程中的波动程度，提升安全性）。

36、综上，本方案综合提供了一种分区合理、能够对机翼升力值进行灵活调控的机翼流动控制系统及方法，大大改善了机翼的气动性能。