CN102602541A - 采用等离子体激励器进行飞行器姿态控制的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种采用等离子体激励器进行飞行器姿态控制的方法，该方法是通过在机翼表面不同位置安装SDBD激励器和H型激励器而实现的，在所述SDBD激励器和H型激励器的裸露电极和覆盖电极之间通入高压高频电源，并通过改变激励器的激励条件来实现比例控制，达到对飞机飞行姿态的控制。本发明所设计的采用等离子体激励器进行飞行器姿态控制的方法克服了飞机传统的操纵舵面的不足，采用分布式等离子激励器代替飞机传统操纵舵面，从而减小飞机重量，摒弃复杂的姿态控制操纵系统，节省飞机燃油消耗并全面提升飞机的气动特性。

Description

采用等离子体激励器进行飞行器姿态控制的方法

技术领域

本发明属于流动控制技术领域，涉及到一种等离子体激励器实现对飞行器的气动力及气动力矩的控制。

背景技术

作用在飞行器上的外力有重力G，气动力R,发动机推力P。重力不能人为控制，通过控制相应的操纵机构可以控制P和R，从而改变飞行器的飞行轨迹，实现飞行控制。将P+R命名为可控力，沿着飞行速度和垂直于飞行速度的方向可分解为可控切向力和可控法向力，前者用来改变飞行器的飞行速度小，后者改变飞行器飞行速度的方向。对于通常飞机，调节发动机油门或打开减速板来调整可控切向力，从而达到调整飞行速度的目的。

可控法向力由以下方法实现：通过操纵副翼，飞机的倾斜姿态发生改变，造成升力Y方向发生变化；通过操纵升降舵，飞机的俯仰姿态发生改变，迎角发生变化，随之升力Y的大小也发生改变；通过操纵方向舵，飞机的偏航姿态发生改变，随之侧力Z也改变；如果同时改变飞机的俯仰﹑滚转和偏航姿态，则升力的大小和方向及侧力同时变化，从而实现飞机在空间的任何方向的操作。

但常规操纵舵面有其不足，包括舵面在大迎角飞行时效率低甚至完全失去效率，为飞行器的大迎角可控飞行带来安全隐患；同时，庞大复杂的操纵机构给飞机增加了许多额外的重量，燃油消耗也增加了许多，如何减少燃油消耗，增大航程，对军民飞机来说都是人们不断追求的目的；对军用飞机来说，无舵面也大大增加了飞行器的隐身性能。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种能够克服飞机传统的操纵舵面的不足，利用分布式等离子激励器代替飞机传统操纵舵面，减小飞机重量，摒弃复杂的姿态控制操纵系统，节省飞机燃油消耗并全面提升飞机气动特性的采用等离子体激励器进行飞行器姿态控制的方法。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：本发明设计了一种采用等离子体激励器进行飞行器姿态控制的方法，其特征在于：该方法是通过在机翼表面不同位置安装SDBD激励器和H型激励器而实现的，在所述SDBD激励器和H型激励器的裸露电极和覆盖电极之间通入高压高频电源，电极间的气体会被击穿而产生放电，SDBD激励器在顺电场方向产生壁面射流，H型激励器产生垂直于壁面的射流，同时伴随着冲击波注入效应、局部温度场改变，从而实现对机翼表面流场的控制，并通过改变激励器的激励条件，包括激励电压、调制频率和占空比，实现比例控制，达到对飞机飞行姿态的控制。

作为本发明的一种优化方法：所述飞机飞行姿态控制包括飞机升力的控制、飞机偏航力矩的控制、飞机俯仰力矩的控制和飞机滚转力矩的控制，其中包括如下具体操作：

飞机升力的控制，采用下列两种方式中的任意一种：

1.在飞行器的左右机翼前缘对称设置各一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极位于上表面的裸露电极前面；

2.在飞行器左右机翼的后缘对称设置各一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极位于上表面的裸露电极后面；

飞机偏航力矩的控制，采用下列五种方式中的任意一种：

1.在飞行器左机翼的前缘设置一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极位于上表面的裸露电极前面；

2.在飞行器左机翼的前缘设置一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极位于上表面的裸露电极前面，并在飞行器右机翼的后缘设置一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极位于上表面的裸露电极后面；

3.在飞行器左侧机翼的顺风面设置一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极位于上表面的裸露电极后面；

4.在飞行器左侧机翼的翼尖设置一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极靠近翼根方向，上表面的裸露电极靠近翼尖方向；

5.在飞行器左侧机翼的翼尖设置H型激励器；

飞机俯仰力矩的控制，采用下列两种方式中的任意一种：

1.在飞行器左右两侧机翼的前缘对称的各设置一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极位于上表面的裸露电极前面；

2.在位于飞行器机翼的最大厚度处设置一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极位于上表面的裸露电极后面；

飞机滚转力矩控制，采用下列三种方式中的任意一种：

1.在位于飞行器左侧机翼前缘设置一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极位于上表面的裸露电极前面；

2.在飞行器左机翼的前缘设置一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极位于上表面的裸露电极前面，在位于飞行器右侧机翼的后缘设置一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极位于上表面的裸露电极后面；

3.在飞行器左机翼的翼尖设置一个H型激励器。

本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

1.本发明所设计的采用等离子体激励器进行飞行器姿态控制的方法的等离子激励器结构简单﹑质量轻﹑厚度小﹑功率低。

2.本发明所设计的采用等离子体激励器进行飞行器姿态控制的方法采用等离子激励器产生各种气动力及力矩，在机翼上设置分布式等离子激励器来代替传统的操纵舵面，大大减少了飞机的重量。

3.本发明所设计的采用等离子体激励器进行飞行器姿态控制的方法舍弃了复杂的舵面控制系统，可以满足对飞机多航时和多航程的要求，并使飞机尤其是战斗机在大攻角下也有很好的控制效果。

附图说明

图1为典型表面介质阻挡放电（SDBD）等离子激励器结构示意图；

图2为本发明用于升力控制等离子激励器的设置方式图及效果图；

图3为本发明用于偏航力矩控制等离子激励器的设置方式图及效果图；

图4为H型等离子激励器结构示意图；

图5为本发明用于俯仰力矩控制等离子激励器的设置方式图及效果图；

图6为本发明用于滚转力矩控制等离子激励器的设置方式图及效果图；

图7为本发明对飞机偏航力矩的比例控制结果；

图8为本发明对飞机滚转力矩比例控制的结果；

图9为本发明分布式等离子激励器对飞行器飞行姿态方法概要图。

具体图标号如下：

1a-AC电源，1b-裸露电极，1c-诱导射流，1d-绝缘材料，1e-气动部件，1f-覆盖电极。

2a 编号为P2的激励器在飞机上的安装位置，图2b为P2激励器对升力的控制效果；

2c 编号为P8的激励器在飞机上的安装位置，图2d为P8激励器对升力的控制效果；

3a 编号为P1的激励器在飞机上的安装位置，图3b为 P1激励器对偏航力矩的控制效果；

3c 编号为P4的激励器在飞机上的安装位置，图3d为P4激励器对偏航力矩的控制效果；

3e 编号为P26的激励器在飞机上的安装位置，图3f 为P26激励器对偏航力矩的控制效果；

3g 编号为P14的激励器在飞机上的安装位置，图3h为 P14激励器对偏航力矩的控制效果；

3i 编号为P35的激励器在飞机上的安装位，图3j为P35激励器对偏航力矩的控制效果；

4a -AC电源，4b-裸露电极，4c-诱导射流，4d-绝缘材料，4e-气动部件，4f-覆盖电极；

5a 编号为P2的激励器在飞机上的安装位置，图5b为P2激励器对俯仰力矩的控制效果；

5c 编号为P20的激励器在飞机上的安装位，图5d为 P20激励器对俯仰力矩的控制效果；

6a 编号为P1的激励器在飞机上的安装位置，图6b为P1激励器对滚转力矩的控制效果；

6c 编号为P4的激励器在飞机上的安装位置，图6d为 P4激励器对滚转力矩的控制效果；

6e 编号为P35的激励器在飞机上的安装位置，图6f为P35激励器对滚转力矩的控制效果。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案进行详细说明：

如图1所示，所述介质阻挡放电激励器（SDBD）包括裸露电极（1b）、绝缘材料（1d）、气动部件（1e）和覆盖电极（1f），其电源（1a）为低温等离子体实验电源，放电方式包括：

1.    交流（AC）放电：

交流放电电压调节范围为0-30KV，中心频率选择范围是1KHZ到100KHZ，输出电压波形为正弦波；

2.脉冲电源：毫秒量级、微妙量级、纳秒量级、皮秒量级方式；

3.直流（DC）放电；

4.交流直流(AC+DC)混合放电。

在裸露电极（1b）和覆盖电极（1f）之间通入高电压，电极间的气体会被击穿而产生放电，顺电场方向产生壁面射流。若采用纳秒、皮秒脉冲放电方式，伴随着冲击波注入效应、局部温度场改变。

如图2所示，采用等离子激励器对飞机升力控制的实施方式，P2激励器（2a）对称的布置在机翼前缘，从机尾向机头看，下表面的覆盖电极（1f）位于上表面的裸露电极（1b）前面，在具体实施例中，两者的间距为1mm，电极长度占机翼展长的95%。

实验过程为，通过气动天平采集不加电源的升力数据，如图2b中的方形点连线所示，再设置各激励参数对打开电源，测量加电源的飞机升力数据，如图2b中的圆形点连线所示；

P8激励器（2c）对称的布置在机翼的前缘，个参数条件和P2激励器一样，区别是，从机尾向机头看，下表面的覆盖电极（1f）位于上表面的裸露电极（1b）后面，如图2d所示，为 P8激励器对升力的控制效果。

如图3所示，采用等离子激励器对飞机偏航力矩控制的实施方式，P1激励器（3a）布置在左机翼的前缘，从机尾向机头看，下表面的覆盖电极（1f）位于上表面的裸露电极（1b）前面，如图3b所示，为P1激励器对偏航力矩的控制效果；

P4激励器（3c）为左侧的激励器布置在机翼的前缘，右侧的激励器布置在后缘，从机尾向机头看，左侧激励器下表面的覆盖电极（1f）位于上表面的裸露电极（1b）前面，右侧激励器下表面的覆盖电极（1f）位于上表面的裸露电极（1b）后面，如3d所示，为P4激励器对偏航力矩的控制效果；

P26激励器（3e）布置在左侧机翼的顺风面，从机尾向机头看，下表面的覆盖电极（1f）位于上表面的裸露电极（1b）后面，如图3f所示，为P26激励器对偏航力矩的控制效果；

P14激励器（3g）位于左侧机翼的翼尖，占翼尖弦长的80%，从机尾向机头看，下表面的覆盖电极（1f）靠近翼根方向，上表面的裸露电极（1b）靠近翼尖方向，如图3h所示，为P14激励器对偏航力矩的控制效果；

在飞行器左侧机翼的翼尖设置P35激励器（3i），所述P35激励器（3i），为H型激励器布置在左侧机翼翼尖。

如图4所示，H型激励器由两对SDBD激励器对称组成，裸露电极（4b）位于激励器的外侧，覆盖电极（4f）位于激励器的内侧。以裸露电极与覆盖电极的中间线为基准，两对SDBD激励器的水平距离为37mm，两个裸露电极用导线相连，为同一电势，两个覆盖电极也用导线相连，也为同一电势，在两种电极之前加上高频高压电压，电极间的气体会被击穿而产生放电，产生垂直于壁面的射流，若采用纳秒、皮秒脉冲放电方式，主要由冲击波注入效应、局部温度场改变影响流场。如图3j所示，为P35激励器对偏航力矩的控制效果。

如图5所示，采用等离子激励器对飞机俯仰力矩控制的实施方式，P2激励器（5a）为两个SDBD激励器对称的布置在两侧机翼的前缘，从机尾向机头看，下表面的覆盖电极（1f）都位于上表面的裸露电极（1b）前面，如图5b所示，为 P2激励器对俯仰力矩的控制效果；

P20激励器（5c）位于机翼的最大后出处，从机尾向机头看，下表面的覆盖电极（1f）位于上表面的裸露电极（1b）后面，如图5d所示，为P20激励器对俯仰力矩的控制效果。

图6为用等离子激励器对飞机滚转力矩控制的实施方式，P1激励器（6a）位于左侧机翼前缘，从机尾向机头看，下表面的覆盖电极（1f）位于上表面的裸露电极（1b）前面，如图6b所示，为P1激励器对滚转力矩的控制效果；

P4激励器（6c）左侧的激励器位于机翼的前缘，从机尾向机头看，下表面的覆盖电极（1f）位于上表面的裸露电极（1b）前面，右侧的激励器位于机翼的后缘，从机尾向机头看，下表面的覆盖电极（1f）位于上表面的裸露电极（1b）后面，如图6d所示，为P4激励器对滚转力矩的控制效果；

P35激励器（6e）为H型激励器布置在左机翼的翼尖，如图6f所示，为P35激励器对滚转力矩的控制效果。

在具体的实验过程中，实现比例控制的方式为改变激励器的激条件，包括激励电压从5000伏逐渐增加到14000伏，调制频率从1HZ增加到f HZ，（                                                

，F⁺为无量纲的激励频率，f为即是调制频率，U_∞为相对于飞机或者模型来流速度）,占空比从1%增至100%，调节上述参数，控制效果也发生可控改变。

如图7所示，为改变激励占空比这种方式实现偏航力矩比例控制的结果。本发明用了占空比为0,20%，40%，60%四种方式展示了比例控制效果。

如图8所示，为改变占空比实现对飞机滚转力矩的控制结果。

如图9所示，在具体的实验实施过程中，来流风速为10m/s，通过不加激励器的飞机气动数据和加激励的气动数据对比，加激励后，升力系数，偏航，俯仰，滚转力矩系数都发生改变，也就是通过等离子激励器实现了对飞机气动力的控制，将多个激励器组合成分布式的激励器，就可以对飞行器的升力、俯仰力矩、偏航力矩、滚转力矩的增大和减小控制，也即可实现对飞机任意姿态的控制。

Claims (2)

1.一种采用等离子体激励器进行飞行器姿态控制的方法，其特征在于：该方法是通过在机翼表面不同位置安装SDBD激励器和H型激励器而实现的，在所述SDBD激励器和H型激励器的裸露电极和覆盖电极之间通入高压高频电源，电极间的气体会被击穿而产生放电，SDBD激励器在顺电场方向产生壁面射流，H型激励器产生垂直于壁面的射流，同时伴随着冲击波注入效应、局部温度场改变，从而实现对机翼表面流场的控制，并通过改变激励器的激励条件，包括激励电压、调制频率和占空比，实现比例控制，达到对飞机飞行姿态的控制。

2.根据权利要求1所述的采用等离子体激励器进行飞行器姿态控制的方法，其特征在于：所述飞机飞行姿态控制包括飞机升力的控制、飞机偏航力矩的控制、飞机俯仰力矩的控制和飞机滚转力矩的控制，其中包括如下具体操作：

飞机升力的控制，采用下列两种方式中的任意一种：

1.在飞行器的左右机翼前缘对称设置各一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极位于上表面的裸露电极前面；

2.在飞行器左右机翼的后缘对称设置各一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极位于上表面的裸露电极后面；

飞机偏航力矩的控制，采用下列五种方式中的任意一种：

1.在飞行器左机翼的前缘设置一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极位于上表面的裸露电极前面；

2.在飞行器左机翼的前缘设置一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极位于上表面的裸露电极前面，并在飞行器右机翼的后缘设置一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极位于上表面的裸露电极后面；

3.在飞行器左侧机翼的顺风面设置一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极位于上表面的裸露电极后面；

4.在飞行器左侧机翼的翼尖设置一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极靠近翼根方向，上表面的裸露电极靠近翼尖方向；

5.在飞行器左侧机翼的翼尖设置H型激励器；

飞机俯仰力矩的控制，采用下列两种方式中的任意一种：

1.在飞行器左右两侧机翼的前缘对称的各设置一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极位于上表面的裸露电极前面；

2.在位于飞行器机翼的最大厚度处设置一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极位于上表面的裸露电极后面；

飞机滚转力矩控制，采用下列三种方式中的任意一种：

1.在位于飞行器左侧机翼前缘设置一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极位于上表面的裸露电极前面；

2.在飞行器左机翼的前缘设置一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极位于上表面的裸露电极前面，在位于飞行器右侧机翼的后缘设置一个SDBD激励器，从机尾向机头看，所述SDBD激励器下表面的覆盖电极位于上表面的裸露电极后面；

3.在飞行器左机翼的翼尖设置一个H型激励器。

Images