CN109592017A - 一种飞翼布局飞行器气动力矩控制装置及控制方法 - Google Patents
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Abstract
公开一种飞翼布局飞行器气动力矩控制装置，包括：飞翼布局飞行器前缘装有四段分布式等离子体激励器，四通道高压短脉冲等离子体电源位于飞翼布局飞行器内部，为等离子体激励器供电；每个等离子体激励器都包括绝缘介质层、上表面电极和下表面电极；控制器与陀螺仪电连接，通过控制两侧机翼的等离子体激励器的开闭，可以在大迎角飞行时提升飞机的上升力，防止飞机失速。还提供一种相应的方法，在飞行时及时调整飞行姿态，避免由于飞机舵面失效不能控制飞机姿态而导致事故情况的发生；在自动驾驶时通过陀螺仪对两侧等离子体激励器的实时控制，从而实时改变飞机的纵向力矩和横向力矩，抵消由于不稳定气流带来的飞机颠簸，增加飞机的稳定性。
Description
技术领域
本发明涉及等离子体气动激励的新概念主动流动控制技术，具体涉及在脉冲介质阻挡放电等离子体气动激励下，一种飞翼布局飞行器气动力矩控制装置及控制方法。
背景技术
无尾飞翼气动布局具有增升、减阻、减重和减小雷达散射面积等优势。但是无尾布局的飞翼布局飞行器，取消了平尾和垂尾，没有常规布局的升降舵、方向舵等操纵舵面，使飞翼存在以下气动问题：一是最大升力系数较低；二是纵向稳定性较差，由于飞翼取消了平尾，随着攻角的增加，飞机的气动中心前移，容易产生抬头力矩；三是大攻角下操纵舵面的效率低，由于飞翼的操纵舵面面积较小，且力臂较短，加之大攻角时发生的流动分离，这些因素都降低了操纵效率；四是流动非对称问题，由于两侧机翼不是同时发生失速，容易造成飞机的滚转，对飞机的操纵性和安全性带来极大挑战。这就要求飞翼上各种操纵面和推力矢量等装置共同作用来产生所需的各种力和力矩，但相应地也增加了操纵的难度。
而主动流动控制技术的发展为其提供了一种创新性的解决思路。目前主动流动控制的主要方法包括：吹/吸气、微射流、零质量射流、等离子体激励、以及智能材料等。等离子体激励器响应迅速、频带宽、结构简单，在飞行器的性能改善及主动控制等方面具有广阔的应用前景。
目前，国际和国内对于等离子体激励用于提高飞翼气动性能上的研究上还比较初步，集中在毫秒脉冲等离子体激励方面，实验来流速度都较低；采用高压短脉冲(微秒级～纳秒级)驱动激励器可提高等离子体激励改善飞翼气动特性的能力。目前采用等离子体进行飞翼力矩控制专利不多，仅有的中航工业气动院申请的是控制横向稳定性，没有采用分布式的激励器布置方式，也没有针对纵向力矩控制。而公开的相关文献主要是的飞翼大迎角流动分离控制。
发明内容
本发明的目的是提供一种飞翼布局飞行器气动力矩控制装置及控制方法，采用分布式激励布局，解决纵向和横向的力矩控制问题。
本发明的飞翼布局飞行器气动力矩控制装置，包括：
飞翼布局飞行器1，飞翼布局飞行器1的前缘装有四段分布式等离子体激励器，分别为：右翼前部等离子体激励器2、右翼后部等离子体激励器4、左翼前部等离子体激励器3、左翼后部等离子体激励器5，左机翼和右机翼对称；
四通道高压短脉冲等离子体电源6，其位于飞翼布局飞行器1内部，为四段分布式等离子体激励器供电，即具有四个输出同样的通道；四通道高压短脉冲等离子体电源6的正端与四段分布式等离子体激励器的上表面电极10电连接，负端与四段分布式等离子体激励器的地线端7电连接；并且
在机翼沿与前缘垂直的方向取翼型剖面时，每个等离子体激励器都包括绝缘介质层11、上表面电极10和下表面电极12；其中
绝缘介质层11，其顺着前缘的气动型面从前缘外面包裹住前缘，向机翼上下两侧延伸；
上表面电极10，其嵌入绝缘介质层11的外表面，其位置大致处在紧邻前缘外边沿的上表面处，上表面电极10的形状贴合机翼的形状；上表面电极10与四通道高压短脉冲等离子体电源6正端电连接；
下表面电极12，其嵌入绝缘介质层11的下表面，夹在绝缘介质层11与机翼之间，下表面电极12至少从上表面电极10最右端向下投影的位置开始，向右延伸到接近绝缘介质层11最右端；下表面电极12与四通道高压短脉冲等离子体电源的地线端7电连接；并且
由上表面电极10、下表面电极12和绝缘介质层11形成的等离子体激励器整体为薄片，该薄片嵌入前缘，其外表面与机翼外表面齐平且连接顺滑，不会改变机翼的形状；其内表面与机翼紧密连接；上表面电极10、下表面电极12和绝缘介质层11紧密结合成一个整体；等离子体激励器与机翼外表面之间通过粘合方式结合；
航姿系统9，其布置在飞翼布局飞行器1接近头部位置处，用于检测飞翼布局飞行器1的飞行姿态，输出电信号；
飞控计算机8，其接收来自航姿系统9的电信号，据此判断飞行姿态，根据飞行姿态产生并发送控制信号，触发四通道高压短脉冲等离子体电源6工作，四通道高压短脉冲等离子体电源6驱动相应的等离子体激励器(2、3、4、5)放电，产生相应的流动控制效果，进而通过改变飞翼气动力分布产生控制力矩；飞控计算机8的位置根据飞机配重情况灵活放置。
在本发明的一个实施例中，上表面电极10与下表面电极12分别通过磁控溅射或粘贴的方式嵌入到绝缘介质层上预留的槽中，从而与绝缘介质层11成为一个整体。
在本发明的一个实施例中，上表面电极10与下表面电极12的宽度不相等，下表面电极12的宽度大于上表面电极10的宽度，上表面电极10与下表面电极12沿长度方向上平行。
在本发明的另一个实施例中，下表面电极12左端有一部分与上表面电极10的向下投影重叠。
在本发明的一个实施例中，，绝缘介质层11顺着前缘的气动型面从前缘外面包裹住前缘，向机翼上下两侧延伸1～3厘米；绝缘介质层11最厚处，即未嵌入上表面电极10、下表面电极12处的厚度范围为0.01～0.1mm mm；绝缘介质层11的宽度，即绝缘介质层11向机翼上表面或下表面延伸的长度，必须大于上表面电极10左端至下表面电极12右端之间的距离，绝缘介质层11的宽度在3～6cm范围内；上表面电极10和下表面电极12厚度为0.02～0.1mm；上表面电极10宽度为2～5mm；下表面电极12宽度为5～15mm；四通道高压短脉冲等离子体电源6的电压脉宽范围为0.5μs～500μs，电压峰值范围为6kV～20kV，高压脉冲频率范围为500～5000Hz。
在本发明的一个具体实施例中，绝缘介质层11顺着前缘的气动型面从前缘外面包裹住前缘，向机翼上下两侧延伸1.5厘米；绝缘介质层11最厚处0.2mm；绝缘介质层11的宽度4cm；上表面电极10和下表面电极12为金属铜制成，厚度为0.02mm；上表面电极10宽度为3mm；下表面电极12宽度为10mm；绝缘介质层11的材料为类似聚四氟乙烯、J133环氧树脂涂层或Kapton胶带等相对介电常数在2～5范围内的绝缘材料制成。
还提供一种飞翼布局飞行器气动力矩控制控制方法，采用高压短脉冲介质阻挡放电等离子体流动控制技术，将等离子体激励器布置在飞翼布局飞行器1的翼面前缘0～2％弦长内，等离子体激励器设有绝缘介质层11，绝缘介质层11上装有上表面电极10和下表面电极12，上表面电极10和下表面电极12错开平行布置，在长度方向上可有部分重叠，上表面电极10裸露在空气中，下表面电极12被覆盖在绝缘介质层以下；上表面电极10和下表面电极12分别与四通道高压短脉冲等离子体电源6的正负端电连接，其中，四通道高压短脉冲等离子体电源6的正端接上表面电极10，四通道高压短脉冲等离子体电源6的地线端7接下表面电极12；当四通道高压短脉冲等离子体电源6输出周期性短脉冲高压电时，飞翼布局飞行器前缘的各个等离子体激励器(2、3、4、5)电离空气，形成等离子体，等离子体在电场的作用下运动，一方面瞬间放电向流场注入热能使局部空气瞬间被加热，瞬间热效应形成周期性的压力扰动，局部诱导周期性压缩波，通过翼面附面层内外流动掺混和翼面流动频率耦合的作用抑制流动分离，从而改变翼面气动力。
在本发明的实施例中，，在飞翼布局飞行器1自动驾驶飞行时，易受阵风扰动，操纵舵面负载较大，操纵力不足，此时，通过等离子体激励器的分布式布置和选择性的开启，从而改变纵向和横向气动力矩；在飞翼布局飞行器1手动驾驶飞行时，通过等离子体激励器的分布式布置和选择性的开启，操纵舵面负载较大，操纵力不足，从而补偿纵向和横向气动力矩。
具体实施时，通过布置在飞翼布局飞行器1接近头部位置处的航姿系统9检测飞翼布局飞行器1的飞行姿态，并将电信号发送给飞控计算机8，飞控计算机8的位置根据飞机配重情况灵活放置；飞控计算机8根据航姿系统9发送的电信号判断飞行姿态，根据飞行姿态产生并发送控制信号触发四通道高压短脉冲等离子体电源6工作，驱动相应的等离子体激励器(2、3、4、5)放电，产生相应的流动控制效果，进而通过改变飞翼气动力分布产生控制力矩。
在本发明的具体实施例中，当飞翼布局飞行器处于自动驾驶状态，飞控计算机8将航姿系统9传递的飞机姿态与给定姿态比较，产生控制信号，对等离子体电源进行控制，触发相应的激励器，修正飞机姿态。
对于自动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞翼受到扰动产生抬头力矩时，或者舵面难以产生足够的纵向力矩使飞机低头时，开启后右翼后部等离子体激励器4和左翼后部等离子体激励器5，激励器放电产生等离子体控制流场，使后翼段升力增大，产生低头力矩；反之，当需要产生抬头力矩时，开启右翼前部等离子体激励器2和左翼前部等离子体激励器3，使前翼段升力增大，产生抬头力矩；
对于自动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞控计算机8判断飞翼布局飞行器1向左偏移时，飞控计算机8触发四通道高压短脉冲等离子体电源6向左翼前部等离子体激励器3和左翼后部等离子体激励器5供电，左翼等离子体激励器将提升左侧机翼升力，直至飞行姿态恢复正常；
对于自动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞控计算机8判断飞翼布局飞行器1向右偏移时，飞控计算机8触发四通道高压短脉冲等离子体电源6向右翼前部等离子体激励器2和右翼后部等离子体激励器4供电，右翼等离子体激励器将提升右侧机翼升力，直至飞行姿态恢复正常；
对于自动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞翼布局飞行器1正常飞行的过程中，如果飞控计算机8判断飞行姿态正常，则不动作；
当飞翼布局飞行器处于手动驾驶状态，被操纵而转变姿态，俯仰或者偏航时，飞控计算机8根据驾驶杆位置信号，触发相应的激励器，产生操纵力，对舵面进行补偿；
对于手动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞控计算机8判断飞翼布局飞行器1驾驶杆向前推偏移时，飞控计算机8触发四通道高压短脉冲等离子体电源6开启右翼后部等离子体激励器4和左翼后部等离子体激励器5，使后翼段升力增大，产生低头力矩，补偿舵面操纵力；
对于手动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞控计算机8判断飞翼布局飞行器1驾驶杆向后拉偏移时，飞控计算机8触发四通道高压短脉冲等离子体电源6开启右翼前部等离子体激励器2和左翼前部等离子体激励器3，使前翼段升力增大，产生抬头力矩，补偿舵面操纵力；
对于手动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞控计算机8判断飞翼布局飞行器1驾驶杆向左偏移时，飞控计算机8触发四通道高压短脉冲等离子体电源6向右翼前部等离子体激励器2和右翼后部等离子体激励器4供电，右翼等离子体激励器将提升右侧机翼升力，补偿舵面操纵力，使飞机左偏；
对于手动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞控计算机8判断飞翼布局飞行器1驾驶杆向右偏移时，飞控计算机8触发四通道高压短脉冲等离子体电源6向左翼前部等离子体激励器3和左翼后部等离子体激励器5供电，左翼等离子体激励器将提升左侧机翼升力，补偿舵面操纵力，使飞机右偏；
对于手动驾驶状态的飞翼布局飞行器，如果飞控计算机8判断飞翼布局飞行器1的驾驶杆没有运动，则不触发等离子体电源，激励器不工作。
本发明的飞翼布局飞行器气动力矩控制装置具有响应迅速、频带宽、结构简单等优点，在分离流和旋涡控制方面具有广泛的应用前景。
附图说明
图1为本发明一种飞翼布局飞行器气动力矩控制装置的整体结构示意图；
图2为图1中机翼取的翼型截面时，等离子体激励器安装位置和连接图；
图3为一种飞翼布局飞行器气动力矩控制方法的控制流程图。
附图标记说明：1-飞翼布局飞行器；2-右翼前部等离子体激励器；3-左翼前部等离子体激励器；4-右翼后部等离子体激励器；5-左翼后部等离子体激励器；6-四通道高压短脉冲等离子体电源；7-高压短脉冲等离子体电源接地线；8-飞控计算机；9-航姿系统；10-等离子体激励器上表面电极；11-等离子体激励器绝缘介质层；12-等离子体激励器下表面电极；13-等离子体激励器产生的流场扰动。
具体实施方式
以下将结合附图，对本发明进行详细说明：
本发明分布式的激励布局瞄准纵向和横向的力矩控制。如图1所示，提供一种飞翼布局飞行器气动力矩控制装置，包括：飞翼布局飞行器1，飞翼布局飞行器1的前缘装有四段分布式等离子体激励器(2、3、4、5)，包括右翼前部等离子体激励器2、右翼后部等离子体激励器4、左翼前部等离子体激励器3、左翼后部等离子体激励器5，左机翼和右机翼对称。飞翼布局飞行器1的内部装有四通道高压短脉冲等离子体电源6，四通道高压短脉冲等离子体电源6为四段分布式等离子体激励器(2、3、4、5)供电，四通道高压短脉冲等离子体电源6的正端与四段分布式等离子体激励器(2、3、4、5)的上表面电极10电连接，电源6的负端与四段分布式等离子体激励器的地线端7电连接。
如图2所示，在机翼沿与前缘垂直的方向取翼型剖面时，每个等离子体激励器都包括绝缘介质层11、上表面电极10和下表面电极12。绝缘介质层11顺着前缘的气动型面从前缘外面包裹住前缘，向机翼上下两侧延伸，约1～3厘米，优选为1.5厘米。上表面电极10嵌入绝缘介质层11的外表面，其位置大致处在紧邻前缘外边沿的上表面处，上表面电极10的形状贴合机翼的形状。下表面电极12嵌入绝缘介质层11的下表面，夹在绝缘介质层11与机翼之间，下表面电极12至少从上表面电极10最右端向下投影的位置开始，也可以有一部分(左端的一部分)与上表面电极10的向下投影重叠，向右延伸到接近绝缘介质层11最右端，但不能超出绝缘介质层11最右边界。由上表面电极10、下表面电极12和绝缘介质层11形成的等离子体激励器整体为一定厚度的薄片，该薄片嵌入前缘，其外表面与机翼外表面齐平且连接顺滑，不会改变机翼的形状；其内表面与机翼紧密连接。上表面电极10、下表面电极12和绝缘介质层11紧密结合成一个整体。在本发明的一个实施例中，上表面电极10与下表面电极12分别通过磁控溅射或粘贴的方式嵌入到绝缘介质层11上预留的槽中，从而与绝缘介质层11成为一个整体。此外，上表面电极10与下表面电极12的宽度可以不相等，通常下表面电极12的宽度大于上表面电极10的宽度，但上表面电极10与下表面电极12沿长度方向上平行。等离子体激励器与机翼外表面之间通过诸如DuPont Pyralux LF粘胶的粘合方式进行粘合。上表面电极10与四通道高压短脉冲等离子体电源6正端电连接，下表面电极12与四通道高压短脉冲等离子体电源的地线端7电连接。
在本发明的实施例中，绝缘介质层11的材料为类似聚四氟乙烯、J133环氧树脂涂层或Kapton胶带等相对介电常数在2～5范围内的绝缘材料制成，其最宽处(即未嵌入上表面电极10、下表面电极12处)的厚度范围为0.1～1.0mm，优选0.2mm；绝缘介质层11的宽度(即绝缘介质层11向机翼上表面或下表面延伸的长度)必须大于上表面电极10左端至下表面电极12右端之间的距离，通常，绝缘介质层11的宽度在3～6cm范围内，优选4cm。上表面电极10和下表面电极12为铜电极，厚度为0.01～0.1mm，优选0.02mm；上表面电极10宽度为2～5mm，优选3mm；下表面电极12宽度为5～15mm，优选10mm。四通道高压短脉冲等离子体电源6的电压脉宽范围为0.5μs～500μs，电压峰值范围为6kV～20kV，高压脉冲频率范围为500～5000Hz。飞翼布局飞行器的速度范围0.1～0.6Ma。四通道高压短脉冲等离子体电源6具有四个输出同样的通道。
本发明还提供一种飞翼布局飞行器气动力矩控制控制方法，该方法采用高压短脉冲介质阻挡放电等离子体流动控制技术，将等离子体激励器布置在飞翼布局飞行器的翼面前缘0～2％弦长内，等离子体激励器设有绝缘介质层11，绝缘介质层11上装有上表面电极10和下表面电极12，上表面电极10和下表面电极12错开平行布置，在长度方向上可有部分重叠，上表面电极10裸露在空气中，下表面电极12被覆盖在绝缘介质层以下；上表面电极10和下表面电极12与四通道高压短脉冲等离子体电源6电连接，其中，四通道高压短脉冲等离子体电源6的正端接上表面电极10，四通道高压短脉冲等离子体电源6的地线端7接下表面电极12。当四通道高压短脉冲等离子体电源6输出周期性短脉冲高压电时，飞翼布局飞行器前缘的各个等离子体激励器(2、3、4、5)电离空气，形成等离子体，等离子体在电场的作用下运动，一方面瞬间放电向流场注入热能使局部空气瞬间被加热，瞬间热效应形成周期性的压力扰动，局部诱导周期性压缩波，通过翼面附面层内外流动掺混和翼面流动频率耦合的作用抑制流动分离，从而改变翼面气动力。尤其是在飞翼布局飞行器1起飞和着陆进行大迎角飞行时，易受阵风扰动，操纵舵面负载较大，操纵力不足，此时，通过等离子体激励器的分布式布置和选择性的开启，从而改变纵向和横向气动力矩。
如图3所示，具体实施时，通过布置在飞翼布局飞行器1接近头部位置处的航姿系统9检测飞翼布局飞行器1的飞行姿态，并将电信号发送给飞控计算机8，飞控计算机8的位置根据飞机配重情况灵活放置。飞控计算机8根据航姿系统9发送的电信号判断飞行姿态，根据飞行姿态产生并发送控制信号触发四通道高压短脉冲等离子体电源6工作，驱动相应的等离子体激励器(2、3、4、5)放电，产生相应的流动控制效果，进而通过改变飞翼气动力分布产生控制力矩。
当飞翼布局飞行器处于自动驾驶状态，飞控计算机8将航姿系统9传递的飞机姿态与给定姿态比较，产生控制信号，对等离子体电源进行控制，触发相应的激励器，修正飞机姿态。
对于自动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞翼受到扰动产生抬头力矩时，或者舵面难以产生足够的纵向力矩使飞机低头时，开启后右翼后部等离子体激励器4和左翼后部等离子体激励器5，激励器放电产生等离子体控制流场，使后翼段升力增大，产生低头力矩；反之，当需要产生抬头力矩时，开启右翼前部等离子体激励器2和左翼前部等离子体激励器3，使前翼段升力增大，产生抬头力矩；
对于自动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞控计算机8判断飞翼布局飞行器1向左偏移时，飞控计算机8触发四通道高压短脉冲等离子体电源6向左翼前部等离子体激励器3和左翼后部等离子体激励器5供电，左翼等离子体激励器将提升左侧机翼升力，直至飞行姿态恢复正常；
对于自动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞控计算机8判断飞翼布局飞行器1向右偏移时，飞控计算机8触发四通道高压短脉冲等离子体电源6向右翼前部等离子体激励器2和右翼后部等离子体激励器4供电，右翼等离子体激励器将提升右侧机翼升力，直至飞行姿态恢复正常；
对于自动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞翼布局飞行器1正常飞行的过程中，如果飞控计算机8判断飞行姿态正常，则不动作。
当飞翼布局飞行器处于手动驾驶状态，被操纵而转变姿态(俯仰或者偏航)时，飞控计算机8根据驾驶杆位置信号，触发相应的激励器，产生一定的操纵力，对舵面进行补偿。
对于手动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞控计算机8判断飞翼布局飞行器1驾驶杆向前推偏移时，飞控计算机8触发四通道高压短脉冲等离子体电源6开启右翼后部等离子体激励器4和左翼后部等离子体激励器5，使后翼段升力增大，产生低头力矩，补偿舵面操纵力；
对于手动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞控计算机8判断飞翼布局飞行器1驾驶杆向后拉偏移时，飞控计算机8触发四通道高压短脉冲等离子体电源6开启右翼前部等离子体激励器2和左翼前部等离子体激励器3，使前翼段升力增大，产生抬头力矩，补偿舵面操纵力；
对于手动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞控计算机8判断飞翼布局飞行器1驾驶杆向左偏移时，飞控计算机8触发四通道高压短脉冲等离子体电源6向右翼前部等离子体激励器2和右翼后部等离子体激励器4供电，右翼等离子体激励器将提升右侧机翼升力，补偿舵面操纵力，使飞机左偏；
对于手动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞控计算机8判断飞翼布局飞行器1驾驶杆向右偏移时，飞控计算机8触发四通道高压短脉冲等离子体电源6向左翼前部等离子体激励器3和左翼后部等离子体激励器5供电，左翼等离子体激励器将提升左侧机翼升力，补偿舵面操纵力，使飞机右偏；
对于手动驾驶状态的飞翼布局飞行器，如果飞控计算机8判断飞翼布局飞行器1的驾驶杆没有运动，则不触发等离子体电源，激励器不工作。
本发明的飞翼布局飞行器气动力矩控制控制装置通过航姿系统9检测飞翼布局飞行器1的飞行姿态，并将电信号发送给飞控计算机8，飞控计算机8根据航姿系统9发送的电信号判断飞行姿态。四通道高压短脉冲等离子体电源6根据飞控计算机信号决定离子体激励器是否工作，进而调整飞行姿态；在飞翼大迎角飞行时，通过控制两侧机翼的等离子体激励器，一方面可以在大迎角飞行时，机翼两侧的四组等离子体激励器放电后可以抑制大迎角引起的流动分离，提升飞机升力，防止飞机失速；另一方面在较大迎角下舵面流动分离导致舵面效率降低或不稳定气流带来飞机颠簸，可通过开启前两组或后两组等离子体激励产生一定的纵向力矩，也可通过开启左两组或右两组等离子体激励产生一定的横向力矩，及时调整飞行姿态，避免飞机控制舵面失效而导致事故发生，增加飞机的稳定性。在本发明的一个具体实施例中，本装置中的采用的航姿系统9，不局限于某种具体型号的产品，比如可采用陕西航天长城测控有限公司生产的MEMS陀螺仪，型号为HTG-1200。本发明中的飞控计算机8不局限于某种具体型号的产品，当飞机在自动驾驶状态，飞控计算机8将航姿系统9传递的飞机姿态与给定姿态比较。当飞机处于被操纵而转变姿态(俯仰或者偏航)时，飞控计算机8根据驾驶杆位置信号，触发相应的激励器，产生一定的操纵力，对舵面进行补偿。
绝缘介质层11的材料为类似聚四氟乙烯、J133环氧树脂涂层或Kapton胶带等相对介电常数在2～5范围内的绝缘材料制成，以喷涂或粘贴的方式固定到模型机翼表面，厚度为0.1～1.0mm，宽度方向完全覆盖下表面电极。等离子体激励器上下表面电极预埋在绝缘介质层中，等离子体激励器的裸露表面与机翼型面重合。
本装置适用飞翼布局飞行器低速至亚音速范围飞行，速度范围为：0.1Ma～0.6Ma。
以上实施例只是对本专利的示例性说明，并不限定它的保护范围，本领域技术人员还可以对其局部进行改变，只要没有超出本专利的精神实质，都在本专利的保护范围内。
Claims (10)
1.一种飞翼布局飞行器气动力矩控制装置，包括：
飞翼布局飞行器(1)，飞翼布局飞行器(1)的前缘装有四段分布式等离子体激励器，分别为：右翼前部等离子体激励器(2)、右翼后部等离子体激励器(4)、左翼前部等离子体激励器(3)、左翼后部等离子体激励器(5)，左机翼和右机翼对称；
四通道高压短脉冲等离子体电源(6)，其位于飞翼布局飞行器(1)内部，为四段分布式等离子体激励器供电，即具有四个输出同样的通道；四通道高压短脉冲等离子体电源(6)的正端与四段分布式等离子体激励器的上表面电极(10)电连接，负端与四段分布式等离子体激励器的地线端(7)电连接；并且
在机翼沿与前缘垂直的方向取翼型剖面时，每个等离子体激励器都包括绝缘介质层(11)、上表面电极(10)和下表面电极(12)；其中
绝缘介质层(11)，其顺着前缘的气动型面从前缘外面包裹住前缘，向机翼上下两侧延伸；
上表面电极(10)，其嵌入绝缘介质层(11)的外表面，其位置大致处在紧邻前缘外边沿的上表面处，上表面电极(10)的形状贴合机翼的形状；上表面电极(10)与四通道高压短脉冲等离子体电源(6)正端电连接；
下表面电极(12)，其嵌入绝缘介质层(11)的下表面，夹在绝缘介质层(11)与机翼之间，下表面电极(12)至少从上表面电极(10)最右端向下投影的位置开始，向右延伸到接近绝缘介质层(11)最右端；下表面电极(12)与四通道高压短脉冲等离子体电源的地线端(7)电连接；并且
由上表面电极(10)、下表面电极(12)和绝缘介质层(11)形成的等离子体激励器整体为薄片，该薄片嵌入前缘，其外表面与机翼外表面齐平且连接顺滑，不会改变机翼的形状；其内表面与机翼紧密连接；上表面电极(10)、下表面电极(12)和绝缘介质层(11)紧密结合成一个整体；等离子体激励器与机翼外表面之间通过粘合方式结合；
航姿系统(9)，其布置在飞翼布局飞行器(1)接近头部位置处，用于检测飞翼布局飞行器(1)的飞行姿态，输出电信号；
飞控计算机(8)，其接收来自航姿系统(9)的电信号，据此判断飞行姿态，根据飞行姿态产生并发送控制信号，触发四通道高压短脉冲等离子体电源(6)工作，四通道高压短脉冲等离子体电源(6)驱动相应的等离子体激励器(2、3、4、5)放电，产生相应的流动控制效果，进而通过改变飞翼气动力分布产生控制力矩；飞控计算机(8)的位置根据飞机配重情况灵活放置。
2.如权利要求1所述的飞翼布局飞行器气动力矩控制装置，其特征在于，上表面电极(10)与下表面电极(12)分别通过磁控溅射或粘贴的方式嵌入到绝缘介质层上预留的槽中，从而与绝缘介质层(11)成为一个整体。
3.如权利要求1所述的飞翼布局飞行器气动力矩控制装置，其特征在于，上表面电极(10)与下表面电极(12)的宽度不相等，下表面电极(12)的宽度大于上表面电极(10)的宽度，上表面电极(10)与下表面电极(12)沿长度方向上平行。
4.如权利要求1所述的飞翼布局飞行器气动力矩控制装置，其特征在于，下表面电极(12)左端有一部分与上表面电极(10)的向下投影重叠。
5.如权利要求1所述的飞翼布局飞行器气动力矩控制装置，其特征在于，绝缘介质层(11)顺着前缘的气动型面从前缘外面包裹住前缘，向机翼上下两侧延伸1～3厘米；绝缘介质层(11)最厚处，即未嵌入上表面电极(10)、下表面电极(12)处的厚度范围为0.01～0.1mmmm；绝缘介质层(11)的宽度，即绝缘介质层(11)向机翼上表面或下表面延伸的长度，必须大于上表面电极(10)左端至下表面电极(12)右端之间的距离，绝缘介质层(11)的宽度在3～6cm范围内；上表面电极(10)和下表面电极(12)厚度为0.02～0.1mm；上表面电极(10)宽度为2～5mm；下表面电极(12)宽度为5～15mm；四通道高压短脉冲等离子体电源(6)的电压脉宽范围为0.5μs～500μs，电压峰值范围为6kV～20kV，高压脉冲频率范围为500～5000Hz。
6.如权利要求5所述的飞翼布局飞行器气动力矩控制装置，其特征在于，绝缘介质层(11)顺着前缘的气动型面从前缘外面包裹住前缘，向机翼上下两侧延伸1.5厘米；绝缘介质层(11)最厚处0.2mm；绝缘介质层(11)的宽度4cm；上表面电极(10)和下表面电极(12)为金属铜制成，厚度为0.02mm；上表面电极(10)宽度为3mm；下表面电极(12)宽度为10mm；绝缘介质层(11)的材料为类似聚四氟乙烯、J133环氧树脂涂层或Kapton胶带等相对介电常数在2～5范围内的绝缘材料制成。
7.一种飞翼布局飞行器气动力矩控制控制方法，采用高压短脉冲介质阻挡放电等离子体流动控制技术，将等离子体激励器布置在飞翼布局飞行器(1)的翼面前缘0～2％弦长内，等离子体激励器设有绝缘介质层(11)，绝缘介质层(11)上装有上表面电极(10)和下表面电极(12)，上表面电极(10)和下表面电极(12)错开平行布置，在长度方向上可有部分重叠，上表面电极(10)裸露在空气中，下表面电极(12)被覆盖在绝缘介质层以下；上表面电极(10)和下表面电极(12)分别与四通道高压短脉冲等离子体电源(6)的正负端电连接，其中，四通道高压短脉冲等离子体电源(6)的正端接上表面电极(10)，四通道高压短脉冲等离子体电源(6)的地线端(7)接下表面电极(12)；当四通道高压短脉冲等离子体电源(6)输出周期性短脉冲高压电时，飞翼布局飞行器前缘的各个等离子体激励器(2、3、4、5)电离空气，形成等离子体，等离子体在电场的作用下运动，一方面瞬间放电向流场注入热能使局部空气瞬间被加热，瞬间热效应形成周期性的压力扰动，局部诱导周期性压缩波，通过翼面附面层内外流动掺混和翼面流动频率耦合的作用抑制流动分离，从而改变翼面气动力。
8.如权利要求7所述的飞翼布局飞行器气动力矩控制控制方法，其特征在于，在飞翼布局飞行器(1)自动驾驶飞行时，易受阵风扰动，操纵舵面负载较大，操纵力不足，此时，通过等离子体激励器的分布式布置和选择性的开启，从而改变纵向和横向气动力矩；在飞翼布局飞行器(1)手动驾驶飞行时，通过等离子体激励器的分布式布置和选择性的开启，操纵舵面负载较大，操纵力不足，从而补偿纵向和横向气动力矩。
9.如权利要求8所述的飞翼布局飞行器气动力矩控制控制方法，其特征在于，具体实施时，通过布置在飞翼布局飞行器(1)接近头部位置处的航姿系统(9)检测飞翼布局飞行器(1)的飞行姿态，并将电信号发送给飞控计算机(8)，飞控计算机(8)的位置根据飞机配重情况灵活放置；飞控计算机(8)根据航姿系统(9)发送的电信号判断飞行姿态，根据飞行姿态产生并发送控制信号触发四通道高压短脉冲等离子体电源(6)工作，驱动相应的等离子体激励器(2、3、4、5)放电，产生相应的流动控制效果，进而通过改变飞翼气动力分布产生控制力矩。
10.如权利要求9所述的飞翼布局飞行器气动力矩控制控制方法，其特征在于，
当飞翼布局飞行器处于自动驾驶状态，飞控计算机(8)将航姿系统(9)传递的飞机姿态与给定姿态比较，产生控制信号，对等离子体电源进行控制，触发相应的激励器，修正飞机姿态；
对于自动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞翼受到扰动产生抬头力矩时，或者舵面难以产生足够的纵向力矩使飞机低头时，开启后右翼后部等离子体激励器(4)和左翼后部等离子体激励器(5)，激励器放电产生等离子体控制流场，使后翼段升力增大，产生低头力矩；反之，当需要产生抬头力矩时，开启右翼前部等离子体激励器(2)和左翼前部等离子体激励器(3)，使前翼段升力增大，产生抬头力矩；
对于自动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞控计算机(8)判断飞翼布局飞行器(1)向左偏移时，飞控计算机(8)触发四通道高压短脉冲等离子体电源(6)向左翼前部等离子体激励器(3)和左翼后部等离子体激励器(5)供电，左翼等离子体激励器将提升左侧机翼升力，直至飞行姿态恢复正常；
对于自动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞控计算机(8)判断飞翼布局飞行器(1)向右偏移时，飞控计算机(8)触发四通道高压短脉冲等离子体电源(6)向右翼前部等离子体激励器(2)和右翼后部等离子体激励器(4)供电，右翼等离子体激励器将提升右侧机翼升力，直至飞行姿态恢复正常；
对于自动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞翼布局飞行器(1)正常飞行的过程中，如果飞控计算机(8)判断飞行姿态正常，则不动作；
当飞翼布局飞行器处于手动驾驶状态，被操纵而转变姿态，俯仰或者偏航时，飞控计算机(8)根据驾驶杆位置信号，触发相应的激励器，产生操纵力，对舵面进行补偿；
对于手动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞控计算机(8)判断飞翼布局飞行器(1)驾驶杆向前推偏移时，飞控计算机(8)触发四通道高压短脉冲等离子体电源(6)开启右翼后部等离子体激励器(4)和左翼后部等离子体激励器(5)，使后翼段升力增大，产生低头力矩，补偿舵面操纵力；
对于手动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞控计算机(8)判断飞翼布局飞行器(1)驾驶杆向后拉偏移时，飞控计算机(8)触发四通道高压短脉冲等离子体电源(6)开启右翼前部等离子体激励器(2)和左翼前部等离子体激励器(3)，使前翼段升力增大，产生抬头力矩，补偿舵面操纵力；
对于手动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞控计算机(8)判断飞翼布局飞行器(1)驾驶杆向左偏移时，飞控计算机(8)触发四通道高压短脉冲等离子体电源(6)向右翼前部等离子体激励器(2)和右翼后部等离子体激励器(4)供电，右翼等离子体激励器将提升右侧机翼升力，补偿舵面操纵力，使飞机左偏；
对于手动驾驶状态的飞翼布局飞行器，当飞控计算机(8)判断飞翼布局飞行器(1)驾驶杆向右偏移时，飞控计算机(8)触发四通道高压短脉冲等离子体电源(6)向左翼前部等离子体激励器(3)和左翼后部等离子体激励器(5)供电，左翼等离子体激励器将提升左侧机翼升力，补偿舵面操纵力，使飞机右偏；
对于手动驾驶状态的飞翼布局飞行器，如果飞控计算机(8)判断飞翼布局飞行器(1)的驾驶杆没有运动，则不触发等离子体电源，激励器不工作。
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|---|---|
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Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110203382A (zh) * | 2019-05-28 | 2019-09-06 | 中国人民解放军空军工程大学 | 旋翼桨叶动态失速等离子体流动控制装置和方法 |
| CN111142565A (zh) * | 2019-12-31 | 2020-05-12 | 浙江大学 | 一种基于电空气动力学可自适应环境的无桨叶飞行器及其控制方法 |
| CN111158387A (zh) * | 2020-01-17 | 2020-05-15 | 南京航空航天大学 | 基于主动流动控制的飞行器三轴姿态控制系统及方法 |
| CN111332464A (zh) * | 2020-03-02 | 2020-06-26 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种分布式推进飞翼飞行器 |
| CN114056551A (zh) * | 2022-01-12 | 2022-02-18 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 虚拟腹襟翼、翼身融合飞机、定常吹气及变角吹气的方法 |
Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7624941B1 (en) * | 2006-05-02 | 2009-12-01 | Orbital Research Inc. | Method of controlling aircraft, missiles, munitions and ground vehicles with plasma actuators |
| CN102114910A (zh) * | 2010-12-14 | 2011-07-06 | 大连海事大学 | 一种等离子体机翼流动控制方法 |
| CN102602541A (zh) * | 2012-03-20 | 2012-07-25 | 南京航空航天大学 | 采用等离子体激励器进行飞行器姿态控制的方法 |
| CN103661929A (zh) * | 2013-12-19 | 2014-03-26 | 南京航空航天大学 | 一种等离子体无人飞行器 |
| US20140144517A1 (en) * | 2012-11-27 | 2014-05-29 | Board Of Regents, The University Of Texas System | Rail plasma actuator for high-authority flow control |
| CN105000171A (zh) * | 2015-07-27 | 2015-10-28 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 飞翼布局飞行器低速失速控制装置及控制方法 |
| CN107037824A (zh) * | 2017-06-09 | 2017-08-11 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 一种飞翼模型横向控制装置及控制方法 |
| CN107416181A (zh) * | 2017-07-28 | 2017-12-01 | 中国人民解放军装备学院 | 一种临近空间无人机增效装置 |
| CN206757404U (zh) * | 2017-06-09 | 2017-12-15 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 一种飞翼模型横向控制装置 |
| CN108238237A (zh) * | 2016-12-26 | 2018-07-03 | 哈尔滨平龙科技有限公司 | 飞行器的机翼布局低速失速控制装置及控制方法 |
-
2018
- 2018-12-29 CN CN201811655379.4A patent/CN109592017B/zh active Active
Patent Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7624941B1 (en) * | 2006-05-02 | 2009-12-01 | Orbital Research Inc. | Method of controlling aircraft, missiles, munitions and ground vehicles with plasma actuators |
| CN102114910A (zh) * | 2010-12-14 | 2011-07-06 | 大连海事大学 | 一种等离子体机翼流动控制方法 |
| CN102602541A (zh) * | 2012-03-20 | 2012-07-25 | 南京航空航天大学 | 采用等离子体激励器进行飞行器姿态控制的方法 |
| US20140144517A1 (en) * | 2012-11-27 | 2014-05-29 | Board Of Regents, The University Of Texas System | Rail plasma actuator for high-authority flow control |
| CN103661929A (zh) * | 2013-12-19 | 2014-03-26 | 南京航空航天大学 | 一种等离子体无人飞行器 |
| CN105000171A (zh) * | 2015-07-27 | 2015-10-28 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 飞翼布局飞行器低速失速控制装置及控制方法 |
| CN108238237A (zh) * | 2016-12-26 | 2018-07-03 | 哈尔滨平龙科技有限公司 | 飞行器的机翼布局低速失速控制装置及控制方法 |
| CN107037824A (zh) * | 2017-06-09 | 2017-08-11 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 一种飞翼模型横向控制装置及控制方法 |
| CN206757404U (zh) * | 2017-06-09 | 2017-12-15 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 一种飞翼模型横向控制装置 |
| CN107416181A (zh) * | 2017-07-28 | 2017-12-01 | 中国人民解放军装备学院 | 一种临近空间无人机增效装置 |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110203382A (zh) * | 2019-05-28 | 2019-09-06 | 中国人民解放军空军工程大学 | 旋翼桨叶动态失速等离子体流动控制装置和方法 |
| CN111142565A (zh) * | 2019-12-31 | 2020-05-12 | 浙江大学 | 一种基于电空气动力学可自适应环境的无桨叶飞行器及其控制方法 |
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