CN113830291A - 飞行器虚拟可变气动布局智能控制系统 - Google Patents
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Abstract
一种飞行器虚拟可变气动布局智能控制系统，包括旋涡射流产生单元，用于产生旋涡射流，所产生的旋涡射流与飞行器飞行时产生的飞行流场相互作用，改变飞行器壁面附近流场的速度、压力分布和力矩特性，形成与飞行器壁面耦合的虚拟气动布局；飞行流场监测单元用于对飞行器飞行时产生的飞行流场的参数进行实时监测；智能控制单元根据飞行流场监测单元监测到的飞行流场参数，控制旋涡射流产生单元的工作，使其产生不同的旋涡射流，形成不同的虚拟气动布局，实现虚拟可变气动布局智能控制。通过本发明提出的方案无需改变飞行器的外形和气源供应系统，就能实现不同飞行环境下气动布局的优化匹配。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器控制技术领域，特别是涉及一种飞行器虚拟可变气动布局智能控制系统。
背景技术
主动流动控制技术作为21世纪最具发展潜力的航空航天前沿技术之一，美国NASA和AIAA都将其作为重要研究内容，认为其将是未来新型飞行器设计中一个新的自由度，气动技术向流动“可变、可控”的转变将促进大量新型、高性能飞行器的出现和发展。随着航空航天技术的发展和国防力量建设的需要，未来先进跨域飞行器必将呈现高智能化，来应对飞行环境的不确定性、应对故障的不确定性、应对干扰的不确定性和自身模型的不确定性。
飞行器气动布局设计本身具有基础性和全局性，在飞行器设计中最为重要同时也是最为困难、最具挑战性的环节之一，是总体、弹道、控制、结构、防热等系统设计的基础，对飞行器操纵性、航程、载荷、经济性、安全性等都具有重要影响。而低/亚声速宽域飞行器飞行包络宽、环境复杂多变，飞行流场以附着流、旋涡流为主要特征，气动外形设计与控制已成为低/亚声速宽域飞行器的关键技术之一。对于以特定巡航速度为设计点的飞行器气动外形，常见的气动布局与优化方法对飞行器性能的提升也将发挥至极致，而变形体飞行器因控制机构复杂、故障率高、维护困难、响应慢，限制了飞机载荷、外型、隐身等性能的提高。因此，为使单一固定布局飞行器在低/亚声速宽域飞行包络下始终具备优良飞行性能，亟需发展新型气动外形控制方法，实现飞行器在不同飞行环境下保持效率和性能最优，最大限度提升飞行性能。
目前以北约和英国BAE为代表的航空机构提出在飞行器上应用发动机引气射流控制技术，该方案存在一些不足：①从发动机引气会造成约5％的推力损失；②发动机自身故障停车，无控制面下通过发动机引流的射流控制技术将完全失效；③大迎角机动失速，也会引起发动机停车失控和射流控制系统失效；④引气射流控制受发动机影响大，机动起降无控制面控制难度大；⑤从发动机引流是高压气流，存在管路泄露风险；⑥引流管路路径较长，导致响应速度不高；⑦阀门较多，可靠性不足传统控制面的一半。
因此，亟需研究一种新的主动流动控制技术方案，美国DARPA已经开始布局主动流动控制技术应用于飞行器设计，为新一代飞行器研制积累技术优势。
发明内容
针对现有技术所存在的局限与不足，基于具有自主知识产权的合成双射流技术，本发明提供一种飞行器虚拟可变气动布局智能控制系统。
为实现本发明之目的，采用以下技术方案予以实现：
飞行器虚拟可变气动布局智能控制系统，包括：
旋涡射流产生单元，用于产生旋涡射流，所产生的旋涡射流与飞行器飞行时产生的飞行流场相互作用，改变飞行器壁面附近流场的速度、压力分布和力矩特性，形成与飞行器壁面耦合的虚拟气动布局；
飞行流场监测单元，用于对飞行器飞行时产生的飞行流场的参数进行实时监测；
智能控制单元，根据飞行流场监测单元监测到的飞行流场参数，控制旋涡射流产生单元的工作，使其产生不同的旋涡射流，进而形成不同的虚拟气动布局，实现虚拟可变气动布局智能控制。
优选地，本发明上述方案应用于低/亚声速宽域飞行器，来应对低/亚声速宽域飞行器不同飞行环境、干扰流场以及气动模型，从而增强低/亚声速宽域飞行器的气动性能和飞行品质。
优选地，本发明所述旋涡射流产生单元包括合成双射流激励器群体和激励器群体驱动模块；
合成双射流激励器群体由多个合成双射流激励器组成；激励器群体驱动模块与各合成双射流激励器的作动部件相连，激励器群体驱动模块输出周期性电信号，驱动各合成双射流激励器的作动部件产生周期性变形，压缩各合成双射流激励器其腔体内的气体，使之从射流出口高速喷出，形成蕴含丰富旋涡结构的周期性旋涡射流。
优选地，本发明所述飞行流场监测单元为布置在飞行器上呈阵列排布的智能传感器阵列。所述智能传感器阵列在线实时监测飞行器近壁区流场速度、压力的空间和时间变化以及飞行器俯仰、滚转和偏航三轴的角加速度变化，并将监测到的信号反馈给所述智能控制单元。
优选地，本发明所述智能控制单元根据智能传感器阵列的反馈信号采用智能算法解算出合成双射流激励器群体的作动部件应该加载的协同控制参数，该协同控制参数通过总线输送给所述激励器群体驱动模块，所述激励器群体驱动模块根据所述智能控制单元输出的协同控制参数，产生多路电压幅值、频率、相位、波形均智能可调的周期性电信号，控制每个作动部件协同工作，产生不同的虚拟气动布局，实现虚拟可变气动布局智能控制。
优选地，本发明所述智能传感器阵列布置在飞行器两侧机翼上翼面不同位置。
优选地，本发明所述合成双射流激励器包括多个腔体，每个腔体对应一个或多个射流出口。
优选地，本发明所述合成双射流激励器的射流出口截面为矩形，射流出口宽度为0.5～2mm，长度为5～20mm。
优选地，本发明所述飞行器两侧机翼采用秃后缘，两侧机翼后缘截面为圆形或椭圆形，在飞行器上包括但不限于靠近两侧机翼后缘、靠近两侧机翼前缘中的一处或多处位置布置合成双射流激励器群体。
优选地，本发明所述在飞行器靠近其两侧机翼后缘布置的合成双射流激励器群体为飞行器机翼后缘合成双射流激励器群体；
飞行器机翼后缘合成双射流激励器群体中的各合成双射流激励器的射流出口有两个，分别设置在靠近机翼后缘的上、下翼面，分别为后缘合成双射流激励器上翼面射流出口和后缘合成双射流激励器下翼面射流出口。
优选地，本发明所述后缘合成双射流激励器上翼面射流出口、后缘合成双射流激励器下翼面射流出口与机翼后缘相切，且出口长度方向与机翼后缘长度方向一致。
优选地，本发明在飞行器靠近其两侧机翼前缘布置的合成双射流激励器群体为飞行器机翼前缘合成双射流激励器群体；
优选地，本发明所述飞行器机翼前缘合成双射流激励器群体中的各合成双射流激励器的射流出口有两个，两个射流出口平行设置且均设置在靠近机翼前缘的上翼面，且相对于机翼前缘平行设置，分别为前缘上翼面合成双射流激励器前射流出口和前缘上翼面合成双射流激励器后射流出口。
优选地，本发明所述飞行器机翼前缘合成双射流激励器群体中，各合成双射流激励器的前缘上翼面合成双射流激励器前射流出口距离机翼前缘0.05c～0.3c，c为当地翼型的弦长。
优选地，本发明所述飞行器机翼前缘合成双射流激励器群体中，各合成双射流激励器的射流出口长度方向与机翼展向一致，且射流出口法线与当地翼型弦线的夹角为10°～45°，各合成双射流激励器的前、后射流出口的间距为0.01c～0.1c，c为当地翼型的弦长。
与现有技术相比，本发明的优点在于：
本发明通过旋涡射流产生单元产生旋涡射流，所产生的旋涡射流与飞行器飞行时产生的飞行流场相互作用，改变飞行器壁面附近流场的速度、压力分布和力矩特性，形成与飞行器壁面耦合的虚拟气动布局。通过控制旋涡射流产生单元产生不同的旋涡射流，能够产生不同的虚拟气动布局，实现虚拟可变气动布局智能控制。本发明无需改变飞行器的外形就能实现低/亚声速宽速域飞行环境下气动布局的优化匹配，颠覆了“外形主导”的传统气动布局设计思路，通过取代或精简飞行器上传统的机械控制面(襟翼、副翼、尾翼等)进行飞行器气动操纵，同时提升低/亚声速宽域飞行器的短距起降性能、机动性和隐身性，增大飞行器有效载荷，为我国未来自主可控全速域飞行器积累技术优势。
本发明采用具有自主知识产权的合成双射流技术，其中的合成双射流激励器可以采用公开号为100381710C的发明专利中所提供的单膜双腔双口合成射流激励器。
进一步地，本发明中的旋涡射流产生单元可以基于完全自主可控和高性能合成射流技术，一方面，射流通过飞行器周围空气融合而形成，无需气源和管路供应系统，相比于国外已经试飞的发动机引气射流控制方式，具有结构简单、体积小、质量轻、适应性强等特点。另一方面，与国外传统合成射流技术相变，其能量利用效率和射流频率提高1倍，而且控制范围更大。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
图1是本发明一实施例的原理框图；
图2是本发明一实施例的结构示意图；
图3是本发明一实施例其飞行器机翼前缘合成双射流激励器群体中的合成双射流激励器的布置示意图。
图4是按图3所示方式布置飞行器机翼前缘合成双射流激励器群体中的合成双射流激励器所形成虚拟翼面的试验效果图，其中(a)为无合成双射流控制情况下的虚拟翼面的试验效果图，(b)为开启合成双射流控制情况下的虚拟翼面的试验效果图；
图5是国外传统合成射流技术(SJ)和我国自主可控合成双射流技术(DSJ)控制前后翼型升力和阻力变化曲线，其中(a)为国外传统合成射流技术(SJ)和我国自主可控合成双射流技术(DSJ)控制前后翼型升力Cl变化曲线图；(b)为国外传统合成射流技术(SJ)和我国自主可控合成双射流技术(DSJ)控制前后翼型升力阻力Cd变化曲线图；
图6是本发明一实施例其飞行器机翼后缘合成双射流激励器群体中的合成双射流激励器的布置示意图。
图7是按图6所示方式布置飞行器机翼后缘合成双射流激励器群体中的合成双射流激励器所形成的虚拟襟翼示意图，其中(a)是机翼后缘上翼面射流开启时的虚拟襟翼示意图，(b)是机翼后缘下翼面射流开启时的虚拟襟翼示意图；
图8是行器机翼后缘合成双射流激励器群体不同工作模式控制飞行器升力的原理示意图，其中(a)代表机翼后缘上翼面射流开启时，(b)代表机翼后缘下翼面射流开启时，(c)代表机翼后缘上、下翼面射流同时开启时。
图9是飞行器后缘合成双射流激励器群体滚转飞行控制试验效果图。
图中各标号表示：
1、低/亚声速宽域飞行器机翼；1.1、机翼前缘；1.2、机翼后缘；2、合成双射流激励器群体；2.1、飞行器机翼前缘合成双射流激励器群体；2.1.1、前缘上翼面合成双射流激励器前射流出口；2.1.2、前缘上翼面合成双射流激励器后射流出口；2.1.3、前缘上翼面合成双射流激励器作动部件；2.1.4、前缘上翼面合成双射流激励器腔体；2.2、飞行器机翼后缘合成双射流激励器群体；2.2.1、后缘合成双射流激励器上翼面射流出口；2.2.2、后缘合成双射流激励器下翼面射流出口；2.2.3、后缘合成双射流激励器作动部件；3、智能传感器阵列；4、智能控制单元；5、激励器群体驱动模块。
本发明的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。
本发明提出的阵列光束倾斜像差校正方案既可以用于相干合成阵列光束，也可以用于非相干合成阵列光束，下面分别针对两种情况进行介绍。
参照图1，本实施例提供一种飞行器虚拟可变气动布局智能控制系统，包括：
旋涡射流产生单元，用于产生旋涡射流。所述旋涡射流产生单元包括合成双射流激励器群体2和激励器群体驱动模块5。合成双射流激励器群体2由多个合成双射流激励器组成。激励器群体驱动模块5与各合成双射流激励器的作动部件相连，激励器群体驱动模块5输出多路信号参数智能可调的周期性电信号，驱动各合成双射流激励器的作动部件产生周期性变形，压缩各合成双射流激励器其腔体内的气体，使之从射流出口高速喷出，形成蕴含丰富旋涡结构的周期性旋涡射流，其中所述信号参数包括但不限于电压幅值、频率、相位、波形。
所产生的旋涡射流与飞行器飞行时产生的飞行流场相互作用，改变飞行器壁面附近流场的速度、压力分布和力矩特性，形成与飞行器壁面耦合的虚拟气动布局。
智能传感器阵列3，用于对飞行器飞行时产生的飞行流场的参数进行实时监测；
智能控制单元4，根据智能传感器阵列3监测到的飞行流场参数，通过智能算法，控制旋涡射流产生单元的工作，使其产生不同的旋涡射流，进而形成不同的虚拟气动布局，实现虚拟可变气动布局智能控制。
可以理解，本发明中所提供的旋涡射流产生单元的实现方案不限于上述实施例中所描述的基于完全自主可控和高性能合成射流技术(即所述旋涡射流产生单元包括合成双射流激励器群体2和激励器群体驱动模块5)。上述实施例中基于完全自主可控和高性能合成射流技术实现旋涡射流产生单元，是本发明提供的优选方案，其无需气源和管路供应系统，无需改变飞行器的外形就能实现低/亚声速宽速域飞行环境下气动布局的优化匹配。
针对现有机械控制面和射流技术应用于低/亚声速宽域飞行器飞行控制存在的控制能力和适应性不足，本发明一实施例提供一种飞行器虚拟可变气动布局智能控制系统，该实施例融合智能控制和零质量合成双射流技术，来应对低/亚声速宽域飞行器不同飞行环境、干扰流场以及气动模型，从而增强低/亚声速宽域飞行器的气动性能和飞行品质。具体地，参照图2，包括机翼1、合成双射流激励器群体2、激励器群体驱动模块5、智能传感器阵列3和智能控制单元4。
智能传感器阵列3布置在飞行器两侧机翼上翼面不同位置。所述智能传感器阵列3在线实时监测飞行器近壁区流场速度、压力的空间和时间变化以及飞行器俯仰、滚转和偏航三轴的角加速度变化，并将监测到的信号反馈给所述智能控制单元4，智能控制单元4根据智能传感器阵列3的反馈信号采用智能算法解算出各合成双射流激励器群体作动部件应该加载的模拟驱动信号簇，该模拟驱动信号簇通过总线输送给所述激励器群体驱动模块5放大后形成功率信号，控制每个作动部件协同工作，从而形成协同射流.。飞行器不同工况(不同速度、高度和攻角)下飞行，所述智能传感器阵列3反馈的流场信号不同，智能控制单元4智能解算的模拟信号簇不同，从而控制所述合成双射流激励器群体4智能协同工作，产生不同的虚拟气动布局，实现飞行器虚拟可变气动布局智能控制，改善低/亚声速宽域飞行器的气动性能和飞行品质。
所述智能控制单元4能通过机器学习和智能算法，根据所述智能传感器阵列的反馈信号，输出协同控制参数给所述激励器群体驱动模块。所述激励器群体驱动模块5根据所述智能控制单元4输出的协同控制参数，产生多路电压幅值、频率、相位、波形均智能可调的周期性电信号。所述合成双射流激励器群体2在多路可调电信号驱动下，产生的射流参数(射流速度、频率、和相位等)能根据宽域飞行器的飞行工况和飞行控制指令智能调节。
所述飞行器为低/亚声速宽域飞行器。低/亚声速宽域飞行器是指能在低/亚声速域不同速域(飞行速度)或不同空域(飞行高度)飞行的飞行器。飞行器的机翼1的翼型不限，在图2所示实施例中其飞行器两侧机翼后缘1.2采用秃后缘，两侧机翼后缘截面为圆形或椭圆形。在飞行器上包括但不限于靠近两侧机翼后缘1.2、靠近两侧机翼前缘1.1中的一处或多处位置布置合成双射流激励器群体2。在图2所示实施例中，合成双射流激励器群体2包括飞行器机翼前缘合成双射流激励器群体2.1和飞行器机翼后缘合成双射流激励器群体2.2。在飞行器靠近其两侧机翼前缘1.1布置的合成双射流激励器群体为飞行器机翼前缘合成双射流激励器群体2.1。在飞行器靠近其两侧机翼后缘布置的合成双射流激励器群体为飞行器机翼后缘合成双射流激励器群体2.2。
飞行器机翼前缘合成双射流激励器群体2.1和飞行器机翼后缘合成双射流激励器群体2.2均分别由多个合成双射流激励器组成。激励器群体驱动模块5与各合成双射流激励器的作动部件相连，激励器群体驱动模块5输出多路信号参数(其中所述信号参数包括但不限于电压幅值、频率、相位、波形)智能可调的周期性电信号，驱动各合成双射流激励器的作动部件产生周期性变形，压缩各合成双射流激励器其腔体内的气体，使之从射流出口高速喷出，形成蕴含丰富旋涡结构的周期性旋涡射流，周期性旋涡射流在出口外缘的剪切作用下形成周期脱落的旋涡结构；周期性旋涡射流在向下游传播过程中与低/亚声速宽域飞行器机翼1的附壁流和旋涡流相互作用，改变低/亚声速宽域飞行器机翼近壁区局部流场的速度、压力和流线分布，等效为形成一个与低/亚声速宽域飞行器机翼翼面耦合的虚拟气动外形，合成双射流激励器群体在低/亚声速宽域飞行器机翼翼面局部产生的虚拟气动外形就构成了低/亚声速宽域飞行器机翼的虚拟气动布局，该虚拟气动布局决定了低/亚声速宽域飞行器的气动力和气动力矩等气动性能。
飞行器机翼前缘合成双射流激励器群体2.1中的各合成双射流激励器的射流出口有两个，均设置在靠近机翼前缘1.1的上翼面，因此飞行器机翼前缘合成双射流激励器群体2.1中的各合成双射流激励器定义为前缘上翼面合成双射流激励器。
前缘上翼面合成双射流激励器的两射流出口的形状不限，不失一般性，本实施例中前缘上翼面合成双射流激励器的两射流出口截面为矩形，射流出口宽度为0.5～2mm，长度为5～20mm，两射流出口平行相对设置且前缘上翼面合成双射流激励器的两射流出口相对于机翼前缘1.1也平行设置，其中一个射流出口更靠近机翼前缘1.1为前缘上翼面合成双射流激励器前射流出口2.1.1，另一个射流出口则为前缘上翼面合成双射流激励器后射流出口2.1.2。前缘上翼面合成双射流激励器的射流出口长度方向与机翼展向一致，且射流出口法线与当地翼型弦线的夹角为10°～45°。前缘上翼面合成双射流激励器前射流出口2.1.1距离机翼前缘1.1的距离设为0.05c～0.3c，c为当地翼型的弦长。前缘上翼面合成双射流激励器前射流出口2.1.1和前缘上翼面合成双射流激励器后射流出口2.1.2的间距为0.01c～0.1c，c为当地翼型的弦长。
参照图3，前缘上翼面合成双射流激励器设置在机翼内部，前缘上翼面合成双射流激励器包括前缘上翼面合成双射流激励器作动部件2.1.3和前缘上翼面合成双射流激励器腔体2.1.4，前缘上翼面合成双射流激励器作动部件2.1.3设置在前缘上翼面合成双射流激励器腔体2.1.4中，将前缘上翼面合成双射流激励器腔体2.1.4分隔成两个独立的腔体，每个腔体分别对应一个射流出口，即前缘上翼面合成双射流激励器前射流出口2.1.1和前缘上翼面合成双射流激励器后射流出口2.1.2。可以看到，前缘上翼面合成双射流激励器前射流出口2.1.1和前缘上翼面合成双射流激励器后射流出口2.1.2开设在靠近机翼前缘1.1的上翼面，与上翼面齐平开设，不会影响翼面的气动外形。前缘上翼面合成双射流激励器作动部件2.1.3为压电晶片，激励器群体驱动模块5输出多路电压幅值、频率、相位、波形等参数智能可调的周期性电信号，驱动合成双射流激励器作动部件产生周期性变形，压缩激励器腔体内的气体，使之从出口高速喷出，形成蕴含丰富旋涡结构的射流，与低/亚声速域飞行流场主要流动特征(旋涡流、附着流)相匹配，产生强烈的相互作用。
参照图4，在飞行器起飞、降落或大攻角飞行时，智能控制单元4根据智能传感器阵列3监测到的飞行流场参数，控制飞行器机翼前缘合成双射流激励器群体2.1中的各合成双射流激励器在靠近飞行器机翼前缘的上翼面产生旋涡射流，所产生的旋涡射流与飞行器产生的宽域飞行流场的相互作用，改变飞行器壁面附近流场的速度、压力分布和力矩特性，在飞行器上翼面形成智能可控虚拟气动布局，改善飞行器的气动性能，增大失速攻角，扩大飞行包络。图4中(a)为无合成双射流控制情况下的虚拟翼面的试验效果图，(b)为开启合成双射流控制情况下的虚拟翼面的试验效果图，通过中情况下的试验效果图对比，已经证实了本发明其控制是可行有效的。
图5进一步对比了国外传统合成射流技术(SJ)和本发明中自主可控合成双射流技术(DSJ)的控制效果，其中(a)为国外传统合成射流技术(SJ)和我国自主可控合成双射流技术(DSJ)控制前后翼型升力Cl变化曲线图；(b)为国外传统合成射流技术(SJ)和我国自主可控合成双射流技术(DSJ)控制前后翼型升力阻力Cd变化曲线图，图5表明，飞行器前缘上翼面合成双射流控制可以增大飞行器的升力、减小阻力，而且控制效果优于国外合成射流技术，可打破国外技术封锁。通过控制飞行器两侧机翼前缘合成双射流激励器群体协同工作，调整两侧机翼阻力的减小量，可产生垂直机翼平面的力矩，实现飞行器偏航控制。
参照图2，飞行器机翼后缘合成双射流激励器群体2.2中的各合成双射流激励器定义为后缘合成双射流激励器。后缘合成双射流激励器分为后缘上翼面合成双射流激励器和后缘下翼面合成双射流激励器。后缘上翼面合成双射流激励器的射流出口设置在靠近机翼后缘1.2的上翼面，后缘下翼面合成双射流激励器的射流出口设置在靠近机翼后缘1.2的下翼面，将后缘上翼面合成双射流激励器和后缘下翼面合成双射流激励器的射流出口分别定义为后缘合成双射流激励器上翼面射流出口2.2.1和后缘合成双射流激励器下翼面射流出口2.2.2。
参照图6，后缘上翼面合成双射流激励器和后缘下翼面合成双射流激励器的结构组成相同，包括后缘合成双射流激励器作动部件2.2.3和后缘合成双射流激励器腔体，后缘合成双射流激励器作动部件2.2.3设置在后缘合成双射流激励器腔体内。后缘上翼面合成双射流激励器和后缘下翼面合成双射流激励器分设在靠近机翼后缘1.2的机翼内部，一个位于机翼后缘1.2上方，一个位于机翼后缘1.2的下方，机翼后缘1.2截面为圆形，即采用圆形后缘。机翼后缘1.2和上翼面之间、机翼后缘1.2和下翼面之间分别开设有与两个后缘合成双射流激励器腔体对应的射流出口，即后缘合成双射流激励器上翼面射流出口2.2.1、后缘合成双射流激励器下翼面射流出口2.2.2。后缘合成双射流激励器上翼面射流出口2.2.1、后缘合成双射流激励器下翼面射流出口2.2.2的形状不限，不失一般性，本实施例中后缘合成双射流激励器上翼面射流出口2.2.1、后缘合成双射流激励器下翼面射流出口2.2.2的截面为矩形，射流出口宽度为0.5～2mm，长度为5～20mm，进一步地，后缘合成双射流激励器上翼面射流出口2.2.1、后缘合成双射流激励器下翼面射流出口2.2.2与机翼后缘1.2相切，且后缘合成双射流激励器上翼面射流出口2.2.1、后缘合成双射流激励器下翼面射流出口2.2.2的出口长度方向与机翼后缘2.2.2长度方向一致。
参照图7，在飞行器小攻角飞行时，利用飞行器机翼后缘合成双射流激励器群体2.2中的后缘上翼面合成双射流激励器、后缘下翼面合成双射流激励器在靠近飞行器机翼后缘的上、下翼面产生旋涡射流(其中各后缘上翼面合成双射流激励器产生机翼后缘上翼面射流，各后缘下翼面合成双射流激励器产生机翼后缘上翼面射流)。飞行器两侧机翼采用秃后缘，两侧机翼后缘截面为圆形或椭圆形，在圆形或椭圆形的两侧机翼后缘产生附壁效应，机翼后缘上翼面射流或机翼后缘下翼面射流发生弯曲，形成飞行器后缘虚拟气动布局，等效为虚拟襟翼，改变机翼的气动特性。其中，如果开启的是机翼后缘上翼面射流，机翼后缘上翼面射流在Coanda效应下改变方向，沿着后缘表面流动形成上翼面附着流。上翼面附着流形成的虚拟襟翼，等效为上翼面延长，产生附加升力，升力增加，如图8中(a)图所示。如果开启的是机翼后缘下翼面射流，机翼后缘下翼面射流在Coanda效应下改变方向，沿着后缘表面流动形成下翼面附着流，下翼面附着流形成的虚拟襟翼等效为下翼面延长，产生附加向下的压力，升力减小，如图8中(b)图所示。而后缘上翼面合成双射流激励器和后缘下翼面合成双射流激励器同时工作时，产生的附加升力和附加压力抵消，不改变原有升力，如图8中(c)图所示。
图9是飞行器后缘合成双射流激励器群体滚转飞行控制试验效果图。通过控制飞行器左侧机翼上翼面合成双射流作动器群体工作形成射流，产生向上的升力增量；同时控制飞行器右侧下翼面合成双射流作动器群体工作形成射流，产生向下的升力增量；两侧差动控制后，对飞行器产生一个顺时针的力矩，实现了对飞行器的滚转姿态的控制。同样地，如果控制飞行器机翼两侧上翼面(或下翼面)合成双射流作动器群体同时工作，能产生向左(或向右)的俯仰力矩，可实现对飞行器俯仰姿态的控制。
低/亚声速域飞行流场以旋涡流、附着流为主要流动特征，上述实施例中的激励器群体驱动模块产生多路周期性电压幅值、频率可调的电信号，驱动激励器群体产生蕴含丰富的旋涡结构的周期性射流，与低/亚声速域飞行流场的主要流动特征的旋涡流、附着流相匹配，相互作用，重构飞行器近壁区的速度场和压力场，形成与固壁耦合的虚拟气动布局。因此，通过智能传感器阵列在线实时监测飞行器近壁区流场参数的空间和时间变化，以及飞行器三轴角加速度变化，结合飞行器的控制指令，智能控制单元智能解算出合成双射流激励器群体各作动部件的协同控制参数，使得产生射流的参数能根据宽域飞行器的飞行工况和控制指令智能调节，形成智能可变飞行器虚拟气动布局，实现飞行器气动性能和飞行气动控制的智能控制。上述实施例针对低/亚声速宽域飞行的飞行器，无需改变飞行器的外形和气源供应系统，就能实现不同飞行环境下气动布局的优化匹配，为低/亚声速宽域飞行器提供了一种“可变、可控”的新型气动布局设计与控制方法，颠覆了“外形主导”的传统气动布局设计思路，有望取代传统的机械控制面，增强飞行器的短距起降性能、机动性和隐身性，为我国未来自主可控全速域飞行器积累技术优势。
以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，应视为本发明的保护范围。
Claims (14)
1.飞行器虚拟可变气动布局智能控制系统，其特征在于，包括：
旋涡射流产生单元，用于产生旋涡射流，所产生的旋涡射流与飞行器飞行时产生的飞行流场相互作用，改变飞行器壁面附近流场的速度、压力分布和力矩特性，形成与飞行器壁面耦合的虚拟气动布局；
飞行流场监测单元，用于对飞行器飞行时产生的飞行流场的参数进行实时监测；
智能控制单元，根据飞行流场监测单元监测到的飞行流场参数，通过智能算法，控制旋涡射流产生单元的工作，使其产生不同的旋涡射流，进而形成不同的虚拟气动布局，实现虚拟可变气动布局智能控制。
2.根据权利要求1所述的飞行器虚拟可变气动布局智能控制系统，其特征在于，所述飞行器为低/亚声速宽域飞行器。
3.根据权利要求1或2所述的飞行器虚拟可变气动布局智能控制系统，其特征在于，所述旋涡射流产生单元包括合成双射流激励器群体和激励器群体驱动模块；
合成双射流激励器群体由多个合成双射流激励器组成；激励器群体驱动模块与各合成双射流激励器的作动部件相连，激励器群体驱动模块输出周期性电信号，驱动各合成双射流激励器的作动部件产生周期性变形，压缩各合成双射流激励器腔体内的气体，使之从射流出口高速喷出，形成蕴含丰富旋涡结构的周期性旋涡射流。
4.根据权利要求3所述的飞行器虚拟可变气动布局智能控制系统，其特征在于，飞行流场监测单元为布置在飞行器上呈阵列排布的智能传感器阵列；所述智能传感器阵列在线实时监测飞行器近壁区流场速度、压力的空间和时间变化以及飞行器俯仰、滚转和偏航三轴的角加速度变化，并将监测到的信号反馈给所述智能控制单元。
5.根据权利要求4所述的飞行器虚拟可变气动布局智能控制系统，其特征在于，智能控制单元根据智能传感器阵列的反馈信号采用智能算法解算出合成双射流激励器群体的作动部件应该加载的协同控制参数，该协同控制参数通过总线输送给所述激励器群体驱动模块，所述激励器群体驱动模块根据所述智能控制单元输出的协同控制参数，产生多路电压幅值、频率、相位、波形均智能可调的周期性电信号，控制每个作动部件协同工作，产生不同的虚拟气动布局，实现虚拟可变气动布局智能控制。
6.根据权利要求4所述的飞行器虚拟可变气动布局智能控制系统，其特征在于，智能传感器阵列布置在飞行器两侧机翼上翼面不同位置。
7.根据权利要求3、4、5或6所述的飞行器虚拟可变气动布局智能控制系统，其特征在于，合成双射流激励器包括多个腔体，每个腔体对应一个或多个射流出口。
8.根据权利要求3、4、5或6所述的飞行器虚拟可变气动布局智能控制系统，其特征在于，合成双射流激励器的射流出口截面为矩形，射流出口宽度为0.5～2mm，长度为5～20mm。
9.根据权利要求3、4、5或6所述的飞行器虚拟可变气动布局智能控制系统，其特征在于，飞行器两侧机翼采用秃后缘，两侧机翼后缘截面为圆形或椭圆形，在飞行器上包括但不限于靠近两侧机翼后缘、靠近两侧机翼前缘中的一处或多处位置布置合成双射流激励器群体。
10.根据权利要求9所述的飞行器虚拟可变气动布局智能控制系统，其特征在于，在飞行器靠近其两侧机翼后缘布置的合成双射流激励器群体为飞行器机翼后缘合成双射流激励器群体；
飞行器机翼后缘合成双射流激励器群体中的各合成双射流激励器的射流出口有两个，分别设置在靠近机翼后缘的上、下翼面，分别为后缘合成双射流激励器上翼面射流出口和后缘合成双射流激励器下翼面射流出口。
11.根据权利要求10所述的飞行器虚拟可变气动布局智能控制系统，其特征在于，后缘合成双射流激励器上翼面射流出口、后缘合成双射流激励器下翼面射流出口与机翼后缘相切，且出口长度方向与机翼后缘长度方向一致。
12.根据权利要求10或11所述的飞行器虚拟可变气动布局智能控制系统，其特征在于，在飞行器靠近其两侧机翼前缘布置的合成双射流激励器群体为飞行器机翼前缘合成双射流激励器群体；
飞行器机翼前缘合成双射流激励器群体中的各合成双射流激励器的射流出口有两个，两个射流出口平行设置且均设置在靠近机翼前缘的上翼面，且相对于机翼前缘平行设置，分别为前缘上翼面合成双射流激励器前射流出口和前缘上翼面合成双射流激励器后射流出口。
13.根据权利要求12所述的飞行器虚拟可变气动布局智能控制系统，其特征在于，飞行器机翼前缘合成双射流激励器群体中，各合成双射流激励器的前缘上翼面合成双射流激励器前射流出口距离机翼前缘0.05c～0.3c，c为当地翼型的弦长。
14.根据权利要求12所述的飞行器虚拟可变气动布局智能控制系统，其特征在于，飞行器机翼前缘合成双射流激励器群体中，各合成双射流激励器的射流出口长度方向与机翼展向一致，且射流出口法线与当地翼型弦线的夹角为10°～45°，各合成双射流激励器的前、后射流出口的间距为0.01c～0.1c，c为当地翼型的弦长。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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