CN114906317A - 一种基于流体振荡器的机翼力矩控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于流体振荡器的数字式机翼力矩控制方法，该方法通过将多个尺寸不同的流体振荡器，悬挂在机翼的不同翼展位置处，采用数字式控制的非连续力矩调节方式，分别控制形成阶跃信号，实现无机翼舵面下飞行器的滚转、偏航等姿态控制。该方法产生的力矩随时间的变化是阶跃形式的，分别控制多个流体振荡器，通过快速调节每个流体振荡器的工作状态，实现无机翼舵面飞行器的滚转、偏航的姿态控制。该方法通过持续令流体振荡器作动产生所需力矩，实现飞行器的姿态调节，取代机翼上辅助舵面，并简化了机械结构，降低飞行器的雷达散射面积。

Description

一种基于流体振荡器的机翼力矩控制方法

技术领域

本发明涉及一种基于流体振荡器的机翼力矩数字式控制方法，具体涉及一种带可旋转楔形体的流体振荡器以及实现无机翼辅助舵面的飞行姿态控制方法。

背景技术

随着当下探测技术的迅速发展，雷达、红外等探测技术发展迅猛，使得飞行器的生存环境变得愈发恶劣，如何尽可能的降低飞行器的雷达散射面积RCS成为近期热门的讨论话题。

为了减少飞行器RCS，设计飞行器的过程中都会尽可能减少飞行器表面的裸露机械结构以及开缝装置，最直接的方式就是尽量多的取代飞行器上的舵面。但是，舵面的缺失会导致飞行器的操纵性大幅下降，姿态的控制将成为一大难题。以飞翼布局飞行器为例，飞翼布局没有一般飞行器中的水平尾翼与垂直尾翼，取消了尾部的机械作动系统。由于缺少了水平尾翼与垂直尾翼，飞机在飞行中的姿态控制和调节将会变得非常困难。为了解决该问题，姿态控制的任务由机翼的舵面完成，舵面的力矩控制为连续式的，即在收到姿态调节信号时，机翼舵面通过连续的偏转来达到姿态调节的目的。这将导致舵面的任务更加繁重、设计更加复杂。

为了弥补因操纵面缺失带来的姿态控制难题，目前已出现大量控制策略，以实现飞机布局的姿态控制，如等离子体激励器，射流环量控制激励器、三自由度矢量喷管等。流体振荡器作为一种新型的流动控制手段，多年来已获得了许多研究成果，目前已经出现了多种不同构型的流体振荡器，其用途包括噪音抑制、钝体减阻等。因其特殊的几何结构，具有无需人工干涉就可实现出口流场高频甩动的特征。而利用流体振荡器不稳定性这一特征，施加很小的扰动，即可得到可控流场。

为了满足现在对新一代飞行器的要求，设计一种可以替代舵面进行飞行器姿态调节的方式尤为重要。

发明内容

发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种基于流体振荡器的数字式机翼力矩控制方法，通过控制流体振荡器的工作状态以控制机翼俯仰、滚转状态，以调节飞行器姿态。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：一种基于流体振荡器的数字式机翼力矩控制方法，包括流体振荡器组，其特征在于：所述流体振荡器组包括若干个可分别控制的流体振荡器；所述流体振荡器采用通过型线拉伸而成的二元式结构，其内流道依次包括流体振荡器入口、喷管收敛段、喷管喉道段、腔体段、出口扩张段；所述出口扩张段包含楔形体和楔形体旋转轴；所述流体振荡器安装在机翼后缘部分，用于产生俯仰方向上的力，类似于一般飞行器安装在后缘的舵面；以嵌入方式安装，其出口与大气相通，由于机翼后缘较薄，因此对机翼后缘进行特殊处理，保证流体振荡器的内流通道以及供气管道均可以埋入机翼内部；

通过飞行器的姿态控制器输出所述飞行器的姿态控制信号，分别控制所述流体振荡器的楔形体的偏转状态，产生俯仰力矩和滚转力矩，以控制所述飞行器实时姿态调节；所述偏转状态包括以下工作状态：

工作状态1：楔形体向上偏转角度δ，此时流体振荡器提供给飞行器向下的力；

工作状态-1：楔形体向下偏转角度δ，此时流体振荡器提供给飞行器向上的力；

工作状态0：关闭流体振荡器入口，不对该流体振荡器供气，即关闭状态；

所述偏转角度δ的取值范围为：3≤δ≤6。流体振荡器在1或-1状态时的偏转角度δ应当选定在适当的范围内，保证楔形体有足够的能力使流体偏转。

体振荡器的工作状态均由控制器进行数字式控制和切换，姿态调节过程中不存在上述三个工作状态的中间形态，产生的力矩随时间的变化是非连续的。某个时刻流体振荡器的工作状态都有可能与上个时刻的不同，因此在姿态调节的过程中，机翼上的流体振荡器实际上产生的是阶跃形式的力矩；

所述流体振荡器产生的俯仰力矩在开启过程中按照顺序依次翻倍增长；根据飞行器重心的位置，设计流体振荡器序列{F_k}(k＝1，2，……，n)，其中流体振荡器F_k产生的最大俯仰力矩L_pk为：

L_pk＝2^k-1×L₁

其中L₁流体振荡器F₁可产生的最大俯仰力矩，其数值在所有L_pk中最小。

所述俯仰力矩控制方法如下：

1)某一时刻，姿态感应器感知飞行器的姿态方位，获得需要修正的俯仰角β，进一步得到俯仰期望力矩L_p：

L_p＝f_p(β)

2)该俯仰期望力矩L_p经处理后输出给所述姿态控制器，姿态控制器将信号处理为俯仰二进制数字序列S_p，此俯仰二进制数字序列两侧机翼相同，所述俯仰二进制数字序列与机翼上的流体振荡器工作状态序列对应；

3)流体振荡器序列产生与俯仰期望力矩最接近的实际俯仰力矩L_p’，对飞行器姿态进行修正；

4)下一时刻，姿态感应器继续感知飞行器的姿态方位，并返回到步骤1)继续进行姿态调节。

所述滚动力矩的控制方法如下：

1)某一时刻，姿态感应器感知飞，对飞行器姿态进行修正；

4)下一时刻，姿态感应器继续感知飞行器的姿态方位，并返回到步骤1)继续进行姿态调节。

所述流体振荡器的气源为压气机通道或单独提供的气源。

根据每个流体振荡器在机翼上的所在位置与飞机重心的轴向距离产生的最大俯仰力矩，计算得到每个流体振荡器需要产生的最大俯仰力，以得到每个流体振荡器的尺寸。

所述若干个可分别控制的流体振荡器的工作状态状态包括若干种组合；

当两侧机翼上的流体振荡器的状态完全相同时，如产生某一方向的俯仰力矩，用于切换的俯仰力矩数值状态至多为2n-1个；

当左右机翼上的流体振荡器的状态不同时，如产生某一方向的滚转力矩，

1)在一侧机翼上的流体振荡器完全关闭的情况下，可用于切换的滚转力矩数值状态至多为2n-1个；

2)两侧机翼上流体振荡器的工作状态序列不相同且均非工作状态0。

有益效果：本发明提供了一种基于流体振荡器的飞行姿态控制方法，其相较于现有技术，具备以下优点：本发明提出的控制方式相较于传统的舵面连续偏转方式，采用的是非连续、有级可调的数字式控制方式，可产生的力矩不连续，根据每个控制时刻控制器输出的信号，产生与所需力矩最相近的实际控制力矩，并在下一时刻继续接收信号，产生力矩。这样的控制手段与控制器的工作方式更匹配，调节更加准确，通过不断工作状态即可实现姿态调节；具体的：

1)流体振荡器主要由带腔体的内流管道和一个楔形体组成，结构组成简单，且楔形体的偏转角度较小，机械结构作动范围小，不需要过于复杂的机械结构，就可以实现较大的矢量偏转角。这样减少了机翼上舵面机械结构卡死的几率，减轻了重量以及机翼的设计复杂程度，系统维护的难度以及RCS大大降低；

2)流体反应速度迅速，姿态控制快速。基于流体振荡器中流场不稳定的特征，可以在一段时间内完成更多次数的作动，满足飞行器的快速姿态调整需要；

3)由于气源独立于来流条件，在特定飞行姿态下，如大迎角飞行情况下，流体振荡器的工作性能受到的影响较小，避免了直接采用气动舵面导致的在某些飞行姿态下舵面效率会大幅下降甚至完全失效；

4)多级振荡器共同工作，姿态调节可控性高。通过在每个机翼上安装多级流体振荡器，可实现精细的俯仰姿态和滚转姿态控制有级调节，对于安装10级流体振荡器的机翼而言，俯仰力矩的范围为-1023～1023个单位力矩，且可以逐个单位调节；对于滚转姿态而言，流体振荡器也可以通过各种工作状态组合得到更多的滚转力矩，从而调节滚转姿态；

5)有级调节控制方式简化控制信号的输入。采用多级振荡器进行控制，产生的力矩是阶跃的，降低了控制过程的复杂性，姿态调整更加精确。同时这种有级调节方式对与控制信号的输入方式更接近，输入对应俯仰或滚转力矩所需的数字控制信号就可以调节姿态。

附图说明

图1为本发明的流道剖视图；

图2为流体振荡器中的气流流动示意图；

图3为流体振荡器的3个工作状态示意图；

图4为机翼整体布局图(以10个流体振荡器为例)；

图5为机翼剖视图；

图6为俯仰及滚转姿态的控制原理图；

图中：1、流体振荡器入口；2、喷管收敛段；3、喷管喉道段；4、腔体段；5、出口扩张段；6、楔形体旋转轴；7、楔形体

具体实施方式

下面结合附图对本发明作更进一步的说明。

如图1所示，一种流体振荡器，包括流体振荡器，其特征在于，包括流体振荡器本体，内流道依次包括流体振荡器入口1、喷管收敛段2、喷管喉道段3、腔体段4、出口扩张段5，其中出口扩张段5中包含楔形体7以及楔形体旋转轴6，所述流体振荡器采用通过型线拉伸而成的二元式结构。

流道中的楔形体7为等边三角形，其中心线与流体振荡器的中心线所成角度为δ，如图2所示。在流体振荡器开启时，由于流体振荡器自身的特点，楔形体对腔体内的流动造成干扰，从而导致出口流体朝楔形体所偏向的一侧偏转，产生偏向力。

通过在在机翼不同翼展位置处悬挂多个流体振荡器，姿态控制器输出的飞行器姿态控制信号，用于差动控制流体振荡器中的楔形体的偏转状态，以产生所需的俯仰力矩或滚转力矩；该方法产生的力矩随时间的变化是阶跃形式的，分别控制多个流体振荡器，通过快速调节流体振荡器的工作状态，实现无机翼舵面飞行器的滚转、偏航的姿态控制。

单个流体振荡器的工作状态如图3所示，每个流体振荡器对相应姿态控制信号的响应方式为切换出口扩张段中的楔形体的上下偏转状态；或直接关闭流体振荡器入口使流体振荡器处于不通流状态；流体振荡器入口供气时，气流进入腔体后，即使振荡器出口楔形体距离中心线的偏转角度较小，出口气流也将偏向楔形体偏转的一侧，从而可以提供俯仰方向上的力以及相应的力矩。楔形体绕旋转轴，以控制系统给定的运动规律快速对称偏转，就能实现飞行器俯仰姿态的快速调节；

如图3、图4所示，所述通过施加信号，使得流体振荡器在不同的工作状态中切换，具体包括以下工作状态：

状态1：楔形体向上偏转角度δ，此时流体振荡器提供给飞行器向下的力；

状态-1：楔形体向下偏转角度δ，此时流体振荡器提供给飞行器向上的力；

状态0：关闭流体振荡器入口，不对该流体振荡器供气，即关闭状态；

所述流体振荡器的工作状态均由控制器进行数字式控制和切换，姿态调节过程中不存在上述三个工作状态的中间形态，产生的力矩随时间的变化是非连续的。某个时刻流体振荡器的工作状态都有可能与上个时刻的不同，因此在姿态调节的过程中，机翼上的流体振荡器实际上产生的是阶跃形式的力矩。

本案用于控制无舵面机翼的姿态，在不同翼展位置处安装n个流体振荡器，提升可提供的力矩的跨度，并使得姿态调节更加精细和准确。流体振荡器安装在机翼后缘部分，用于产生俯仰方向上的力，供气通道埋入机翼内部。一个机翼上安装10个尺寸不同的流体振荡器，可以实现上千个俯仰力矩数值状态和滚转力矩数值状态。如图4所示，以单个机翼上安装10个流体振荡器为例，每个流体振荡器在机翼的不同翼展位置处，每个流体振荡器在开启时，能够产生的力矩(俯仰力矩和滚转力矩)都不相同。由于飞行器的俯仰姿态调节精度很重要，在设计过程中，每个流体振荡器的尺寸和安装位置都经过了精细计算，令流体振荡器所产生的俯仰力矩在开启过程中按照顺序依次翻倍增长。

序列中各流体振荡器的尺寸不同。不同尺寸，构型相似的流体振荡器在入口总压相同的情况下，其出口速度基本相同，而流量不同，因此出口冲量大小不同，可以产生的最大俯仰力大小也不尽相同。本发明在确定每个流体振荡器在机翼上的安装位置后，根据每个位置与飞机重心的轴向距离和相应位置流体振荡器应产生的最大俯仰力矩，计算得到每个流体振荡器需要产生的最大俯仰力，进而确定每个流体振荡器的尺寸；

根据飞行器重心的位置，最终设计一串尺寸各不相同的流体振荡器序列{F_k}(k＝1，2，……，n)，其中流体振荡器F_k产生的最大俯仰力矩L_pk(工作状态为1或-1)为：

L_pk＝2^k-1×L_p1

其中L_p1流体振荡器F₁可产生的最大俯仰力矩，其数值在所有L_pk中最小；

俯仰姿态控制时，分别控制每个机翼上的不同流体振荡器，因此n个流体振荡器的状态可以有多种不同的组合，使得机翼可以产生多个不同的俯仰力矩数值，满足控制器输出的姿态控制要求。这些力矩数值是离散的，当左右机翼上的流体振荡器的状态完全相同时(非滚转状态)，如果想要产生某一方向的俯仰力矩，那么可用于切换的俯仰力矩数值状态多达2ⁿ-1个。同样，以单个机翼上安装10个流体振荡器为例，用二进制表示每个机翼上流体振荡器序列的工作状态序列S，最终所有流体振荡器提供的俯仰力矩数值L_p的对应关系如表1所示。其中，工作状态序列为S：s₁₀s₉s₈s₇s₆s₅s₄s₃s₂s₁，且s_k (k＝1，……10)＝1或0或-1。

表1.振荡器序列工作状态与俯仰力矩数值关系

工作状态序列S	俯仰力矩L<sub>p</sub>/×2L<sub>1</sub>
		00000 00001	1
00000 00010	2
		…………	…………
10000 00000	512
		…………	…………
11111 11111	1023

滚转姿态控制时，根据滚转姿态控制器输出的信号，令两个机翼上的流体振荡器的工作状态序列不同，从而在两个机翼上产生不同的俯仰力，产生滚转力矩，满足控制器输出的姿态控制要求。这些力矩数值是离散的，当左右机翼上的流体振荡器的状态不同时，如果想要产生某一方向的滚转力矩，那么在一侧机翼上的流体振荡器完全关闭的情况下，可用于切换的滚转力矩数值状态多达2ⁿ-1个，当流体振荡器的个数为10时，单个机翼上流体振荡器的工作状态序列与表1所示的序列相同。

优选地，在滚转姿态的控制过程中，不仅仅只有一侧机翼流体振荡器全部关闭的情况，为了更精确地调节滚转姿态，可以令两侧机翼上流体振荡器的工作状态序列不相同且均为非零态。

如图5所示，为一个流体振荡器在机翼上的安装位置及细节示意图。流体振荡器安装在机翼后缘部分，用于产生俯仰方向上的力，类似于一般飞行器安装在后缘的舵面。供气通道埋入机翼内部，其气源可以是压气机通道，也可以是单独提供的气源。楔形体在飞行过程中按照图中所示的红色箭头方向进行上下振动，从而达到姿态调节的目的。

图6为俯仰及滚转姿态的控制原理图。俯仰力矩的控制流程如下：

(1)某一时刻，姿态感应器感知飞行器的姿态方位，并得到需要修正的俯仰角β，通过俯仰角度-力矩计算得到期望的俯仰力矩L_p：

L_p＝f_p(β)

计算方法如下，俯仰角加速度表达式为：

ω_0β为飞机的俯仰初始角速度，t为设定的修正时间。根据β及ω_0β，计算出俯仰角加速度q，再根据力矩与角加速度公式：

L_p＝qI_β

得到期望的俯仰力矩L_p，其中I_β为飞机绕纵轴(即两机翼翼尖连线方向)的转动惯量。

(2)该期望力矩L_p经处理后输出给控制器，姿态控制器将信号处理为二进制数字序列S_p(两侧相同)，该序列与机翼上的流体振荡器工作状态序列对应。处理方式是控制器将模拟信号转换为数字信号，是一般控制器的处理过程，将计算得到的数据，处理后变成可以用来控制机械结构的电信号。

(3)流体振荡器序列产生与期望值最接近的实际俯仰力矩L_p’，对飞行器姿态进行修正。

(4)下一时刻，姿态感应器继续感知飞行器的姿态方位，并返回到步骤(1)继续进行姿态调节。

滚转力矩的控制流程如下：

(1)某一时刻，姿态感应器感知飞行器的姿态方位，，并解算得到需要修正的滚转角θ，通过滚转角度-力矩计算得到期望的滚转力矩L_r：

L_r＝f_r(θ)

计算方法如下，滚转角加速度表达式为：

L_r＝αI_θ

其中ω_0θ为飞机的滚转初始角速度，α为滚转角加速度，I_θ为飞机绕机身轴线的转动惯量。

(2)该期望力矩L_r经处理后输出给控制器，姿态控制器将信号处理为二进制数字序列S_r(两侧不相同)，令滚转状态控制器控制流体振荡器进行两侧不同的作动，左侧机翼的流体振荡器工作状态序列为S_rl，右侧机翼为S_rr。由于控制滚转姿态时，左右两侧机翼的流体振荡器序列是差动控制的，因此一样的L_r可以有多种不一样的工作状态序列组合。

(3)流体振荡器序列产生与期望值最接近的实际滚转力矩L_r’，对飞行器姿态进行修正。

(4)下一时刻，姿态感应器继续感知飞行器的姿态方位，并返回到步骤(1)继续进行姿态调节。

进一步地，流体振荡器在1或-1状态时的偏转角度δ应当选定在适当的范围内，保证楔形体有足够的能力使流体偏转，而自身的偏转角度又不至于过大。此处，δ的取值范围为：3≤δ≤6；

进一步地，流体振荡器采用嵌入方式安装在机翼后缘，其出口与大气相通，由于机翼后缘较薄，因此需要在安装流体振荡器处进行加厚，保证流体振荡器的内流通道以及供气管道均可以埋入机翼内部；

进一步地，在姿态调节的过程中，不同时刻所需要的俯仰或滚转力矩不同，因此需要保证流体振荡器可以做到迅速切换工作状态。

实施例1：

具体讲述几个实施例以阐述本发明的实际控制过程。假设2L₁＝1N·m：

在飞行过程中，飞行器受到外界环境影响，出现了向上的仰角β₁，俯仰姿态感应器通过感应机头与来流方向的夹角获得仰角数值，并经过角度-力矩关系计算得到期望的相应俯仰力矩值L_p＝12.7N·m，力矩方向为产生机头俯视作用的方向，来修正飞行器的仰角。

根据表1所示的工作状态序列关系，可以得到与期望的俯仰力矩最接近的实际俯仰力矩L’_p＝13N·m，此时工作状态序列S_p＝00000 01101，这说明在每个机翼上，流体振荡器序列{F_k}中，F₁、F₃、F₄三个流体振荡器的工作状态均为1，即楔形体偏转角度为δ，其余流体振荡器则处于关闭状态0；

经过流体振荡器的修正，飞行器在下一时刻产生了向下的俯角-β₂，俯仰姿态感应器通过感应机头与来流方向的夹角获得仰角数值，并通过角度-力矩关系计算得到希期望的相应俯仰力矩值L_p＝2N·m，力矩方向为产生机头仰视作用的方向，来修正飞行器的俯角。

根据表1所示的工作状态序列关系，可以得到与期望的俯仰力矩最接近的实际俯仰力矩L’_p＝2N·m，此时工作状态序列S_p＝00000 000-1 0，这说明在每个机翼上，流体振荡器序列{F_k}中，F₂的工作状态为-1，即楔形体偏转角度为-δ，其余流体振荡器则处于关闭状态0。

实施例2：

假设流体振荡器F₁开启时可以产生的最大滚转力矩为L_r1＝1N·m，且F_k可以产生的最大滚转力矩为L_rk＝L_r1·4^k-1。

若飞行器在飞行过程中受到气流影响，产生滚转角度θ₁，右翼位置高于左翼，那么滚转姿态感应器通过感应飞行器展向与重力方向的夹角获得滚转角数值，并经过角度- 力矩关系计算得到期望的相应滚转力矩值L_r＝10N·m，力矩方向为产生向右滚转作用的方向，来修正飞行器的滚转角。

根据计算，左侧机翼上的流体振荡器产生向上的升力，右侧则产生向下的力。可以得到与期望的俯仰力矩最接近的实际俯仰力矩L’_r＝10N·m，此时工作状态序列为，左侧机翼：S_rl＝00000 000-1-1；右侧机翼：S_rr＝00000 00011，这说明左右两侧机翼上处于开启状态的流体振荡器的楔形体偏转角度相反。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，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的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种基于流体振荡器的数字式机翼力矩控制方法，包括流体振荡器组，其特征在于：所述流体振荡器组包括若干个可分别控制的流体振荡器；所述流体振荡器采用通过型线拉伸而成的二元式结构，其内流道依次包括流体振荡器入口、喷管收敛段、喷管喉道段、腔体段、出口扩张段；所述出口扩张段包含楔形体和楔形体旋转轴；所述流体振荡器以嵌入方式安装在机翼后缘；

通过飞行器的姿态控制器输出所述飞行器的姿态控制信号，分别控制所述流体振荡器的楔形体的偏转状态，产生俯仰力矩和滚转力矩，以控制所述飞行器实时姿态调节；所述偏转状态包括以下工作状态：

工作状态1：楔形体向上偏转角度δ，此时流体振荡器提供给飞行器向下的力；

工作状态-1：楔形体向下偏转角度δ，此时流体振荡器提供给飞行器向上的力；

工作状态0：关闭流体振荡器入口，不对该流体振荡器供气，即关闭状态；

所述偏转角度δ的取值范围为：3≤δ≤6。

2.如权利要求1所述的一种基于流体振荡器的数字式机翼力矩控制方法，其特征在于，所述流体振荡器产生的俯仰力矩在开启过程中按照顺序依次翻倍增长；根据飞行器重心的位置，设计流体振荡器序列{F_k}(k＝1，2，......，n)，其中流体振荡器F_k产生的最大俯仰力矩L_pk为：

L_pk＝2^k-1×L₁

其中L₁流体振荡器F₁可产生的最大俯仰力矩，其数值在所有L_pk中最小。

3.如权利要求2所述的一种基于流体振荡器的数字式机翼力矩控制方法，其特征在于：所述俯仰力矩控制方法如下：

1)某一时刻，姿态感应器感知飞行器的姿态方位，获得需要修正的俯仰角β，进一步得到俯仰期望力矩L_p：

L_p＝f_p(β)

2)该俯仰期望力矩L_p经处理后输出给所述姿态控制器，姿态控制器将信号处理为俯仰二进制数字序列S_p，此俯仰二进制数字序列两侧机翼相同，所述俯仰二进制数字序列与机翼上的流体振荡器工作状态序列对应；

3)流体振荡器序列产生与俯仰期望力矩最接近的实际俯仰力矩L_p′，对飞行器姿态进行修正；

4)下一时刻，姿态感应器继续感知飞行器的姿态方位，并返回到步骤1)继续进行姿态调节。

4.如权利要求2所述的一种基于流体振荡器的数字式机翼力矩控制方法，其特征在于：所述滚动力矩的控制方法如下：

1)某一时刻，姿态感应器感知飞行器的姿态方位，获得需要修正的滚转角θ，进一步得到滚转期望力矩L_r：

L_r＝f_r(θ)

2)该滚转期望力矩L_r经处理后输出给控制器，姿态控制器将信号处理为滚转二进制数字序列S_r；令滚转状态控制器控制流体振荡器进行两侧不同的作动，左侧机翼的流体振荡器工作状态序列为S_rl，右侧机翼为S_rr；

3)流体振荡器序列产生与滚转期望力矩最接近的实际滚转力矩L_r’，对飞行器姿态进行修正；

4)下一时刻，姿态感应器继续感知飞行器的姿态方位，并返回到步骤1)继续进行姿态调节。

5.如权利要求1所述的一种基于流体振荡器的数字式机翼力矩控制方法，其特征在于：所述流体振荡器的气源为压气机通道或单独提供的气源。

6.如权利要求1所述的一种基于流体振荡器的数字式机翼力矩控制方法，其特征在于：根据每个流体振荡器在机翼上的所在位置与飞机重心的轴向距离产生的最大俯仰力矩，计算得到每个流体振荡器需要产生的最大俯仰力，以得到每个流体振荡器的尺寸。

7.如权利要求1所述的一种基于流体振荡器的数字式机翼力矩控制方法，其特征在于：所述若干个可分别控制的流体振荡器的工作状态状态包括若干种组合；

当两侧机翼上的流体振荡器的状态完全相同时，如产生某一方向的俯仰力矩，用于切换的俯仰力矩数值状态至多为2n-1个；

当左右机翼上的流体振荡器的状态不同时，如产生某一方向的滚转力矩，

1)在一侧机翼上的流体振荡器完全关闭的情况下，可用于切换的滚转力矩数值状态至多为2n-1个；

2)两侧机翼上流体振荡器的工作状态序列不相同且均非工作状态0。

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