CN115258151A - 一种高超飞行器气动控制装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行器控制技术领域，尤其涉及一种高超飞行器气动控制装置及方法，该装置包括第一激励组；所述第一激励组包括多个气动控制部，各所述气动控制部设置在飞行器尾部，沿飞行器的周向均匀间隔分布；所述气动控制部包括压缩斜面和设置在所述压缩斜面上的激励器；其中，所述压缩斜面沿流向方向外斜，激励器位于附体激波的下游，用于放电形成激波，以增加对应的所述压缩斜面受力。本发明能够通过激励器放电改变飞行器表面压力分布，获得力矩，实现飞行器的气动力控制。

Description

一种高超飞行器气动控制装置及方法

技术领域

本发明涉及飞行器控制技术领域，尤其涉及一种高超飞行器气动控制装置及方法。

背景技术

目前，高超飞行器主要依赖机械舵面实现转向、俯仰等飞行控制。机械舵面包括复杂的机械装置，增加了飞行器重量，且响应速度较慢，可能导致飞行器快速机动能力不足。此外，在极短飞行条件下，机械舵面诱导的激波与飞行器前缘激波相互干扰会产生极大热流，使舵面面临烧蚀破坏的风险，舵轴处承载的热负荷同样较为严重。

因此，针对以上不足，需要提供一种减少对机械舵面依赖的高超飞行器飞行控制技术。

发明内容

本发明的目的是针对上述至少一部分不足之处，提供一种基于电弧能量注入的高超飞行器气动控制装置及方法，以减少对机械舵面依赖程度，进而实现高超飞行器无舵化或提升舵效。

为了实现上述目的，本发明提供了一种高超飞行器气动控制装置，包括：第一激励组；

所述第一激励组包括多个气动控制部，各所述气动控制部设置在飞行器尾部，沿飞行器的周向均匀间隔分布；

所述气动控制部包括压缩斜面和设置在所述压缩斜面上的激励器；其中，所述压缩斜面沿流向方向外斜，激励器位于附体激波的下游，用于放电形成激波，以增加对应的所述压缩斜面受力。

可选地，所述的高超飞行器气动控制装置还包括：第二激励组；

所述第二激励组包括多个设置在飞行器主体表面的激励器，数量与所述气动控制部的数量相同；所述第二激励组中的各激励器对应设置在各所述压缩斜面的上游，用于放电弱化下游的附体激波，以减少对应的所述压缩斜面受力。

可选地，所述的高超飞行器气动控制装置还包括：第三激励组；

所述第三激励组包括多个设置在飞行器头部表面的激励器，所述第三激励组中的各激励器沿所述飞行器的周向均匀间隔分布，用于放电形成激波，以增加飞行器头部的受力。

可选地，所述的高超飞行器气动控制装置还包括：第二激励组和第三激励组；

所述第二激励组包括多个设置在飞行器主体表面的激励器，数量与所述气动控制部的数量相同；所述第二激励组中的各激励器对应设置在各所述压缩斜面的上游，用于放电弱化下游的附体激波，以减少对应的所述压缩斜面受力；

所述第三激励组包括多个设置在飞行器头部表面的激励器，所述第三激励组中的各激励器沿所述飞行器的周向均匀间隔分布，用于放电形成激波，以增加飞行器头部的受力；

所述第一激励组、所述第二激励组和所述第三激励组中的激励器的数量与所述压缩斜面的数量相同，各所述压缩斜面的中心与其所对应的所述第一激励组、所述第二激励组和所述第三激励组中的激励器的中心位于同一纵剖面。

可选地，所述的高超飞行器气动控制装置包括：

4个所述压缩斜面，分设在所述飞行器的上、下、左、右四个方位。

可选地，单个激励器包括一对或多对钨电极对，多对所述钨电极对串联连接，各所述钨电极对沿所述飞行器的流向或展向布设。

可选地，所述装置采用放电电路为激励器供电；

所述放电电路包括高压脉冲电源、高压脉冲电源参数调节器、直流电源、直流电源电压调节器、可调电阻、第一防反二极管和第二防反二极管；

所述高压脉冲电源的正极连接所述第二防反二极管的正极，所述第二防反二极管的负极连接所述激励器的正端，所述高压脉冲电源的负极和所述激励器的负端分别接地；所述高压脉冲电源参数调节器与所述高压脉冲电源连接；

所述直流电源的正极通过所述可调电阻连接所述第一防反二极管的正极，所述第一防反二极管的负极连接所述激励器的正端，所述直流电源的负极接地；所述直流电源电压调节器与所述直流电源连接。

本发明还提供了一种高超飞行器气动控制方法，采用如上述任一项所述的高超飞行器气动控制装置实现，包括：

获取控制指令，所述控制指令的类型包括抬头指令、低头指令、左偏转指令和/或右偏转指令；

响应所述控制指令，包括：

若获取到抬头指令，令所述第一激励组中位于所述飞行器水平纵剖面以上的激励器放电；

若获取到低头指令，令所述第一激励组中位于所述飞行器水平纵剖面以下的激励器放电；

若获取到左偏转指令，令所述第一激励组中位于所述飞行器竖直纵剖面以左的激励器放电；

若获取到右偏转指令，令所述第一激励组中位于所述飞行器竖直纵剖面以右的激励器放电。

可选地，若所述高超飞行器气动控制装置包括第二激励组，所述响应所述控制指令，还包括：

若获取到抬头指令，令所述第二激励组中位于所述飞行器水平纵剖面以下的激励器放电；

若获取到低头指令，令所述第二激励组中位于所述飞行器水平纵剖面以上的激励器放电；

若获取到左偏转指令，令所述第二激励组中位于所述飞行器竖直纵剖面以右的激励器放电；

若获取到右偏转指令，令所述第二激励组中位于所述飞行器竖直纵剖面以左的激励器放电。

可选地，若所述高超飞行器气动控制装置包括第三激励组，所述响应所述控制指令，还包括：

若获取到抬头指令，令所述第三激励组中位于所述飞行器水平纵剖面以下的激励器放电；

若获取到低头指令，令所述第三激励组中位于所述飞行器水平纵剖面以上的激励器放电；

若获取到左偏转指令，令所述第三激励组中位于所述飞行器竖直纵剖面以右的激励器放电；

若获取到右偏转指令，令所述第三激励组中位于所述飞行器竖直纵剖面以左的激励器放电。

本发明的上述技术方案具有如下优点：本发明提供了一种高超飞行器气动控制装置及方法，本发明采用激励器在飞行器尾部附体激波的下游放电形成激波，以增加对应的压缩斜面受力，从而改变飞行器受力分布情况，达到气动力控制的目的。本发明不依赖机械舵面即可实现飞行控制，具有响应快的优点，且实现方式较为简单，减轻飞行器重量的同时，可有效减少因激波干扰而引起的气动烧蚀风险。

附图说明

图1是本发明实施例中的一种高超飞行器气动控制装置在飞行器上的布设示意图；

图2是本发明实施例中的一种高超飞行器气动控制装置控制原理示意图；

图3是本发明实施例中一种放电电路连接激励器的电路示意图。

图中：1：飞行器头部；2：飞行器主体；3：飞行器尾部；4：飞行器质心；5：上压缩斜面；6：下压缩斜面；7：左压缩斜面；8：右压缩斜面；9：头部上方激励器；10：头部下方激励器；11：头部左侧激励器；12：头部右侧激励器；13：主体上方激励器；14：主体下方激励器；15：主体左侧激励器；16：主体右侧激励器；17：尾部上方激励器；18：尾部下方激励器；19：尾部左侧激励器；20：尾部右侧激励器；21：附体激波；22：局部高压力区；23：虚拟型面；24：斜激波；25：压缩波；26：高压力区；27：高压脉冲电源；28：高压脉冲电源参数调节器；29：直流电源；30：直流电源电压调节器；31：可调电阻；32：第一防反二极管；33：第二防反二极管；34：激励器。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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做出创造性劳动的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。

如前所述，传统的机械舵面包括复杂的机械装置，增加了高超飞行器重量，且响应速度较慢，可能导致飞行器快速机动能力不足。此外，在极短飞行条件下，机械舵面诱导的激波与飞行器前缘激波相互干扰会产生极大热流，使舵面面临烧蚀破坏的风险，舵轴处承载的热负荷同样较为严重。有鉴于此，本发明提出了一种高超飞行器气动控制装置及方法，依靠电弧放电能量注入引起局部压力变化，从而获得力矩，实现飞行器的气动力控制，以减少对机械舵面依赖程度，进而实现飞行器无舵化或提升舵效。

下面描述以上构思的具体实现方式。

如图1所示，本发明实施例提供的一种高超飞行器气动控制装置，包括第一激励组；所述第一激励组包括多个气动控制部，各所述气动控制部均设置在飞行器尾部，沿飞行器的周向均匀间隔分布；所述气动控制部包括压缩斜面和设置在所述压缩斜面上的激励器；其中，所述压缩斜面沿流向方向外斜，即，所述压缩斜面沿流向方向逐渐远离所述飞行器的轴线，所述气动控制部中的激励器位于所述压缩斜面上附体激波的下游，用于放电形成激波，以增加对应的所述压缩斜面受力。图1所示笛卡尔坐标的x轴与飞行器的轴线平行，x轴正向指向飞行器的后方，y轴正向指向飞行器的上方位，z轴正向指向飞行器的左方位。

本发明上述实施例提供的高超飞行器气动控制装置采用了气动控制部以替代舵面的部分功能，气动控制部中的激励器位于飞行器尾部附体激波后（即，位于附体激波的下游），主要起到增压的效果，通过该位置的激励器放电向流场中注入能量，诱导激波，气流经过激波后压力升高，在飞行器表面形成局部高压力区，可改变飞行器表面受力分布，实现高超声速的气动力控制。同时，由于气动力的产生时间较短，为毫秒量级，可使飞行器具备快速机动的能力。该装置实现飞行器飞行控制时仅需要电能注入，且在高超飞行条件下能够实现较为明显的增压效果，具有结构简单、使用灵活及响应速度快的优势，可提高飞行器的机动能力，有助于高超飞行器无舵化或提升舵效，并可减轻飞行器重量。

可选地，所述高超飞行器气动控制装置还包括第二激励组；所述第二激励组包括多个设置在飞行器主体表面的激励器，所述第二激励组中的激励器的数量与所述气动控制部的数量相同；所述第二激励组中的各激励器对应设置在各所述压缩斜面的上游，即，每个所述压缩斜面的上游设置有一个激励器，该激励器属于第二激励组，用于放电弱化下游的附体激波，以减少对应的所述压缩斜面受力。

上述实施例中，所述第二激励组中的各激励器位于飞行器尾部附体激波前（即，位于附体激波的上游），激励器放电形成等离子体层，构成虚拟型面，改变来流气流方向，以及降低来流马赫数，减弱了下游的附体激波强度，从而减小压缩斜面的压力。通过第二激励组中的激励器同样可以改变飞行器表面的受力分布，辅助气动控制部实现飞行器飞行控制。同一激励组中的激励器优选结构、参数相同，第二激励组中的激励器可以与第一激励组中的激励器相同，也可以不同。

可选地，所述高超飞行器气动控制装置还包括第三激励组；所述第三激励组包括多个设置在飞行器头部表面的激励器，所述第三激励组中的各激励器沿所述飞行器的周向均匀间隔分布，用于放电形成激波，以增加飞行器头部的受力。

上述实施例中，所述第三激励组中的各激励器位于飞行器头部，通过该位置的激励器放电向流场中注入能量，诱导激波，气流经过激波后压力升高，起到增压效果。第三激励组中的激励器可以与第一激励组中的激励器相同，也可以不同。

进一步地，当该高超飞行器气动控制装置包括所述第一激励组、所述第二激励组和所述第三激励组，则所述第一激励组、所述第二激励组和所述第三激励组中的激励器的数量与所述第一激励组中的压缩斜面的数量相同，各所述压缩斜面的中心与其所对应的所述第一激励组、所述第二激励组和所述第三激励组中的激励器的中心位于同一纵剖面。此部分的纵剖面指的是穿过飞行器的轴线的剖面。

上述实施例中，位于飞行器头部而相对远离飞行器质心的激励器（即第三激励组中的激励器）和飞行器尾部附体激波后的激励器（即第一激励组中的激励器）主要起放电增压的效果，位于飞行器主体上附体激波前的激励器（即第二激励组中的激励器）主要起放电减压的效果，在气动力控制上可单个采用激励器或其组合的方式改变飞行器的受力，从而实现转向等飞行控制。采用三个激励组（即第一激励组至第三激励组）相互配合，能够更为灵活地实现高超飞行器气动控制，并且更加稳定、可靠。令三个激励组中的激励器对齐（即位于同一纵剖面），可使得增压或减压产生的力矩集中在同一方向，以实现精准控制。

进一步地，如图1所示，该高超飞行器气动控制装置包括4个所述压缩斜面，4个所述压缩斜面分设在所述飞行器的尾部的上、下、左、右四个方位。相应地，所述第一激励组、所述第二激励组和所述第三激励组中的激励器数量也为4，对应分布在飞行器的上、下、左、右四个方位。此部分的方位词“上”和“下”是指飞行器飞行时相对于地面而言的方位，方位词“左”和“右”是相对于飞行器自身而言的方位。通过在飞行器的4个方位上分设激励器，能够实现飞行器俯仰（即低头、抬头）及偏航的飞行控制，通过三组激励组的配合，还可实现助力加速、减速及爬升等功能。

如图1和图2所示，在一个优选的实施例中，本发明提供的高超飞行器气动控制装置包括所述第一激励组、所述第二激励组和所述第三激励组，所述第一激励组、所述第二激励组和所述第三激励组中的激励器的数量与所述压缩斜面的数量均为4个，分设在所述飞行器的上、下、左、右四个方位，为便于表述，设第一激励组包括的上、下、左、右四个方位的激励器分别为尾部上方激励器17、尾部下方激励器18、尾部左侧激励器19、尾部右侧激励器20（被遮挡，与尾部左侧激励器19对称），分别设置在飞行器尾部3的上、下、左、右四个压缩斜面，即，上压缩斜面5、下压缩斜面6、左压缩斜面7、右压缩斜面8，第二激励组包括的上、下、左、右四个方位的激励器分别为主体上方激励器13、主体下方激励器14、主体左侧激励器15、主体右侧激励器16，分别设置在飞行器主体2的上、下、左、右四侧表面，相对靠近飞行器质心4，第三激励组包括的上、下、左、右四个方位的激励器分别为头部上方激励器9、头部下方激励器10、头部左侧激励器11、头部右侧激励器12，分别设置在飞行器头部1的上、下、左、右四侧表面，相对远离飞行器质心4。

如图2所示，进行飞行控制时，以上压缩斜面5诱导的流场为例，来流在上压缩斜面5上产生附体激波21，激波后为局部高压力区22，尾部上方激励器17放电能量注入时，通过阻滞来流诱导激波，气流经过激波后压力升高，增加局部高压力区22受力。当主体上方激励器13向上压缩斜面5上游施加能量注入（即放电）时，形成等离子体层，一方面由于热拥塞效应阻滞流场，形成虚拟型面23，使气流偏转，并形成斜激波24，另一方面经高温加热的气体向下游传播时，会弱化其下游的附体激波21，使上压缩斜面5的压力减小。而当头部下方激励器10放电时，由于与来流边界层干扰，阻碍来流，诱导压缩波25，使放电区域附近的壁面的压力增大，在飞行器头部形成高压力区26。本发明正是利用这种压力增大和减小的效应，使飞行器生成控制力或力矩，从而实现飞行器的姿态调节。

可选地，单个激励器包括一对或多对钨电极对，多对所述钨电极对串联连接，各所述钨电极对沿所述飞行器的流向或展向布设。同一激励组中的激励器优选包括相同数量的钨电极对，且布设方式相同。不同的钨电极对之间优选采用高压导线实现串联。

上述实施例中，激励器包括钨电极对，每对钨电极对内部两钨电极之间脉冲电弧放电，实现向流场中注入能量，引起局部增压或减压。钨电极起弧性能好，稳定性高，且钨电极对设置在飞行器表面对流场的影响很小，钨电极对的具体参数可根据实际情况进行选择，优选每个钨电极对内部两钨电极的间距范围为5mm~60mm。向流场中注入能量，可根据飞行器设计需要沿来流方向（即流向）或垂直于来流方向（即展向）布置多对钨电极对，以增加能量注入的作用范围，提高控制效果。优选地，对于第二激励组，沿展向布设的各钨电极对内部正极和负极的间距总和应不小于压缩斜面的宽度，沿流向布设的各钨电极对，放电形成的等离子体层应能够覆盖其下游的压缩斜面。

可选地，所述高超飞行器气动控制装置采用放电电路为激励器供电，为便于控制，不同的激励器应连接不同的放电电路，以实现独立放电控制；其中，如图3所示，所述放电电路包括高压脉冲电源27、高压脉冲电源参数调节器28、直流电源29、直流电源电压调节器30、可调电阻31、第一防反二极管32和第二防反二极管33；

所述高压脉冲电源27的正极连接所述第二防反二极管33的正极，所述第二防反二极管33的负极连接所述激励器34的正端，所述高压脉冲电源27的负极和所述激励器34的负端分别接地；所述高压脉冲电源参数调节器28与所述高压脉冲电源27连接；

所述直流电源29的正极通过所述可调电阻31连接所述第一防反二极管32的正极，所述第一防反二极管32的负极连接所述激励器34的正端，所述直流电源29的负极接地；所述直流电源电压调节器30与所述直流电源29连接。此部分的激励器34代指三个激励组中任意的激励器。

采用上述实施例，可实现长脉宽的脉冲放电。脉冲放电通过高压脉冲电源27和直流电源29的组合实现。高压脉冲电源27通过输出高压使钨电极对击穿，建立放电通道，高压脉冲电源参数调节装置28用于调节高压脉冲电源27放电参数，优选的范围为频率10Hz~500Hz、输出电压5kV~20kV、上升沿50ns~500ns和脉宽100ns~2μs，直流电源29主要用于输出电能，在钨电极对产生高功率密度的电弧放电，输出功率优选为0kW~10kW可调，脉冲放电的单脉冲波形可通过调节直流电源29的电压和可调电阻31的阻值改变，直流电源29的电压范围优选为0V~2000V，可调电阻31的阻值优选为2Ω~100Ω，直流电源的输出电流优选为20A~200A，一般直流电源29的电压越高或可调电阻31的阻值越小，放电的功率密度越高。

可选地，该高超飞行器气动控制装置还包括控制模块，所述控制模块用于根据输入指令生成控制指令，并向对应的放电电路发送，以控制对应的激励器放电。

上述实施例包括控制模块，使用时可通过控制模块集中管理各激励组中的激励器放电与否，以改变飞行器受力，适应不同的飞行控制要求。

本发明还提供了一种高超飞行器气动控制方法，采用如上述任一项实施例所述的高超飞行器气动控制装置实现，包括：

获取控制指令，所述控制指令的类型包括抬头指令、低头指令、左偏转指令和/或右偏转指令；

响应所述控制指令，包括：

若获取到抬头指令，令所述第一激励组中位于所述飞行器水平纵剖面以上的激励器放电；

若获取到低头指令，令所述第一激励组中位于所述飞行器水平纵剖面以下的激励器放电；

若获取到左偏转指令，令所述第一激励组中位于所述飞行器竖直纵剖面以左的激励器放电；

若获取到右偏转指令，令所述第一激励组中位于所述飞行器竖直纵剖面以右的激励器放电。

此部分方位词“水平”和“竖直”是指相对于地面而言的方位，水平纵剖面即水平向穿过飞行器轴线的剖面，竖直纵剖面即竖直向穿过飞行器轴线的剖面。本发明提供的高超飞行器气动控制方法依赖高超飞行器气动控制装置实现，高超飞行器气动控制装置包括第一激励组，令第一激励组中的激励器放电，可令飞行器尾部该激励器所在压缩斜面的受力增加，从而改变飞行器受力，实现调整飞行器的方向，当第一激励组中一侧的激励器放电，该侧飞行器尾部的受力增加，会导致飞行器的头部向该侧偏斜。

进一步地，所述控制指令的类型还包括减速指令，所述响应所述控制指令，还包括：

若获取到减速指令，令所述第一激励组中所有的激励器放电。

当飞行器水平飞行时，同时开启第一激励组中的激励器，飞行器尾部附体激波后的局部压力均增大，可用于增大飞行器轴向力，即阻力，实现飞行器减速的效果。

进一步地，所述控制指令的类型还包括抬升指令，所述响应所述控制指令，还包括：

若获取到抬升指令，令所述第一激励组中位于所述飞行器水平纵剖面以下的激励器放电。

当飞行器以正迎角向上爬升的过程中，通过令第一激励组下侧的激励器放电，可使得激励器附近的壁面压力升高，用于增大飞行器升力，提高升阻比。

可选地，若所述高超飞行器气动控制装置包括第二激励组，所述响应所述控制指令还包括：

若获取到抬头指令，令所述第二激励组中位于所述飞行器水平纵剖面以下的激励器放电；

若获取到低头指令，令所述第二激励组中位于所述飞行器水平纵剖面以上的激励器放电；

若获取到左偏转指令，令所述第二激励组中位于所述飞行器竖直纵剖面以右的激励器放电；

若获取到右偏转指令，令所述第二激励组中位于所述飞行器竖直纵剖面以左的激励器放电。

令第二激励组中的激励器放电，可令飞行器尾部该激励器对应的压缩斜面的受力减小，从而改变飞行器受力，实现调整飞行器的方向，当第二激励组中一侧的激励器放电，该侧飞行器尾部的受力减小，会导致飞行器的头部向对侧偏斜。

进一步地，所述控制指令的类型还包括减阻指令，所述响应所述控制指令还包括：

若获取到减阻指令，令所述第二激励组中所有的激励器放电。

飞行器水平飞行时，可同时开启第二激励组中的激励器放电，弱化飞行器尾部附体激波，此时压缩斜面的压力均减小，可用于实现飞行器减阻效果，特别适用于高超飞行器水平飞行。

进一步地，所述控制指令的类型还包括抬升指令，所述响应所述控制指令还包括：

若获取到抬升指令，令所述第二激励组中位于所述飞行器水平纵剖面以上的激励器放电。

当飞行器以正迎角向上爬升的过程中，通过第二激励组上侧的激励器放电，可使得飞行器上侧壁面压力减小，同样有助于增大飞行器升力，提高升阻比。

可选地，若所述高超飞行器气动控制装置包括第三激励组，所述响应所述控制指令还包括：

若获取到抬头指令，令所述第三激励组中位于所述飞行器水平纵剖面以下的激励器放电；

若获取到低头指令，令所述第三激励组中位于所述飞行器水平纵剖面以上的激励器放电；

若获取到左偏转指令，令所述第三激励组中位于所述飞行器竖直纵剖面以右的激励器放电；

若获取到右偏转指令，令所述第三激励组中位于所述飞行器竖直纵剖面以左的激励器放电。

令第三激励组中的激励器放电，可令飞行器头部受力增加，从而改变飞行器受力，实现调整飞行器的方向，当第三激励组中一侧的激励器放电，会导致飞行器的头部向对侧偏斜。

进一步地，若所述控制指令的类型还包括减速指令，所述响应所述控制指令还包括：

若获取到减速指令，令所述第三激励组中所有的激励器放电。

同时开启第三激励组中的激励器放电，飞行器头部局部压力均增大，可用于增大飞行器轴向力。

进一步地，所述控制指令的类型还包括抬升指令，所述响应所述控制指令还包括：

若获取到抬升指令，令所述第三激励组中位于所述飞行器水平纵剖面以下的激励器放电。

当飞行器以正迎角向上爬升的过程中，通过令第三激励组下侧的激励器放电，可使得激励器附近的壁面压力升高，用于增大飞行器升力，提高升阻比。

在一个优选的实施例中，采用如图1所示的高超飞行器气动控制装置实现本发明的高超飞行器气动控制方法，该方法包括：

获取控制指令，所述控制指令的类型包括抬头指令、低头指令、左偏转指令、右偏转指令、减速指令、减阻指令和抬升指令；

响应所述控制指令，包括：

若获取到抬头指令，令头部下方激励器10、主体下方激励器14和尾部上方激励器17中一个或多个激励器放电，以使飞行器产生绕Oz轴（即以飞行器的质心O为原点的z轴）的抬头俯仰力矩，实现飞行器抬头；

若获取到低头指令，令头部上方激励器9、主体上方激励器13和尾部下方激励器18中一个或多个激励器放电，以使飞行器产生绕Oz轴的低头俯仰力矩，实现飞行器低头；

若获取到左偏转指令，令头部右侧激励器12、主体右侧激励器16、尾部左侧激励器19中一个或多个激励器放电，以使飞行器产生绕Oy轴（即以质心O为原点的y轴）的向左偏航力矩，实现飞行器向左偏转；

若获取到右偏转指令，令头部左侧激励器11、主体左侧激励器15、尾部右侧激励器20中一个或多个激励器放电，以使飞行器产生绕Oy轴的向右偏航力矩，实现飞行器向右偏转；

若获取到减速指令，令头部上方激励器9、头部下方激励器10、头部左侧激励器11、头部右侧激励器12和尾部上方激励器17、尾部下方激励器18、尾部左侧激励器19、尾部右侧激励器20同时放电，以增大飞行器轴向力，实现飞行器减速的效果；

若获取到减阻指令，令主体上方激励器13、主体下方激励器14、主体左侧激励器15和主体右侧激励器16同时放电，以减小飞行器轴向力，实现飞行器减阻的效果；

若获取到抬升指令，令头部下方激励器10、主体上方激励器13和尾部下方激励器18中一个或多个激励器放电，以增大飞行器升力，提高升阻比。

传统飞行器通过机械舵面的作动来改变飞行姿态，具有响应慢、结构复杂、热负荷严重等缺陷。本发明打破原有的设计思路，依靠电弧放电能量注入等离子体激励器局部增压和减压效应，通过主动调控激波形态的方式改变飞行器的受力分布，达到气动力控制的目的。采用本发明所涉及的高超飞行器气动控制装置及方法，有望取消高超飞行器舵面的机械作动，具有响应快的优点，且装置的结构较为简单，避免了因激波干扰而引起的气动烧蚀问题。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种高超飞行器气动控制装置，其特征在于，包括：第一激励组；

所述第一激励组包括多个气动控制部，各所述气动控制部设置在飞行器尾部，沿飞行器的周向均匀间隔分布；

所述气动控制部包括压缩斜面和设置在所述压缩斜面上的激励器；其中，所述压缩斜面沿流向方向外斜，激励器位于附体激波的下游，用于放电形成激波，以增加对应的所述压缩斜面受力。

2.根据权利要求1所述的高超飞行器气动控制装置，其特征在于，还包括：第二激励组；

所述第二激励组包括多个设置在飞行器主体表面的激励器，数量与所述气动控制部的数量相同；所述第二激励组中的各激励器对应设置在各所述压缩斜面的上游，用于放电弱化下游的附体激波，以减少对应的所述压缩斜面受力。

3.根据权利要求1或2任一项所述的高超飞行器气动控制装置，其特征在于，还包括：第三激励组；

所述第三激励组包括多个设置在飞行器头部表面的激励器，所述第三激励组中的各激励器沿所述飞行器的周向均匀间隔分布，用于放电形成激波，以增加飞行器头部的受力。

4.根据权利要求1所述的高超飞行器气动控制装置，其特征在于，还包括：第二激励组和第三激励组；

所述第二激励组包括多个设置在飞行器主体表面的激励器，数量与所述气动控制部的数量相同；所述第二激励组中的各激励器对应设置在各所述压缩斜面的上游，用于放电弱化下游的附体激波，以减少对应的所述压缩斜面受力；

所述第三激励组包括多个设置在飞行器头部表面的激励器，所述第三激励组中的各激励器沿所述飞行器的周向均匀间隔分布，用于放电形成激波，以增加飞行器头部的受力；

所述第一激励组、所述第二激励组和所述第三激励组中的激励器的数量与所述压缩斜面的数量相同，各所述压缩斜面的中心与其所对应的所述第一激励组、所述第二激励组和所述第三激励组中的激励器的中心位于同一纵剖面。

5.根据权利要求4所述的高超飞行器气动控制装置，其特征在于，包括：

4个所述压缩斜面，分设在所述飞行器的上、下、左、右四个方位。

6.根据权利要求1所述的高超飞行器气动控制装置，其特征在于：

单个激励器包括一对或多对钨电极对，多对所述钨电极对串联连接，各所述钨电极对沿所述飞行器的流向或展向布设。

7.根据权利要求6所述的高超飞行器气动控制装置，其特征在于：

所述装置采用放电电路为激励器供电；

所述放电电路包括高压脉冲电源、高压脉冲电源参数调节器、直流电源、直流电源电压调节器、可调电阻、第一防反二极管和第二防反二极管；

所述高压脉冲电源的正极连接所述第二防反二极管的正极，所述第二防反二极管的负极连接所述激励器的正端，所述高压脉冲电源的负极和所述激励器的负端分别接地；所述高压脉冲电源参数调节器与所述高压脉冲电源连接；

所述直流电源的正极通过所述可调电阻连接所述第一防反二极管的正极，所述第一防反二极管的负极连接所述激励器的正端，所述直流电源的负极接地；所述直流电源电压调节器与所述直流电源连接。

8.一种高超飞行器气动控制方法，其特征在于，采用如权利要求1-7任一项所述的高超飞行器气动控制装置实现，包括：

获取控制指令，所述控制指令的类型包括抬头指令、低头指令、左偏转指令和/或右偏转指令；

响应所述控制指令，包括：

若获取到抬头指令，令所述第一激励组中位于所述飞行器水平纵剖面以上的激励器放电；

若获取到低头指令，令所述第一激励组中位于所述飞行器水平纵剖面以下的激励器放电；

若获取到左偏转指令，令所述第一激励组中位于所述飞行器竖直纵剖面以左的激励器放电；

若获取到右偏转指令，令所述第一激励组中位于所述飞行器竖直纵剖面以右的激励器放电。

9.根据权利要求8所述的高超飞行器气动控制方法，其特征在于：

若所述高超飞行器气动控制装置包括第二激励组，所述响应所述控制指令，还包括：

若获取到抬头指令，令所述第二激励组中位于所述飞行器水平纵剖面以下的激励器放电；

若获取到低头指令，令所述第二激励组中位于所述飞行器水平纵剖面以上的激励器放电；

若获取到左偏转指令，令所述第二激励组中位于所述飞行器竖直纵剖面以右的激励器放电；

若获取到右偏转指令，令所述第二激励组中位于所述飞行器竖直纵剖面以左的激励器放电。

10.根据权利要求8或9任一项所述的高超飞行器气动控制方法，其特征在于：

若所述高超飞行器气动控制装置包括第三激励组，所述响应所述控制指令，还包括：

若获取到抬头指令，令所述第三激励组中位于所述飞行器水平纵剖面以下的激励器放电；

若获取到低头指令，令所述第三激励组中位于所述飞行器水平纵剖面以上的激励器放电；

若获取到左偏转指令，令所述第三激励组中位于所述飞行器竖直纵剖面以右的激励器放电；

若获取到右偏转指令，令所述第三激励组中位于所述飞行器竖直纵剖面以左的激励器放电。

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