CN117922831A - 一种基于柔性舵面的主动控制空中加油锥套及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于柔性舵面的主动控制空中加油锥套及控制方法，该加油锥套包括中空的锥管以及利用伞骨与锥管大端连接的伞盖；所述锥管内收纳有若干柔性舵面，所述柔性舵面连接在支撑杆上并可随支撑杆的运动延伸出锥管；所述柔性舵面延伸出锥管后可随支撑杆偏转，从而调整加油锥套的飞行轨迹。本发明通过气动控制手段调整并稳定锥套的平衡位置。采用柔性舵面的设计相对传统气动舵面存在质量较轻、舵面面积大控制效率高、便于收纳所占空间小等优点。由于加油锥套尺寸空间相对较小、重量较轻，因此柔性舵面比传统气动舵面更具优势。

Description

一种基于柔性舵面的主动控制空中加油锥套及控制方法

技术领域

本发明属于空中加油技术领域，尤其涉及一种基于柔性舵面的主动控制空中加油锥套及控制方法。

背景技术

空中加油技术起源于20世纪20~30年代。飞机在空中加油后可以飞行的更远，因为不必考虑燃料不足的问题，飞机在执行任务时可以减少燃料的携带量增加有效载荷，空中加油技术还可减少长距离任务所消耗的燃料总量。空中加油的方式分为：硬管式空中加油和软管-锥套式空中加油。软管-锥套式空中加油装置将一条软管拖曳于加油机后方，软管的末端连接一锥套（drogue）结构（或称伞锥（para-drogue）），其形态类似羽毛球毽型，其锥体窄端与软管相连。其结构如下图 1所示，包括伞盖1、锥管3以及用于连接伞盖1和锥管2的伞骨。

软管-锥套式空中加油装置由于其柔性结构的限制、加油管的长度有限，使加油锥套受到加油机的尾流的影响，并且在空中阵风和受油机接近时头波的气动干扰等多种因素影响下，加油锥套会进行飘摆振荡，位置不稳定。飘摆的加油锥套由于不规则运动使受油机对接难度增加，难以一次性完成准确对接，降低加油效率。锥套的不规则运动可能会与受油机发生碰撞导致安全事故。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种基于柔性舵面的主动控制空中加油锥套及控制方法，通过气动控制手段调整并稳定锥套的平衡位置。

为解决以上技术问题，本发明的技术方案为采用一种基于柔性舵面的主动控制空中加油锥套，包括中空的锥管以及利用伞骨与锥管大端连接的伞盖；所述锥管内收纳有若干柔性舵面，所述柔性舵面连接在支撑杆上并可随支撑杆的运动延伸出锥管；所述柔性舵面延伸出锥管后可随支撑杆偏转，从而调整加油锥套的飞行轨迹。

作为一种改进，所述柔性舵面为4个，分设于锥管上、下、左、右侧；其中，位于上、下侧的柔性舵面为一组，其延伸出锥管后沿竖直方向伸展并可向左右方向偏转，用于调整加油锥套左右方向的飞行轨迹；位于左、右侧的柔性舵面为一组，其延伸出锥管后沿水平方向伸展并可向上下方向偏转，用于调整加油锥套上下方向的飞行轨迹。

作为一种进一步的改进，所述柔性舵面为扇形，其一直线边连接支撑杆，另一直线边连接收纳装置；当柔性舵面随支撑杆延伸出锥管后，所述支撑杆位于迎风面上。

作为另一种更进一步的改进，所述锥管由内直管和外锥套相套而成，其两个端面上均设置有封板；所述外锥套上设置有用于供柔性舵面进出的开口，所述开口沿外锥套母线设置；所述收纳装置包括可绕轴心自传的锥形筒，所述锥形筒设置在内直管和外锥套之间的空腔内；还包括用于驱动锥形筒旋转的驱动装置。

作为一种改进，所述锥管小端设置有风轮发电装置，所述风轮发电装置的风轮与锥管同轴设置；所述风轮外设置有进气格栅；所述进气格栅由若干格栅条组成，所述格栅条为上宽下窄的S形。

作为一种改进，所述锥管内设置有蓄电池，所述蓄电池与风轮发电装置连接。

作为一种改进，所述支撑杆的横截面为对称翼形，并且支撑杆的端部安装有翼形整流盖。

作为一种改进，还包括用于控制支撑杆运动的转动控制装置；

所述转动控制装置包括可沿其自身相互垂直的两根轴线旋转的旋转体，所述支撑杆固定在旋转体上；所述旋转体上开有相互垂直的周向滑槽I、滑槽II，所述滑槽I、滑槽II内分别设置有可沿滑槽I、滑槽II滑动的滑块I、滑块II；所述滑块I和滑块II均可旋转并带动旋转体随之旋转；当其中一个滑块旋转带动旋转体旋转时，另一个滑块可在滑槽内滑动。

作为一种改进，所述转动控制装置还包括驱动滑块旋转的旋转驱动装置；所述旋转驱动装置包括并排设置的从动齿轮I和从动齿轮II；所述从动齿轮I带动锥形齿轮组将扭矩90°转向后传递至滑块I；所述从动齿轮II带动滑块II同轴转动；还包括可左右滑动的滑板，所述滑板上并排设置有驱动齿轮I和驱动齿轮II；所述滑板可通过左右滑动使得驱动齿轮I与从动齿轮I啮合或者驱动齿轮II与从动齿轮II啮合；

所述滑板背部还设置有与驱动齿轮I同轴的主动齿轮I、与驱动齿轮II同轴的主动齿轮II；所述滑板可通过左右滑动使得主动齿轮I与电机输出齿轮啮合或者主动齿轮II与电机输出齿轮啮合。

本发明还提供一种空中加油锥套的主动控制方法，应用于上述基于柔性舵面的主动控制空中加油锥套，包括：

构建坐标系；

设定加油锥套在所述坐标系下的理想位置，并将理想位置作为中心点将坐标系划分为4个区域；

获取加油锥套在所述坐标系下的实际位置，并判断加油锥套实际位置位于所述4个区域中的哪一个；

根据实际位置所处的区域调整柔性舵面偏转方向使得加油锥套飞行轨迹改变，直到加油锥套位于理想位置；

加油锥套位于理想位置后，控制柔性舵面回正。

本发明的有益之处在于：

本发明提出了一种基于柔性舵面的主动控制的空中加油锥套，通过气动控制手段调整并稳定锥套的平衡位置。采用柔性舵面的设计相对传统气动舵面存在质量较轻、舵面面积大控制效率高、便于收纳所占空间小等优点。由于加油锥套尺寸空间相对较小、重量较轻，因此柔性舵面比传统气动舵面更具优势。

附图说明

图1为现有加油锥套的结构示意图。

图2为本发明的立体图（柔性舵面伸展）。

图3为本发明的立体图（柔性舵面收纳）。

图4为本发明的侧视图。

图5为图4的A-A剖视图。

图6A~6B为支撑杆的结构示意图。

图7为进气格栅的结构示意图。

图8为锥形筒的结构示意图。

图9为风轮叶片的结构示意图。

图10为格栅固定基座的结构示意图。

图11为锥形筒固定座的结构示意图。

图12为转动控制装置的结构示意图。

图13为转动控制装置的立体图。

图14为旋转体的放大图。

图15为滑块的结构示意图。

图16A~16C展示了柔性舵面由收纳到展开时转动控制装置的工作示意图。

图17A~17C展示了柔性舵面偏转时转动控制装置的工作示意图。

图18A、18B为柔性舵面I和柔性舵面III的偏转示意图。

图18C为柔性舵面II和柔性舵面IV的偏转示意图。

图19为坐标系的示意图。

图20为空间划分示意图。

图21为计算结构坐标系定义图。

图22A~22C为柔性舵面II和柔性舵面IV偏转时气动力/力矩系数随攻角变化曲线图。

图23A为柔性舵面II和柔性舵面IV上表面压力分布图。

图23B为柔性舵面II和柔性舵面IV下表面压力分布图。

图23C为柔性舵面II上表面空间流线。

图24A~24D为柔性舵面I和柔性舵面III舵偏转时气动力/力矩系数随攻角变化曲线。

图中标记：1伞盖、2伞骨、3锥管（31内直管、32外锥套、33前封板、34开口、35后封板）、4柔性舵面（41柔性舵面I、42柔性舵面II、43柔性舵面III、44柔性舵面IV）、5支撑杆(51整流盖）、6进气格栅、7锥形筒、8力测量传感器、9连接杆、10风轮、11格栅固定基座（11-1格栅固定槽、11-2通气孔）、12转动控制装置、13蓄电池、14锥形筒安装座（14-1安装孔、14-2通气孔）。

1201旋转体、1202滑块I、1203滑槽I、1204传动轴、1205锥形齿轮组、1206支撑座、1207从动齿轮I、1208驱动齿轮I、1209主动齿轮I、1210电机输出齿轮、1211滑块II、1212滑槽II、1213传动轴、1214从动齿轮II、1215驱动齿轮II、1216滑板、1217主动齿轮II、1218输出轴、1219电机、1202-1销轴。

具体实施方式

为了使本领域的技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合具体实施方式对本发明作进一步的详细说明。

现有技术中国专利CN201811084118.1一种提高软管式空中加油速率的装置，包括加油软管、智能空气组件、受油锥套、伞套，所述加油软管穿过所述智能空气组件并延伸至受油锥套内的加油套孔，所述智能空气组件包括多个飞行控制舵面，通过控制飞行控制舵面的角度能够控制受油锥套的相对运动，所述受油锥套内加油套孔两侧对称设置一组图像采集及信号发射组件，通过图像采集及信号发射组件能够识别、锁定并对准战斗机加油管，所述伞套与受油锥套的末端连接。

在上述现有技术中，采用刚性的飞行控制舵面对整个锥套的飞行轨迹进行调整。刚性舵面不便于收纳，在收纳时需要1:1的收纳空间。在收纳时，刚性舵面需要完全对准锥套上的开口，而在高速飞行中刚性舵面会产生挥舞和振动，此时刚性舵面收纳会很难对准槽缝，可能会造成收纳失败甚至是碰撞到锥管外壁。另外刚性舵面质量较大，对整个加油锥套的重心影响较大。

为了解决上述问题，如图2、图3、图4、图5所示，本发明提供一种基于柔性舵面的主动控制空中加油锥套，包括中空的锥管3以及利用伞骨2与锥管3大端连接的伞盖1；所述锥管3内收纳有若干柔性舵面4，所述柔性舵面4连接在支撑杆5上并可随支撑杆5的运动延伸出锥管3；所述柔性舵面4延伸出锥管3后可随支撑杆5偏转，从而调整加油锥套的飞行轨迹。

本发明的原理在于：通过柔性舵面4的偏转来进行加油锥套飞行轨迹的调整。柔性舵面在伸展时利用支撑杆进行支撑并带动偏转，从而达到理想的气动性能以调整加油锥套的飞行轨迹。相较于现有的刚性的舵面，其具有如下优势：

（1）展开时，柔性舵面4的面积远远大于刚性舵面，产生的气动效果远大于刚性舵面。要达到相同的气动力/力矩，柔性舵面转动/摆动的角度更小，在相同转角下柔性舵面产生的控制力更大，可以更好的实现锥套的稳定控制。

（2）柔性舵面4的质量要小于刚性舵面。

因为在空中加油时飞机飞行速度较快，舵面承受的压力较大，刚性舵面的材料一般为铝合金，铝合金的密度为2.7g/cm3 ，例如刚性舵面的翼型为NACA0012翼型，展长为50cm、弦长7.5cm，刚性舵面的质量为635g；柔性舵面的材料选用土工合成材料或双层合成纤维篷布，质量参数为500g/m2，柔性舵面的扇形半径为50cm，柔性舵面的质量为98.17g。柔性舵面的质量远小于刚性舵面，对锥套的质心影响远小于刚性舵面。

（3）柔性舵面4更便于收纳。

刚性舵面收纳时，要将舵面完全对准锥管上的槽缝。刚性舵面的外形展长远大于弦长，当锥套高速运动并处于复杂的流场中时，刚性舵面会产生挥舞和振动，并且由于槽缝的宽度较小，此时刚性舵面收纳会很难对准槽缝，可能会造成收纳失败甚至是碰撞到锥管外壁。柔性舵面4收纳时不需要考虑对准槽缝的问题，直接收纳即可。因此柔性舵面4更便于收纳。

具体地，本发明中所述柔性舵面4为4个，分设于锥管3上、下、左、右侧，分别为柔性舵面I41、柔性舵面II42、柔性舵面III43、柔性舵面IV44；其中，位于上、下侧的柔性舵面I41和柔性舵面III43为一组，其延伸出锥管3后沿竖直方向伸展并可向左右方向偏转，用于调整加油锥套左右方向的飞行轨迹；位于左、右侧的柔性舵面II42和柔性舵面IV44为一组，其延伸出锥管3后沿水平方向伸展并可向上下方向偏转，用于调整加油锥套上下方向的飞行轨迹。

如图18A、18B所示，从加油锥套大端向小端方向观察，z轴为竖直方向，y轴为水平方向。当柔性舵面I41和柔性舵面III43向+y方向偏转时，加油锥套向+y方向运动，反之依然。如图18C所示，当柔性舵面II42和柔性舵面IV44向+z方向偏转时，加油锥套向+z方向运动，反之依然。本实施中，柔性舵面4的偏转范围为±45°，偏转角度的不同使得柔性舵面4受力不同，从而改变柔性舵面4的运动速率。

本发明中，柔性舵面4的为扇形，当其完全伸展时，圆心角约为90°。其一直线边连接支撑杆5，另一直线边连接收纳装置；当柔性舵面4随支撑杆5延伸出锥管3后，所述支撑杆5位于迎风面上。柔性舵面4的材料为具有一定柔韧性，可变形的柔性材料，柔性舵面4相较于传统机械刚性舵面具有面积大气动效果好、重量轻、易于收纳，所需空间较小等优点。

如图6A~6B所示，所述支撑杆5的横截面为对称翼形，并且支撑杆的端部安装有翼形的整流盖51。本实施中，支撑杆5由左右两部分拼合而成，其材料为碳纤维。采用对称翼形设计可以增大与柔性材料的接触面积，固定更加牢固；并且翼形设计可以增加一定的升力并且降低阻力，在舵面整体摆动时可以增加部分气动效果；采用碳纤维材料降低部件的重量。

如图12、13所示，本发明中，柔性舵面4的伸展和偏转依靠的是支撑杆5的带动，因此还包括用于控制支撑杆5运动的转动控制装置12。所述转动控制装置12利用连接杆9与支撑杆5下端连接。

所述转动控制装置12包括可沿其自身相互垂直的两根轴线旋转的旋转体1201，所述支撑杆5利用连接杆9与旋转体1201固定；使得当旋转体1201沿两根轴线旋转时，支撑杆5可做两个相互垂直方向的摆动。

如图14所示，所述旋转体1201上开有相互垂直的周向滑槽I 1203、滑槽II 1212，所述槽I 1203、滑槽II 1212内分别设置有可沿槽I 1203、滑槽II 1212滑动的滑块I 1202、滑块II 1211；所述滑块I 1202和滑块II 1211均可旋转并带动旋转体1201随之旋转；当其中一个滑块旋转带动旋转体1201旋转时，另一个滑块可在滑槽内滑动。为了避免滑脱并便于驱动旋转体转动，滑槽内侧壁上开设只有导向槽，滑块的两端设置有卡接于凹槽内的销轴1202-1，如图15所示。

在本实施例中，旋转体1201为球体，其可沿两根相互垂直的轴线旋转。旋转体1201沿其中一根轴线旋转时，可驱动支撑杆5带动柔性舵面4收纳或者展开；而旋转体1201沿另一个轴线旋转时，可驱动支撑杆5带动柔性舵面4偏转。

更为具体地，所述转动控制装置12还包括驱动滑块旋转的旋转驱动装置；所述旋转驱动装置包括并排设置的从动齿轮I 1207和从动齿轮II 1214；所述从动齿轮I 1207带动锥形齿轮组1205（包括两个呈90°方向啮合的锥形齿轮）将扭矩90°转向后传递至滑块I1202；具体为从动齿轮I 1207通过传动轴驱动锥形齿轮组1205，而锥形齿轮组1205利用传动轴1204带动滑块I 1202。所述从动齿轮II 1214带动滑块II 1211同轴转动；具体为从动齿轮II 1214利用传动轴1213直接带动滑块II 1211。为了使得传动稳定，传动轴上套有支撑座1206。

还包括可左右滑动的滑板1216，所述滑板1216上并排设置有驱动齿轮I 1208和驱动齿轮II 1215；所述滑板1216可通过左右滑动使得驱动齿轮I 1208与从动齿轮I 1207啮合或者驱动齿轮II 1215与从动齿轮II 1214啮合。

旋转体1201在同一时刻只能沿一根轴线转动，即柔性舵面4在同一时刻仅能做收纳展开的运动或者偏转运动，不能在收纳展开的同时又进行偏转，保证了设备的安全性。

另外，所述滑板1216背部还设置有与驱动齿轮I 1208同轴的主动齿轮I 1209、与驱动齿轮II 1215同轴的主动齿轮II 1217；所述滑板1216可通过左右滑动使得主动齿轮I1209与电机输出齿轮1210啮合或者主动齿轮II 1217与电机输出齿轮1210啮合。可以预见的是，电机输出齿轮1210固定套于电机1219的输出轴1218上。

如图16A~16C所示，初始状态下柔性舵面4为收纳位，支撑杆5与滑块II 1211的转动轴线同轴，滑板1216滑动到一端使得主动齿轮I 1209与电机输出齿轮1210啮合。与主动齿轮I 1209同轴的驱动齿轮I 1208带动锥形齿轮组1205转动，从而带动滑块I 1202转动。滑块I 1202卡接在滑槽I 1203内，当其自身转动时，带动旋转体1201转动（在旋转体1201转动过程中滑块II 1211在滑槽II 1212内滑动）。而旋转体1201的转动带动支撑杆5摆动，从而实现柔性舵面4从收纳到展开。

如图17A~17C所示，支撑杆5也从初始位置转动90°。此时，滑板1216滑动到另一端，使得主动齿轮II 1217与电机输出齿轮1210啮合。与主动齿轮II 1217同轴的驱动齿轮II1215带动带动滑块II 1211转动。滑块II 1211卡接在滑槽II 1212内，当其自身转动时，带动旋转体1201转动（在旋转体1201转动过程中滑块I 1202在滑槽I 1203内滑动）。而旋转体1201的转动带动支撑杆5摆动，从而实现柔性舵面4的偏转。

所述支撑杆5内设置力测量传感器8，其目的在于在柔性舵面4偏转过程中，柔性舵面4会受到支撑杆5拉扯的力和气动力，防止综合力过大使柔性舵面4受到损坏。

所述锥管3由内直管31和外锥套32相套而成，其两个端面上均设置有环形的封板即前封板33和后封板35；所述外锥套32上设置有用于供柔性舵面4进出的开口34，所述开口34沿外锥套32母线设置；所述收纳装置包括可绕轴心自传的锥形筒7，其结构如图8所示。所述锥形筒7设置在内直管31和外锥套32之间的空腔内，利用锥形筒安装座14分别与前封板33和后封板35连接。如图11所示，锥形筒安装座14上设置有安装孔14-1，并且开有通气孔14-2。可以预见的是，还包括用于驱动锥形筒7旋转的驱动装置，例如电机等。通过锥形筒7的旋转用于收纳或者释放柔性舵面4。

采用锥形筒7来收纳柔性舵面4的原因是因为柔性舵面4为扇形结构，以保证收放时内环与外环速度一致。锥形筒7的转轴轴线为水平放置。另外，为了减重，锥形筒7在本实施例中为空心结构。

为了实现自给供电，如图7、图9、图10所示，在一些实施中，所述锥管3小端设置有风轮发电装置，所述风轮发电装置的风轮10与锥管3同轴设置；所述风轮10外设置有进气格栅6；所述进气格栅6由若干格栅条组成，所述格栅条为上宽下窄的S形。进气格栅6利用格栅固定基座11固定在锥管3的前封板33上。格栅固定基座11边缘开有格栅条固定槽11-1方便更换，同时还设置有通气孔11-2。

进气格栅6的作用主要是为了防止异物碰撞风轮10，同时也防止风轮10意外甩出碰撞其他物体。格栅条、风轮10均为3D打印生成，材料为高强度塑料。另外，整个加油锥套可配置4枚小型的蓄电池13，风轮发电装置可以发电，从而减小重量体积，增加锥套控制的时间，增加续航能力。

本发明的工作流程如下：

1、舵面展开过程：

加油锥套释放到空中后，柔性舵面收纳装置开始工作将柔性舵面释放出；同时同步工作的转动控制装置通过连接杆带动支撑杆转动，柔性舵面将会逐步展开直到完全展开。连接杆和柔性舵面均设有最大转动角度限制机构，防止转动角度过大损坏柔性舵面。

2、舵面偏转控制锥套姿态平稳过程：

柔性舵面展开后，姿态传感器确定锥套的姿态，如果锥套姿态不是水平稳定姿态。转动控制装置会根据当前姿态通过支撑杆对柔性舵面分别进行摆动，直至锥套受力平衡姿态稳定。

3、加油工作完毕，舵面收纳过程：

首先将柔性舵面I、柔性舵面III摆动到竖直方向，柔性舵面II和柔性舵面IV摆动到水平方向；转动控制装置通过支撑杆像锥管上的开口运动，同步进行的为收纳装置转动将柔性舵面收起。

本发明还提供一种空中加油锥套的主动控制方法，应用于上述基于柔性舵面的主动控制空中加油锥套，包括：

S1构建坐标系；所述坐标系以中间加油平台伞锥弹射通道尾口中心点O为原点，OA水平向后方向，OC为铅锤方向，OB垂直于AOC平面向左。

如图19所示，在该坐标系下，设定加油锥套在所述坐标系下的位置为G，G到原点的水平距离、垂直方向距离/>、横向距离/>；点G在平面AOB内的投影为点G₁，OG与平面AOB的夹角为/>；在平面AOC内的投影为点G_2， OG与平面AOC的夹角为/>。

S2设定加油锥套在所述坐标系下的理想位置，并将理想位置作为中心点将坐标系划分为4个区域。

如图20所示，设定加油锥套在所述坐标系下的理想位置G_理，G_理到原点的水平距离=La、垂直方向距离/>=Lc、横向距离/>=Lb；OG_理与平面AOB的夹角为/>=α，OG_理与平面AOC的夹角为/>=β。

所述4个区域包括位于锥套理想位置左上的第一区域、位于锥套位置理想左下的第二区域、位于锥套理想位置右下的第三区域、位于锥套理想位置右上的第四区域。

S3获取加油锥套在所述坐标系下的实际位置，并判断加油锥套实际位置位于所述4个区域中的哪一个。根据实际位置所处的区域调整柔性舵面偏转方向使得加油锥套飞行轨迹改变，直到加油锥套位于理想位置。

当锥套位置发生移动后，可通过中间加油平台伞锥弹射通道尾口中心点两侧的光学探测器探测锥套的位置，系统进行判定后，根据下面不同情况进行，对柔性舵面进行相应的控制使锥套回归理想位置。

S31若加油锥套的实际位置G_实的＜Lc、/>＞Lb；/>＜α、/>＞β,则加油锥套实际位置处于第一区域；首先将位于上下方向的柔性舵面向右偏转,使得锥套向右移动，然后将位于左右方向的柔性舵面向下偏转，使得加油锥套向下移动，直到加油锥套达到理想位置；

S32若加油锥套的实际位置G_实的＞Lc、/>＞Lb；/>＞α、/>＞β,则加油锥套实际位置处于第二区域；首先将位于上下方向的柔性舵面向右偏转,使得锥套向右移动，然后将位于左右方向的柔性舵面向上偏转，使得加油锥套向上移动，直到加油锥套达到理想位置；

S33若加油锥套的实际位置G_实的＞Lc、/>＞Lb；/>＞α、/>＜β,则加油锥套实际位置处于第三区域；首先将位于上下方向的柔性舵面向左偏转,使得锥套向左移动，然后将位于左右方向的柔性舵面向上偏转，使得加油锥套向上移动，直到加油锥套达到理想位置；

S34若加油锥套的实际位置G_实的＜Lc、/>＞Lb；/>＜α、/>＜β,则加油锥套实际位置处于第四区域；首先将位于上下方向的柔性舵面向左偏转,使得锥套向左移动，然后将位于左右方向的柔性舵面向下偏转，使得加油锥套向下移动，直到加油锥套达到理想位置。

S4加油锥套位于理想位置后，控制柔性舵面回正。

锥套达到理想位置时，柔性舵面偏转会快速回正，舵面偏角减小，传感器反馈的锥套受力平衡，舵面停止运动，并保持此状态。

另外，还可以通过CFD（Computational Fluid Dynamics计算流体力学）仿真计算来验证本发明的有效性。其主要目的在于考察柔性舵面对于锥套的运动控制效果是否满足设计目标。如柔性舵面II和IV正舵偏时，锥套向上运动，负舵偏时锥套能向下运动；柔性舵面I和III正舵偏时锥套向左运动，负舵偏时向右运动。

针对本发明提供的加油锥套，对其舵面展开0度构型、柔性舵面I和III同步偏转30°构型、柔性舵面II和IV同步偏转-30°、30°构型，分别计算了高度h=1km，来流马赫数为0.5，计算来流攻角α=-2°、0°、2°、4°、6°、8°、10°、12°14°，侧滑角β=0°条件下的气动力/力矩数据。锥套的参考面积S=0.7853982（m2） ，参考长度L=1（m），力矩参考点为：距锥套头部中心点x轴方向0.5m处。

图21是计算结果坐标系示意图。x轴朝前（从锥套尾部指向头部方向）、z轴垂直水平面向下、y轴垂直xz平面朝右（从后往前看的视角）。在此坐标系下，俯仰力矩为正值是抬头力矩，俯仰力矩为负值是低头力矩；偏航力矩为正值向右偏航，偏航力矩为负值向左偏航。

因为锥套有前面加油软管的牵引，锥套的升力与阻力变化均会影响锥套的上下运动。图22A~图22C为0°舵偏与柔性舵面II和IV偏转30°、-30°时气动力/力矩系数随攻角变化曲线。从图中可以看出舵面偏转30°时与0°舵偏相比，攻角小于10°时升力系数增大，大于10°时升力系数变小；阻力系数在正攻角时增大，在攻角2°~6°的范围内升力系数和阻力系数均增大，锥套会向上运动。舵面偏转-30°时与0°舵偏相比，升力系数减小，大于2°攻角时阻力系数减小，在攻角2°~6°的范围内升力系数和阻力系数均减小，锥套会向下运动。

图23A~23C为锥套柔性舵面II和IV上、下表面压力分布和过柔性舵面II和IV上表面的空间流线图。从流场图中可以看出柔性舵面II和IV有偏转时上下表面压力系数变化明显：30°舵偏与0°舵偏相比，下表面高压区范围增大，上表面低压区范围增大；-30°舵偏与0°舵偏相比，下表面高压区范围减小，上表面低压区范围减小，现象与升力系数的变化相符。

表 1为α=4°时偏转柔性舵面II和IV锥套整体和各部件升力/阻力系数

表 1为α=4°时偏转柔性舵面II和IV时锥套整体和各部件升力/阻力系数表。从数据中可以发现锥套主体以及柔性舵面I和III升力系数和阻力系数变化较小，对锥套的影响较小，主要还是柔性舵面II和IV的舵升力系数和阻力系数变化产生作用。

因此柔性舵面II和IV的偏转可以有效控制锥套的上下移动。

图24A~图24D为0°舵偏与柔性舵面I和III30°时气动力/力矩系数随攻角变化曲线，从图中可以看出，当柔性舵面I和III偏转30°时相较于0°舵偏时，升力系数和阻力系数变化较小，不会对锥套造成较大的上下移动； 0°舵偏时侧向力系数在0值附近，当柔性舵面I和III偏转30°时，负的侧向力系数（向左方向的力）与负的偏航力矩（向左的偏航力矩）增大很多，说明偏转柔性舵面I和III正角度时锥套会向左方向移动，满足设计目标。

综上所述，柔性舵面对于锥套的运动控制效果满足设计目标。

以上仅是本发明的优选实施方式，应当指出的是，上述优选实施方式不应视为对本发明的限制，本发明的保护范围应当以权利要求所限定的范围为准。对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明的精神和范围内，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 (10)

1.一种基于柔性舵面的主动控制空中加油锥套，其特征在于：包括中空的锥管以及利用伞骨与锥管大端连接的伞盖；所述锥管内收纳有若干柔性舵面，所述柔性舵面连接在支撑杆上并可随支撑杆的运动延伸出锥管；所述柔性舵面延伸出锥管后可随支撑杆偏转，从而调整加油锥套的飞行轨迹。

2.根据权利要求1所述的一种基于柔性舵面的主动控制空中加油锥套，其特征在于：所述柔性舵面为4个，分设于锥管上、下、左、右侧；其中，位于上、下侧的柔性舵面为一组，其延伸出锥管后沿竖直方向伸展并可向左右方向偏转，用于调整加油锥套左右方向的飞行轨迹；位于左、右侧的柔性舵面为一组，其延伸出锥管后沿水平方向伸展并可向上下方向偏转，用于调整加油锥套上下方向的飞行轨迹。

3.根据权利要求1所述的一种基于柔性舵面的主动控制空中加油锥套，其特征在于：所述柔性舵面为扇形，其一直线边连接支撑杆，另一直线边连接收纳装置；当柔性舵面随支撑杆延伸出锥管后，所述支撑杆位于迎风面上。

4.根据权利要求3所述的一种基于柔性舵面的主动控制空中加油锥套，其特征在于：所述锥管由内直管和外锥套相套而成，其两个端面上均设置有封板；所述外锥套上设置有用于供柔性舵面进出的开口，所述开口沿外锥套母线设置；所述收纳装置包括可绕轴心自传的锥形筒，所述锥形筒设置在内直管和外锥套之间的空腔内；还包括用于驱动锥形筒旋转的驱动装置。

5.根据权利要求1所述的一种基于柔性舵面的主动控制空中加油锥套，其特征在于：所述锥管小端设置有风轮发电装置，所述风轮发电装置的风轮与锥管同轴设置；所述风轮外设置有进气格栅；所述进气格栅由若干格栅条组成，所述格栅条为上宽下窄的S形。

6.根据权利要求5所述的一种基于柔性舵面的主动控制空中加油锥套，其特征在于：所述锥管内设置有蓄电池，所述蓄电池与风轮发电装置连接。

7.根据权利要求1所述的一种基于柔性舵面的主动控制空中加油锥套，其特征在于：所述支撑杆的横截面为对称翼形，并且支撑杆的端部安装有翼形整流盖。

8.根据权利要求1所述的一种基于柔性舵面的主动控制空中加油锥套，其特征在于：还包括用于控制支撑杆运动的转动控制装置；

所述转动控制装置包括可沿其自身相互垂直的两根轴线旋转的旋转体，所述支撑杆固定在旋转体上；所述旋转体上开有相互垂直的周向滑槽I、滑槽II，所述滑槽I、滑槽II内分别设置有可沿滑槽I、滑槽II滑动的滑块I、滑块II；所述滑块I和滑块II均可旋转并带动旋转体随之旋转；当其中一个滑块旋转带动旋转体旋转时，另一个滑块可在滑槽内滑动。

9.根据权利要求8所述的一种基于柔性舵面的主动控制空中加油锥套，其特征在于：

所述转动控制装置还包括驱动滑块旋转的旋转驱动装置；所述旋转驱动装置包括并排设置的从动齿轮I和从动齿轮II；所述从动齿轮I带动锥形齿轮组将扭矩90°转向后传递至滑块I；所述从动齿轮II带动滑块II同轴转动；还包括可左右滑动的滑板，所述滑板上并排设置有驱动齿轮I和驱动齿轮II；所述滑板可通过左右滑动使得驱动齿轮I与从动齿轮I啮合或者驱动齿轮II与从动齿轮II啮合；

所述滑板背部还设置有与驱动齿轮I同轴的主动齿轮I、与驱动齿轮II同轴的主动齿轮II；所述滑板可通过左右滑动使得主动齿轮I与电机输出齿轮啮合或者主动齿轮II与电机输出齿轮啮合。

10.一种空中加油锥套的主动控制方法，应用于权利要求1~9中任意一项所述的基于柔性舵面的主动控制空中加油锥套，其特征在于：

构建坐标系；

设定加油锥套在所述坐标系下的理想位置，并将理想位置作为中心点将坐标系划分为4个区域；

获取加油锥套在所述坐标系下的实际位置，并判断加油锥套实际位置位于所述4个区域中的哪一个；

根据实际位置所处的区域调整柔性舵面偏转方向使得加油锥套飞行轨迹改变，直到加油锥套位于理想位置；

加油锥套位于理想位置后，控制柔性舵面回正。