CN114291252B - 一种飞行器三轴姿态控制***及方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器三轴姿态控制***及方法。该***包括连续射流装置、环量控制装置和合成射流装置；所述连续射流装置设置在飞行器的机头位置；所述连续射流装置用于提供偏航姿态控制；所述环量控制装置设置在飞行器的机翼后缘内侧和外侧；所述环量控制装置用于提供增升及俯仰姿态控制和提供滚转姿态控制；所述合成射流装置设置在飞行器的两侧机翼前缘；所述合成射流装置用于通过对称激励提供增升及俯仰姿态控制，还用于通过非对称激励提供滚转姿态控制。本发明能够实现飞行器的姿态控制，并且提高飞行器的稳定性。

Description

一种飞行器三轴姿态控制***及方法

技术领域

本发明涉及飞行器控制领域，特别是涉及一种飞行器三轴姿态控制***及方法。

背景技术

流动控制可以在不改变飞行器布局的基础上进一步提高飞行器气动性能、提高稳定性和操纵性，是航空航天前沿技术之一。流动控制按照有无能量输入，可分为主动和被动流动控制。其中，主动控制技术适用范围广、响应迅速、控制效率高，可实现瞬态、实时、精准控制，具有更大的技术优势。

主动流动控制技术包括连续射流、环量控制、合成射流等。连续射流和环量控制需要高压气源，在实践中，一般由高压储气瓶或者发动机提供；环量控制利用科恩达效应，增加机翼环量；合成射流由合成射流激励器产生，激励器一般由腔体和压电陶瓷片或活塞组成，通过压电陶瓷片的变形或活塞往复运动，改变腔体体积形成脉动射流。

目前飞行器气动力矩主要通过机械舵面实施控制，缺乏主动流动控制技术提供飞行器三轴力矩协同控制方案。常用的机械舵面控制方案有襟翼、副翼、升降舵和方向舵等，对于无尾布局飞行器还包括前缘襟翼、嵌入式阻力舵、全动翼尖、俯仰襟翼和滚转副翼等。机械舵面在偏转作动时，会增大雷达散射面积，不利于隐身，同时也会引入额外的阻力。在大攻角下，位于机翼后面的舵面处于分离区，舵效降低甚至失效，造成控制能力不足，降低飞行器的机动性能。

发明内容

本发明的目的是提供一种飞行器三轴姿态控制***及方法，能够实现飞行器的姿态控制，并且提高飞行器的稳定性。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种飞行器三轴姿态控制***，包括：连续射流装置、环量控制装置和合成射流装置；

所述连续射流装置设置在飞行器的机头位置；所述连续射流装置用于提供偏航姿态控制；

所述环量控制装置设置在飞行器的机翼后缘内侧和外侧；所述环量控制装置用于提供增升及俯仰姿态控制和提供滚转姿态控制；

所述合成射流装置设置在飞行器的两侧机翼前缘；所述合成射流装置用于超过攻角阈值时开启，与连续射流装置、环量控制装置进行协同控制，控制流动分离改善流动状态，进行偏航姿态、俯仰姿态、滚转姿态控制；通过对称激励提供增升及俯仰姿态控制，所述合成射流装置还用于通过非对称激励提供滚转姿态控制。

可选地，所述连续射流装置从发动机或高压储气瓶引气，气流经由管路、截止阀、降压阀、流量控制器以及最后到矩形射流出口。

可选地，所述环量控制装置从发动机或高压储气瓶引气，气流经由管路、截止阀、降压阀、流量控制器以及最后流过外侧喷口或内侧形成射流。

可选地，所述合成射流装置包括合成射流激励器和驱动装置。

可选地，所述合成射流激励器包括：腔体、压电陶瓷片、垫圈、导线孔、压电陶瓷片放置槽、矩形射流出口、螺丝孔位和螺母孔位；

压电陶瓷片和腔体构成一个空间；利用压电陶瓷片的变形振动，对所述空间进行往复压缩扩张，形成合成射流。

可选地，所述驱动装置包括：信号发生器和功率放大器。

一种飞行器三轴姿态控制方法，包括：

判断当前攻角是否超过攻角阈值；

若未超过攻角阈值，则利用连续射流装置提供偏航姿态控制；并利用环量控制装置提供增升及俯仰姿态控制和提供滚转姿态控制；

若超过攻角阈值，在连续射流和环量控制的基础上，进一步协同利用合成射流装置，提供偏航姿态、俯仰姿态和滚转姿态控制。

一种飞行器三轴姿态控制***，包括：

判断模块，用于判断当前攻角是否超过攻角阈值；

第一控制模块，用于若未超过攻角阈值，则利用连续射流装置提供偏航姿态控制；并利用环量控制装置提供增升及俯仰姿态控制和提供滚转姿态控制；

第二控制模块，用于若超过攻角阈值，在连续射流和环量控制的基础上，进一步协同利用合成射流装置，提供偏航姿态、俯仰姿态和滚转姿态控制。

根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：

本发明所提供的一种飞行器三轴姿态控制***及方法，连续射流装置、环量控制装置和合成射流装置；所述连续射流装置设置在飞行器的机头位置；所述连续射流装置用于提供偏航姿态控制；所述环量控制装置设置在飞行器的机翼后缘内侧和外侧；所述环量控制装置用于提供增升及俯仰姿态控制和提供滚转姿态控制；所述合成射流装置设置在飞行器的两侧机翼前缘；所述合成射流装置用于通过对称激励提供增升及俯仰姿态控制，还用于通过非对称激励提供滚转姿态控制；即以飞翼布局飞行器为载体，协同使用连续射流、环量控制和合成射流多种主动流动控制技术，不同攻角下，偏航用连续射流装置，俯仰、滚转用环量控制装置对称、非对称控制。若超过攻角阈值，进一步开启合成射流装置，控制流动分离改善流动状态，与连续射流装置、环量控制装置进行协同控制，提高偏航姿态、俯仰姿态、滚转姿态控制效果。实现了在不同攻角下，飞行器偏航、俯仰和滚转三轴方向上的姿态协同控制，通过在不同来流参数下，使用相应的主动流动控制技术，改变飞行器气动力矩，进而实现飞行器的姿态控制，并且提高飞行器的稳定性。

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性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明所提供的一种飞行器三轴姿态控制***结构示意图；

图2为合成射流激励器结构示意图；

图3为环量控制装置示意图；

图4为飞翼模型连续射流控制示意图；

图5为连续射流对飞翼模型的姿态控制效果示意图；

图6为飞翼模型合成射流控制示意图；

图7为合成射流对飞翼模型的姿态控制效果示意图。

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。

本发明的目的是提供一种飞行器三轴姿态控制***及方法，能够实现飞行器的姿态控制，并且提高飞行器的稳定性。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

如图1所示，本发明所提供的一种飞行器三轴姿态控制***，包括：连续射流装置、环量控制装置和合成射流装置；

所述连续射流装置设置在飞行器的机头位置；所述连续射流装置用于提供偏航姿态控制；

所述环量控制装置设置在飞行器的机翼后缘内侧和外侧；所述环量控制装置用于提供增升及俯仰姿态控制和提供滚转姿态控制；

所述合成射流装置设置在飞行器的两侧机翼前缘；所述合成射流装置用于超过攻角阈值时开启，与连续射流装置、环量控制装置进行协同控制，控制流动分离改善流动状态，进行偏航姿态、俯仰姿态、滚转姿态控制；通过对称激励提供增升及俯仰姿态控制，所述合成射流装置还用于通过非对称激励提供滚转姿态控制。

在小攻角下，机翼后缘内侧的环量控制10提供增升及俯仰姿态控制，外侧的环量控制9提供滚转姿态控制。

连续射流装置从发动机2或高压储气瓶引气，气流经由管路7，截止阀6，降压阀5，流量控制器4，最后到矩形射流出口3。其中，流量控制器具有流量监测和控制两项功能，可根据姿态控制需要，调节流量。

合成射流装置包括合成射流激励器8和驱动装置。合成射流激励器8结构如图2，由腔体11，压电陶瓷片12，垫圈13，导线孔14，压电陶瓷片放置槽15，矩形射流出口17，螺丝孔位18和螺母孔位16组成。压电陶瓷片12和腔体11构成一个空间，通过压电陶瓷片12的变形振动，对此空间进行往复压缩扩张，形成合成射流。驱动装置包括信号发生器，功率放大器。射流强度根据姿态控制需要，通过改变驱动信号的幅值或频率进行调节。

环量控制装置从发动机2或高压储气瓶引气，气流经由管路7，截止阀6，降压阀5，流量控制器4，最后流过外侧喷口9或内侧10形成射流。喷口9、10结构如图3，由矩形出口20和圆弧形19壁面组成。外侧喷口9用于滚转姿态控制，内侧喷口10用于俯仰姿态控制。

图4为在飞翼布局模型上使用连续射流进行姿态控制的示意图，模型固定在单自由度自由摇滚支杆上，气流以垂直于机身对称平面的方向从矩形狭缝中射出。为进一步展示本发明的实用效果，发明人针对上述实例在低速风洞进行了全机模型的自由摇滚滚转角测量。图5为滚转角的时间历程，0时刻模型开始自由滚转，20s时开启吹气，持续10s后停止吹气，之后保持无吹气状态至测量结束，整个测量过程持续时间50s。连续射流一定程度上抑制了飞翼的自由摇滚，增大射流强度，可以实现更为明显的姿态控制效果。

图6为在飞翼布局模型上使用合成射流进行姿态控制的示意图，气流以垂直于机翼前缘的方向从矩形狭缝中射出。在低速风洞进行了全机模型的自由摇滚滚转角测量，图7为滚转角的时间历程，其中时间为5s至15s为合成射流开启时刻，可以看到合成射流可以明显改变滚转姿态。

本发明协同使用连续射流、环量控制和合成射流技术，实现了不同来流状态下，飞行器的偏航、俯仰和滚转三轴姿态控制，避免了单一主动流动控制及传统机械舵面的局限性，提高了机动性。连续射流和环量控制的气源选择具有多样性，可根据实际需要，采用高压储气瓶或是从发动机压气机后引气，增加了控制***冗余度，拓展了可应用性。

本发明所提供的一种飞行器三轴姿态控制方法，包括：

判断当前攻角是否超过攻角阈值；

若未超过攻角阈值，则利用连续射流装置提供偏航姿态控制；并利用环量控制装置提供增升及俯仰姿态控制和提供滚转姿态控制；

若超过攻角阈值，在连续射流和环量控制的基础上，进一步协同利用合成射流装置，提供偏航姿态、俯仰姿态和滚转姿态控制。

本发明所提供的一种飞行器三轴姿态控制***，包括：

判断模块，用于判断当前攻角是否超过攻角阈值；

第一控制模块，用于若未超过攻角阈值，则利用连续射流装置提供偏航姿态控制；并利用环量控制装置提供增升及俯仰姿态控制和提供滚转姿态控制；

第二控制模块，用于若超过攻角阈值，在连续射流和环量控制的基础上，进一步协同利用合成射流装置，提供偏航姿态、俯仰姿态和滚转姿态控制。

本发明提出综合利用不同流动控制技术的协同控制策略，针对典型飞机布局施加控制，进而可以在不同状态下，有效控制飞行器姿态，为飞翼等无尾飞行器提供了大攻角范围的控制方法。在小攻角状态下，由机头连续射流提供偏航姿态控制，机翼后缘内侧的环量控制提供增升和俯仰姿态控制，外侧的环量控制提供滚转姿态控制。在大攻角状态下，机头连续射流提供偏航姿态控制，机翼前缘的合成射流和机翼后缘的环量控制提供俯仰和滚转姿态控制，其中，机翼前缘两侧合成射流和机翼后缘内侧的环量控制协同提供增升和俯仰姿态控制，机翼前缘单侧合成射流和机翼后缘外侧的环量控制协同提供滚转姿态控制。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的***而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (6)

1.一种飞行器三轴姿态控制***，其特征在于，包括：连续射流装置、环量控制装置和合成射流装置；

所述连续射流装置设置在飞行器的机头位置；所述连续射流装置用于提供偏航姿态控制；

所述环量控制装置设置在飞行器的机翼后缘内侧和外侧；所述环量控制装置用于提供增升及俯仰姿态控制和提供滚转姿态控制；

所述合成射流装置设置在飞行器的两侧机翼前缘；所述合成射流装置用于超过攻角阈值时开启，与连续射流装置、环量控制装置进行协同控制，控制流动分离改善流动状态，进行偏航姿态、俯仰姿态、滚转姿态控制；通过对称激励提供增升及俯仰姿态控制，所述合成射流装置还用于通过非对称激励提供滚转姿态控制；

所述合成射流装置包括合成射流激励器和驱动装置；

所述合成射流激励器包括：腔体、压电陶瓷片、垫圈、导线孔、压电陶瓷片放置槽、矩形射流出口、螺丝孔位和螺母孔位；

压电陶瓷片和腔体构成一个空间；利用压电陶瓷片的变形振动，对所述空间进行往复压缩扩张，形成合成射流。

2.根据权利要求1所述的一种飞行器三轴姿态控制***，其特征在于，所述连续射流装置从发动机或高压储气瓶引气，气流经由管路、截止阀、降压阀、流量控制器以及最后到矩形射流出口。

3.根据权利要求1所述的一种飞行器三轴姿态控制***，其特征在于，所述环量控制装置从发动机或高压储气瓶引气，气流经由管路、截止阀、降压阀、流量控制器以及最后流过外侧喷口或内侧形成射流。

4.根据权利要求1所述的一种飞行器三轴姿态控制***，其特征在于，所述驱动装置包括：信号发生器和功率放大器。

5.一种飞行器三轴姿态控制方法，用于实现权利要求1-4任意一项所述的一种飞行器三轴姿态控制***，其特征在于，包括：

判断当前攻角是否超过攻角阈值；

若未超过攻角阈值，则利用连续射流装置提供偏航姿态控制；并利用环量控制装置提供增升及俯仰姿态控制和提供滚转姿态控制；

若超过攻角阈值，在连续射流和环量控制的基础上，进一步协同利用合成射流装置，提供偏航姿态、俯仰姿态和滚转姿态控制。

6.一种飞行器三轴姿态控制***，应用与权利要求5所述的一种飞行器三轴姿态控制方法，其特征在于，包括：

判断模块，用于判断当前攻角是否超过攻角阈值；

第一控制模块，用于若未超过攻角阈值，则利用连续射流装置提供偏航姿态控制；并利用环量控制装置提供增升及俯仰姿态控制和提供滚转姿态控制；

第二控制模块，用于若超过攻角阈值，在连续射流和环量控制的基础上，进一步协同利用合成射流装置，提供偏航姿态、俯仰姿态和滚转姿态控制。