CN115783241A - 融合体飞行器的异步偏转航向控制组合舵控制方法 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种融合体飞行器的异步偏转航向控制组合舵控制方法，基于特殊设计的、包含组合舵的融合体飞行器，对组合舵的嵌入式阻力舵和后缘简单襟翼进行解耦式控制，在能够产生强有力的航向控制力之外，还能够解决现有技术中存在的三轴强耦合性的问题，能够实现扁平融合体布局飞行器在低/亚/跨声速飞行时有效提高航向控制和地面减速控制能力的操控，有效地解决了扁平融合体布局飞行器在低/亚/跨声速飞行时的航向控制兼顾地面减速控制难题。

Description

融合体飞行器的异步偏转航向控制组合舵控制方法

技术领域

本申请属于飞行器研究领域，特别涉及一种融合体飞行器的异步偏转航向控制组合舵控制方法。

背景技术

在飞行器研究技术领域，为了实现大幅度提高飞机气动效率和隐身性能的目标，人们再一次提出了飞翼布局以及类似飞翼布局的扁平融合体布局。这就使得既要保留飞翼布局及类似飞翼布局的扁平融合体布局的高气动效率、高隐身性能等优点，又要实现全天候的飞行能力，在气动布局设计上依然存在诸多难题，其中难题之一即为低/亚/跨声速飞行时的操控协调问题。因为飞机没有尾翼，使得其稳定性和操纵性能急剧下降，在设计上面临的主要挑战是：没有替代常规立尾的、具有足够控制效率的航向控制装置，由此面临着如何产生强有力的航向控制力以及解决三轴强耦合性的问题，目前这在国内外依然是一个研究热点，但仍没有寻求到实际有效的解决途径。

发明内容

为了解决所述现有技术的不足，本申请提供了一种融合体飞行器的异步偏转航向控制组合舵控制方法。

本申请所要达到的技术效果通过以下方案实现：

第一方面，本说明书提供一种融合体飞行器的异步偏转航向控制组合舵控制方法，所述方法应用于融合体飞行器，所述融合体飞行器包含组合舵；所述组合舵包括嵌入式阻力舵和后缘简单襟翼；所述嵌入式阻力舵可偏转地设置于所述融合体飞行器的机翼上，使得所述嵌入式阻力舵与所述机翼的夹角可调；所述后缘简单襟翼可偏转地设置于所述机翼的后缘上；所述方法包括：

获取所述融合体飞行器的飞行数据；

若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于定升增阻状态，则对所述组合舵进行调整，以增加所述嵌入式阻力舵与所述机翼之间的第一偏转角、以及增加所述后缘简单襟翼与所述机翼之间的第二偏转角，并且，使得所述第一偏转角大于所述第二偏转角，所述第一偏转角与所述第二偏转角的绝对值的差值的范围是0度至10度。

在本说明书一个可选的实施例中，所述第一偏转角的范围是0度至70度。

在本说明书一个可选的实施例中，所述第二偏转角的范围是-55度至55度。

在本说明书一个可选的实施例中，所述方法还包括：

若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于增升增阻状态，则对所述组合舵进行调整，使得所述第一偏转角等于0度，并且，使得所述第二偏转角大于0度。

在本说明书一个可选的实施例中，所述方法还包括：

若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于降升降速状态，则对所述组合舵进行调整，使得所述第一偏转角大于0度，并且，使得所述第二偏转角等于0度。

在本说明书一个可选的实施例中，所述方法还包括：

若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于着陆后的地面减速状态，则对所述组合舵进行调整，使得所述第一偏转角达到其对应的最大值、所述第二偏转角达到其对应的最大值。

在本说明书一个可选的实施例中，对所述组合舵进行调整之后，所述方法还包括：

若所述飞行数据表明所述融合体飞行器的滑行速度小于20km/h，则调整目标偏转角趋于0度，所述目标偏转角是所述第一偏转角、第二偏转角中至少之一。

在本说明书一个可选的实施例中，所述方法还包括：

若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于空中翻滚状态，则对表征所述空中翻滚状态的参数进行监测，得到目标数据；

若所述目标数据表明所述空中翻滚状态的动作幅度大于预设的幅度阈值，则调整所述第二偏转角大于或小于0度，其中，所述第二偏转角是所述后缘简单襟翼沿所述融合体飞行器正向的飞行方向的中心线之间的夹角。

在本说明书一个可选的实施例中，对所述组合舵进行调整，包括：

获取所述嵌入式阻力舵的气动效率，作为第一气动效率；根据所述第一气动效率对所述组合舵进行调整，所述差值与所述第一气动效率负相关；和/或，

获取所述后缘简单襟翼的气动效率，作为第二气动效率；根据所述第二气动效率对所述组合舵进行调整，所述差值与所述第二气动效率正相关。

在本说明书一个可选的实施例中，所述方法还包括：

若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于破升增阻状态，则对所述组合舵进行调整，使得所述第一偏转角大于所述第二偏转角，所述第一偏转角与所述第二偏转角的绝对值的差值大于10度。

在本说明书一个可选的实施例中，所述方法还包括以下至少一项：

所述嵌入式阻力舵位于当地弦长30%～60%处，单侧面积为机翼的1.4%参考面积；

所述后缘简单襟翼位于当地弦长70%～100%处，单侧面积为机翼的1.4%参考面积；

沿指定方向，所述后缘简单襟翼位于所述嵌入式阻力舵正后方，其中，所述指定方向与所述融合体飞行器的飞行方向平行，或者，所述指定方向与所述机翼的翼展方向垂直。

第二方面，本说明书提供一种融合体飞行器的异步偏转航向控制组合舵控制装置，用于实现第一方面中的方法。

第三方面，本说明书提供一种电子设备，包括：

处理器；以及

被安排成存储计算机可执行指令的存储器，所述可执行指令在被执行时使所述处理器执行第一方面中的方法。

第四方面，本说明书提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储一个或多个程序，所述一个或多个程序当被包括多个应用程序的电子设备执行时，使得所述电子设备执行第一方面中的方法。

本申请提供的一种融合体飞行器的异步偏转航向控制组合舵控制方法，基于特殊设计的、包含组合舵的融合体飞行器，对组合舵的嵌入式阻力舵和后缘简单襟翼进行解耦式控制，在能够产生强有力的航向控制力之外，还能够解决现有技术中存在的三轴强耦合性的问题，能够实现扁平融合体布局飞行器在低/亚/跨声速飞行时有效提高航向控制和地面减速控制能力的操控，有效地解决了扁平融合体布局飞行器在低/亚/跨声速飞行时的航向控制兼顾地面减速控制难题。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例或现有的技术方案，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申请中记载的一些实施例，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为本申请一实施例中一视角下组合舵与机翼的部分结构示意图；

图2为本申请一实施例中另一视角下组合舵与机翼的部分结构示意图；

图3为本申请一实施例中一种融合体飞行器的异步偏转航向控制组合舵控制方法的流程图；

图4为本申请实施例中一种融合体飞行器的异步偏转航向控制组合舵控制装置的结构示意图；

图5为本申请一实施例中一个实施例电子设备的结构示意图。

具体实施方式

为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合具体实施例及相应的附图对本申请的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。

下面通过具体实施方式结合附图对本发明作进一步详细说明。其中不同实施方式中类似元件采用了相关联的类似的元件标号。在以下的实施方式中，很多细节描述是为了使得本申请能被更好的理解。然而，本领域技术人员可以毫不费力的认识到，其中部分特征在不同情况下是可以省略的，或者可以由其它元件、材料、方法所替代。在某些情况下，本申请相关的一些操作并没有在说明书中显示或者描述，这是为了避免本申请的核心部分被过多的描述所淹没，而对于本领域技术人员而言，详细描述这些相关操作并不是必要的，他们根据说明书中的描述以及本领域的一般技术知识即可完整了解相关操作。

另外，说明书中所描述的特点、操作或者特征可以以任意适当的方式结合形成各种实施方式。同时，方法描述中的各步骤或者动作也可以按照本领域技术人员所能显而易见的方式进行顺序调换或调整。因此，说明书和附图中的各种顺序只是为了清楚描述某一个实施例，并不意味着是必须的顺序，除非另有说明其中某个顺序是必须遵循的。

本文中为部件所编序号本身，例如“第一”、“第二”等，仅用于区分所描述的对象，不具有任何顺序或技术含义。而本申请所说“连接”、“联接”，如无特别说明，均包括直接和间接连接(联接)。

飞行器（flight vehicle）是在大气层内或大气层外空间（太空）飞行的器械。飞行器分为3类：航空器、航天器、火箭和导弹。在大气层内飞行的称为航空器，如气球、飞艇、飞机等。它们靠空气的静浮力或空气相对运动产生的空气动力升空飞行。在太空飞行的称为航天器，如人造地球卫星、载人飞船、空间探测器、航天飞机等。它们在运载火箭的推动下获得必要的速度进入太空，然后依靠惯性做与天体类似的轨道运动。

通常设计者的愿望是使飞行器飞得更快、更远、更高、更省油，不仅是民航客机设计的追求目标，也是军用飞机设计的梦想。目前飞机常用的气动布局（如常规布局、鸭式布局、三翼面布局）一般都含有机翼、柱形机身、垂尾、平尾、鸭翼部件等，经过几十年的研究，这些布局的性能潜力几乎已经挖掘透彻，其气动性能很难有大的提升。此外，从军用飞行器需求来看，由于这些布局的棱边数较多、雷达散射面较大、红外无遮挡，极易受到雷达探测，隐身性能较差，战场上的生存能力很弱。

为了进一步挖掘飞行器气动性能和隐身性能的潜力，基于融合技术的飞行器（例如飞翼飞机）应运而生。基于融合技术的飞行器（以下简称“融合体飞行器”）的布局以及类似飞翼布局的扁平融合无尾布局受到了航空界的广泛关注和高度青睐。由于这种布局没有圆柱形机身、平尾和垂尾这些不产生升力、但会产生阻力的部件，能够有效地增大巡航升阻比，提高巡航气动效率，同时大幅度降低雷达散射截面，大大提高此类布局的隐身特性。

目前，与机翼高度融合的变体尾翼逐渐成为研究热点，能够有效提高无尾/飞翼布局飞行器在低/亚/跨/超声速巡航或机动飞行时的航向控制能力。然而“融合”二字极大限制了机翼和立尾气动外形的设计空间，而且在飞行器变形过程中需要充分考虑其气动性能，尽可能避免粗糙地、间断地变形。既要保留飞翼布局及类似飞翼布局的扁平融合体布局的高气动效率、高隐身性能等优点，又要实现全天候的飞行能力，在气动布局设计上依然存在诸多难题，其中难题之一即为低/亚/跨声速飞行时的操控协调问题。因为飞机没有尾翼，使得其稳定性和操纵性能急剧下降，在设计上面临的主要挑战是：没有替代常规立尾的、具有足够控制效率的航向控制装置，由此面临着如何产生强有力的航向控制力以及解决三轴强耦合性的问题，目前这在国内外依然是一个研究热点，但仍没有寻求到实际有效的解决途径。基于此，本发明提出了一种增强扁平融合体布局飞行器在低/亚/跨声速飞行时有效提高航向控制和地面减速控制能力的操控方案，有效地解决了扁平融合体布局飞行器在低/亚/跨声速飞行时的航向控制兼顾地面减速控制难题。

下面结合附图，详细说明本申请的各种非限制性实施方式。

本说明书中的方法基于融合体飞行器，本说明书中的融合体飞行器是基于翼身融合技术的飞行器，可以是飞机、飞翼等航空设备。本说明书中的融合体飞行器包括机翼和变体尾翼。

有鉴于此，本申请提出一种融合体飞行器的异步（即，嵌入式阻力舵与后缘简单襟翼相较于机翼偏转的角度可以不同，和/或，开始偏转的时机不同）偏转航向控制组合舵控制方法。该方法应用于融合体飞行器，在本说明书一个可选地实施例中，该融合体飞行器的组合舵和机翼1的部分结构如图1和图2所示。

如图1和图2所示，融合体飞行器包含组合舵，组合舵包括阻力舵组件和后缘襟翼组件。

（1）关于阻力舵组件。

阻力舵组件包括嵌入式阻力舵2、连杆4和嵌入式阻力舵转动轴3。连杆4与机翼1位置相对固定的连接。嵌入式阻力舵转动轴3的一端绕连杆4的轴向可偏转的与连杆4连接，嵌入式阻力舵转动轴3的另一端与嵌入式阻力舵2的一端位置相对固定的连接。在可选地实施例中，连杆4和嵌入式阻力舵转动轴3具有一体式的结构。

则在对阻力舵组件进行控制时，能够实现嵌入式阻力舵2相较于机翼1的偏转动作。沿偏转的方向，嵌入式阻力舵2与机翼1之间的夹角为第一偏转角（如图1中所示的角α1），具体地，第一偏转角是嵌入式阻力舵2朝向机翼1的轮廓面，与机翼1朝向嵌入式阻力舵2的轮廓面的夹角。在第一偏转角为0度（0°）时，嵌入式阻力舵2处于关闭状态；在第一偏转角不为0度（0°）时，嵌入式阻力舵2处于打开状态。

本说明书中的嵌入式阻力舵2与机翼1融合式设计，起到破升增阻的作用，空中飞行时参与航向控制。在本说明书一个可选的实施例中，所述第一偏转角的范围是0度至70度（包含本数）。可选地，第一偏转角的该范围是融合体飞行器着陆后参与减速控制时的范围。

由于本说明书中的飞行器是融合体飞行器，则在嵌入式阻力舵2处于关闭状态时，嵌入式阻力舵2朝向外部环境的轮廓与机翼1朝向外部环境的轮廓平滑过渡。

当嵌入式阻力舵2处于打开状态时，突出于机翼1表面的嵌入式阻力舵2破坏了机翼1上表面的流畅外形，阻碍了来流方向上的气流流动，降低了流动速度，使得机翼1的升力减小，产生了机翼1向下偏转的滚转力矩，给用于滚转控制的副翼带来了附加负担，同时，嵌入式阻力舵2在迎风面上产生了投影面积，且投影面积随着偏度增大而增大，如一个同面积的平面挡板一样，在来流气流的冲击下形成阻力，产生了机头向嵌入式阻力舵2偏转的这一侧偏转的偏航力矩，因此，嵌入式阻力舵2产生了减升增阻（即，减小融合体飞行器飞行时的升力，增加融合体飞行器飞行时的阻力）的效果。

本说明书中的阻力舵组件可以包括两组，两组阻力舵组件分别地设置于融合体飞行两侧机翼上。分设于两侧机翼上的阻力舵组件各自的第一偏转角度可以相同或者不同。示例性地，至少一侧的嵌入式阻力舵偏转角度为30°时，可以有效实现侧滑角15°飞行情况下的航向控制能力。

（2）关于后缘襟翼组件。

后缘襟翼组件包括后缘简单襟翼5和简单襟翼转动轴6。后缘简单襟翼5的一端绕简单襟翼转动轴6的轴向可偏转地与简单襟翼转动轴6连接。

则在对后缘襟翼组件进行控制时，能够实现后缘简单襟翼5相较于机翼1的偏转动作。沿偏转的方向，后缘简单襟翼5和机翼1处于融合状态下（如图1中，后缘简单襟翼5处于对应于后缘简单襟翼5的虚线的位置），后缘简单襟翼5沿融合体飞行器正向的飞行方向的中心线之间的夹角为第二偏转角（如图1中所示的角α2）。后缘简单襟翼5可以相对于机翼1向上（图1中，后缘简单襟翼5的偏转方向的反方向）偏转，此时，第二偏转角为负值；后缘简单襟翼5可以相对于机翼1向下（图1中，后缘简单襟翼5的偏转方向的方向）偏转，此时，第二偏转角为正值。在第二偏转角为0度（0°）时，后缘简单襟翼5处于关闭状态；在第二偏转角不为0度（0°）时，后缘简单襟翼5处于打开状态。

本说明书中的后缘简单襟翼5与机翼1融合式设计，起到增升增阻的作用，空中飞行时参与航向控制。在本说明书一个可选的实施例中，所述第二偏转角的范围是-55度至55度（包含本数）。可选地，该范围是后缘简单襟翼5在着陆后参与减速控制时的范围。

后缘简单襟翼5偏转后，增大了机翼1弦向弯度，后加载增强，使得机翼1的升力增大，产生了向上偏转的滚转力矩，需要副翼来配平，同时，后缘简单襟翼5在迎风面上产生了投影面积，且投影面积随着偏度增大而增大，如一个同面积的平面挡板一样，在来流气流的冲击下形成阻力，产生了机头向后缘简单襟翼5偏转的这一侧偏转的偏航力矩，因此，后缘简单襟翼5产生了增升增阻的效果。

本说明书中的后缘襟翼组件可以包括两组，两组后缘襟翼组件分别地设置于融合体飞行两侧机翼上。分设于两侧机翼上的后缘襟翼组件各自的第一偏转角度可以相同或者不同。

（3）关于阻力舵组件和后缘襟翼组件的配合。

扁平融合体布局飞行器（即，本说明书中的融合体飞行器）依靠操纵面打开后产生左右两侧阻力差的嵌入式阻力舵来实现航向姿态控制。具体地，嵌入式阻力舵2减升增阻，后缘简单襟翼5增升增阻，将两者组合使用形成组合舵，可以在升力上得到大幅度的平衡、在阻力上得到增强，即起到升力变化不大阻力增大的效果。

在本说明书一个可选的实施例中，组合舵位于机翼的翼尖附近、展向60%～80%处。其中，嵌入式阻力舵的平面形状为平行四边形，以前/后缘平行于外段翼前/后缘、两侧端面平行于流向、嵌入在机翼内部的方式进行布置，有利于提高融合体飞行器的气动隐身性能和减小端面的气动干扰程度。嵌入式阻力舵位于当地弦长30%～60%处，单侧面积为机翼的1.4%参考面积，舵偏角范围为0°～70°，通过驱动机构绕着铰链实现偏转。

后缘简单襟翼位于嵌入式阻力舵正后方（可选地，嵌入式阻力舵与后缘简单襟翼各自的中心点的连线在展翼构成的平面内的投影，与融合体飞行器的飞行方向平行）、机翼的后缘附近，亦采用与嵌入式阻力舵类似的平行四边形平面形状，位于当地弦长70%～100%处，单侧面积为机翼的1.4%参考面积，舵偏角范围为-55°～+55°，通过驱动机构绕着铰链实现偏转，为避免翼上嵌入式阻力舵打开后、机翼上的凹坑或空腔对流场产生不利影响，则将对应嵌入式阻力舵位置的机翼外形采用蒙皮整流过渡。

可选地，嵌入式阻力舵2和后缘简单襟翼5形成的组合舵适用于低、亚、跨声速飞行速度范围内隐身性能约束下的偏航姿态稳定控制。嵌入式阻力舵2主要用于融合体飞行器空中飞行时的航向姿态控制，辅助用于着陆后地面滑跑减速控制和降高阶段的降升降速控制。后缘简单襟翼5主要用于融合体飞行器空中飞行时的航向姿态控制，辅助用于着陆后地面滑跑减速控制和空中飞行时滚转姿态控制。

下面结合附图，详细说明本申请的各种非限制性实施方式。本说明书中的方法的执行主体可以是融合体飞行器的控制模块。本说明书中的一种融合体飞行器的异步偏转航向控制组合舵控制方法，如图3所示，包括以下步骤：

S300：获取所述融合体飞行器的飞行数据。

本说明书中的飞行数据包含用于表征融合体飞行器的飞行状态的数据。飞行数据可以是由飞行员对飞机的操控触发生成的指令（例如爬升指令等）性质的数据；也可以是对融合体飞行器外部和/或内部的环境采集获得的数据（例如融合体飞行器内部舱压、飞行高度等）；还可以是针对融合体飞行器部分部件的工作状况采集的数据（例如引擎转速等）。

可见，本说明书中的飞行状态可以是融合体飞行器当前所处的状态，也可以是融合体飞行器目标要达到、且尚未达到的状态。示例性地，本说明书中的方法可能涉及的几个状态可以包括以下至少一个：定升增阻状态、陆前的降升降速状态、陆后的地面减速状态、空中翻滚状态。

S302：若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于定升增阻状态，则对所述组合舵进行调整，以增加所述嵌入式阻力舵与所述机翼之间的第一偏转角、以及增加所述后缘简单襟翼与所述机翼之间的第二偏转角，并且，使得所述第一偏转角大于所述第二偏转角，所述第一偏转角与所述第二偏转角的绝对值的差值的范围是0度至10度。

本说明书中的定升增阻状态是指：飞行过程中（指融合体飞行器相对地面未处于静止的状态下）舵面打开前后机翼升力不变，但是阻力增加的状态。定升增阻状态有可能发生在飞行的任何阶段，例如巡航飞行阶段等。

为进入定升增阻状态，嵌入式阻力舵向上偏转，破坏机翼升力而降升。后缘简单襟翼向下偏转，增加机翼站位翼型弯度而增升，两者结合起来就可以使得两舵打开后机翼升力相对于两舵未打开时机翼升力的改变量不大，为了完全实现定升。

由于同偏转角度下，后缘简单襟翼通过弦向弯度增大而增升能力相比于翼上嵌入式阻力舵因为气流干扰增强而减升能力更强。因此，当嵌入式阻力舵的偏转角度大于后缘简单襟翼的偏转角度、角度的差值范围为0度至10度时，就能达到定升增阻的效果，且在纵向和横向上的耦合很小，实现与纵横向控制解耦设计。当飞行器着陆后，航向控制主要依靠前轮偏转来控制，嵌入式阻力舵与后缘简单襟翼形成的组合舵转为为减速控制舵，偏转角度达到最大，产生的阻力达到最大，能够有效减速，缩短滑跑距离。

在本说明书一个可选的实施例中，第一偏转角和第二偏转角之间的差值还与嵌入式阻力舵和/或后缘简单襟翼的气动效率的气动效率有关。具体地，在处于定升增阻状态下对所述组合舵进行调整时，可以获取所述嵌入式阻力舵的气动效率，作为第一气动效率；根据所述第一气动效率对所述组合舵进行调整，所述差值与所述第一气动效率负相关；和/或，获取所述后缘简单襟翼的气动效率，作为第二气动效率；根据所述第二气动效率对所述组合舵进行调整，所述差值与所述第二气动效率正相关。

本说明书介绍的融合体飞行器的异步偏转航向控制组合舵控制方法，基于特殊设计的、包含组合舵的融合体飞行器，对组合舵的嵌入式阻力舵和后缘简单襟翼进行解耦式控制，在能够产生强有力的航向控制力之外，还能够解决现有技术中存在的三轴强耦合性的问题，能够实现扁平融合体布局飞行器在低/亚/跨声速飞行时有效提高航向控制和地面减速控制能力的操控，有效地解决了扁平融合体布局飞行器在低/亚/跨声速飞行时的航向控制兼顾地面减速控制难题。

现就本说明书中的融合体飞行器飞行过程中可能涉及的其他几种状态下，对组合舵的控制方法进行说明。

（1）关于破升增阻状态。

破升增阻状态是指降低机翼升力、增大融合体飞行器一侧飞行阻力时，融合体飞行器所处的状态。整个飞行过程（全速域全高度）中都会启动和用到，当需要改变航向或者有侧风情况下保持航向不变时，都需要打开嵌入式阻力舵（是个动态过程），以破升增阻方式来提供一定的航向控制能力，嵌入式阻力舵与后缘简单襟翼组合一起进行航向控制。

若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于破升增阻状态，则对所述组合舵进行调整，使得所述第一偏转角大于所述第二偏转角，所述第一偏转角与所述第二偏转角的绝对值的差值大于10度。

（2）关于增升增阻状态。

增升增阻状态是指：增加机翼升力、增大融合体飞行器某一侧飞行阻力时，融合体飞行器所处的状态。增阻状态与前述的“破升增阻状态”类似，不同的是嵌入式阻力舵是减小升力，而后缘简单襟翼是增加升力、但两者都是在偏转后增大飞行阻力；后缘简单襟翼在整个飞行过程（全速域全高度）中都会启动和用到，当需要改变航向或者有侧风情况下保持航向不变时，都需要偏转后缘简单襟翼（是个动态过程），以增升增阻（增大机翼升力、增大飞行器一侧飞行阻力）方式来提供一定的航向控制能力。

若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于增升增阻状态，则对所述组合舵进行调整，使得所述第一偏转角等于0度，并且，使得所述第二偏转角大于0度。

（3）关于降升降速状态。

降升降速状态是指：降低机翼升力、降低融合体飞行器的飞行速度的状态。降升降速状态通常包含两方面含义：一是嵌入式阻力舵打开后降低了机翼升力，实现融合体飞行器的高度下降飞行（例如，在着陆前降高阶段实现降升），即降升；二是嵌入式阻力舵打开后会产生飞行阻力，从而使得融合体飞行器在空中减小飞行速度（当然也可通过减小油门来减速，但相对来说该方法减速响应慢），即降速。降升降速状态有可能发生在融合体飞行器着陆前的阶段，也可能发生在飞行过程中的其他阶段。

示例性地，着陆前降高阶段是指飞行器从高空位置（8km-11km，取决于巡航飞行位置高度）逐渐下降至跑道上方20m高度位置的这个阶段，从决定降高开始，就可以通过打开机翼上嵌入式阻力舵（偏转多大角度决定于降高快慢速度）、来破坏翼上升力，在重力作用下来实现飞行器下降。

若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于降升降速状态，则对所述组合舵进行调整，使得所述第一偏转角大于0度（即，使得嵌入式阻力舵处于打开状态），并且，使得所述第二偏转角等于0度（即，使得后缘简单襟翼处于关闭状态）。至于第一偏转角和第二偏转角的取值具体为何，可以根据实际的情况确定。

（4）关于着陆后的地面减速状态。

陆后的地面减速状态是指：融合体飞行器在地面上一边滑行一边减速，也就是说，融合体飞行器的轮胎与地面接触至融合体飞行器相对于地面静止之间的阶段，融合体飞行器所处的状态。

若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于着陆后的地面减速状态，则对所述组合舵进行调整，使得所述第一偏转角达到其对应的最大值、所述第二偏转角达到其对应的最大值。

具体地，当融合体飞行器着陆后，融合体飞行器左右两侧的嵌入式阻力舵向上偏度达到最大70°、后缘简单襟翼向下偏度达到最大55°，此时合起来的飞行阻力达到最大，即可实现地面滑行时的减速，直至前滑速度小于20km/h，调整目标偏转角趋于0度，所述目标偏转角是所述第一偏转角、第二偏转角中至少之一。

（5）关于空中翻滚状态。

在飞行过程中，当遇到紧急事件（如大侧突风等）需要大滚转、但当前副翼（不是本发明中提及的组合舵，而是处于后缘简单襟翼内侧的另一个舵）能力不够时，飞行器的飞控***就会启动辅助措施，即进行航向控制的后缘简单襟翼分配一部分功能到滚转控制上来增强滚转控制能力，飞行器左右两侧的机翼升力变化就能改变其滚转姿态。

具体地，若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于空中翻滚状态，则对表征所述空中翻滚状态的参数进行监测，得到目标数据；若所述目标数据表明所述空中翻滚状态的动作幅度大于预设的幅度阈值，则调整所述第二偏转角度大于或小于0度。

可见，通过本说明书中的方法，基于异步偏转航向控制阻力舵既解决了扁平融合体布局飞行器空中飞行时的隐身约束下的航向控制能力不足问题，又解决了扁平融合体布局飞行器着陆后地面滑跑减速能力不足问题，提升了飞行器飞行时航向控制能力和隐身能力、短距着陆能力。

基于同样的思路，本说明书实施例还提供了对应于图3所示部分过程的一种融合体飞行器的异步偏转航向控制组合舵控制装置。

如图4所示，本说明书中的一种融合体飞行器的异步偏转航向控制组合舵控制装置，可以包括以下模块中的一个或多个：

数据获取模块400，配置为：获取所述融合体飞行器的飞行数据。

组合舵控制模块402，配置为：若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于定升增阻状态，则对所述组合舵进行调整，以增加所述嵌入式阻力舵与所述机翼之间的第一偏转角、以及增加所述后缘简单襟翼与所述机翼之间的第二偏转角，并且，使得所述第一偏转角大于所述第二偏转角，所述第一偏转角与所述第二偏转角的绝对值的差值的范围是0度至10度。

在本说明书一个可选的实施例中，所述第一偏转角的范围是0度至70度。

在本说明书一个可选的实施例中，所述第二偏转角的范围是-55度至55度。

在本说明书一个可选的实施例中，所述组合舵控制模块402还配置为：若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于增升增阻状态，则对所述组合舵进行调整，使得所述第一偏转角等于0度，并且，使得所述第二偏转角大于0度。

在本说明书一个可选的实施例中，所述组合舵控制模块402还配置为：若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于降升降速状态，则对所述组合舵进行调整，使得所述第一偏转角大于0度，并且，使得所述第二偏转角等于0度。

在本说明书一个可选的实施例中，所述组合舵控制模块402还配置为：若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于着陆后的地面减速状态，则对所述组合舵进行调整，使得所述第一偏转角达到其对应的最大值、所述第二偏转角达到其对应的最大值。

在本说明书一个可选的实施例中，所述组合舵控制模块402还配置为：若所述飞行数据表明所述融合体飞行器的滑行速度小于20km/h，则调整目标偏转角趋于0度，所述目标偏转角是所述第一偏转角、第二偏转角中至少之一。

在本说明书一个可选的实施例中，所述组合舵控制模块402还配置为：若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于空中翻滚状态，则对表征所述空中翻滚状态的参数进行监测，得到目标数据；若所述目标数据表明所述空中翻滚状态的动作幅度大于预设的幅度阈值，则调整所述第二偏转角度大于或小于0度。

在本说明书一个可选的实施例中，所述组合舵控制模块402具体配置为：获取所述嵌入式阻力舵的气动效率，作为第一气动效率；根据所述第一气动效率对所述组合舵进行调整，所述差值与所述第一气动效率负相关。

在本说明书一个可选的实施例中，所述组合舵控制模块402具体配置为：获取所述后缘简单襟翼的气动效率，作为第二气动效率；根据所述第二气动效率对所述组合舵进行调整，所述差值与所述第二气动效率正相关。

在本说明书一个可选的实施例中，所述组合舵控制模块402还配置为：若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于破升增阻状态，则对所述组合舵进行调整，使得所述第一偏转角大于所述第二偏转角，所述第一偏转角与所述第二偏转角的绝对值的差值大于10度。

在本说明书一个可选的实施例中，所述嵌入式阻力舵位于当地弦长30%～60%处，单侧面积为机翼的1.4%参考面积。

在本说明书一个可选的实施例中，所述后缘简单襟翼位于当地弦长70%～100%处，单侧面积为机翼的1.4%参考面积。

在本说明书一个可选的实施例中，沿指定方向，所述后缘简单襟翼位于所述嵌入式阻力舵正后方。

图5是本申请的一个实施例电子设备的结构示意图。请参考图5，在硬件层面，该电子设备包括处理器，可选地还包括内部总线、网络接口、存储器。其中，存储器可能包含内存，例如高速随机存取存储器(Random-Access Memory，RAM)，也可能还包括非易失性存储器（non-volatilememory），例如至少1个磁盘存储器等。当然，该电子设备还可能包括其他业务所需要的硬件。

处理器、网络接口和存储器可以通过内部总线相互连接，该内部总线可以是ISA(Industry Standard Architecture，工业标准体系结构）总线、PCI(PeripheralComponentInterconnect，外设部件互连标准)总线或EISA(Extended Industry StandardArchitecture，扩展工业标准结构）总线等。所述总线可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图5中仅用一个双向箭头表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。

存储器，用于存放程序。具体地，程序可以包括程序代码，所述程序代码包括计算机操作指令。存储器可以包括内存和非易失性存储器，并向处理器提供指令和数据。

处理器从非易失性存储器中读取对应的计算机程序到内存中然后运行，在逻辑层面上形成一种融合体飞行器的异步偏转航向控制组合舵控制方法。处理器，执行存储器所存放的程序，并具体用于执行前述任意一种融合体飞行器的异步偏转航向控制组合舵控制方法。

上述如本申请图3所示实施例揭示的一种融合体飞行器的异步偏转航向控制组合舵控制方法可以应用于处理器（即，本说明书中的删除控制模块）中，或者由处理器实现。处理器可能是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。在实现过程中，上述方法的各步骤可以通过处理器中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。上述的处理器可以是通用处理器，包括中央处理器（Central Processing Unit，CPU）、网络处理器（NetworkProcessor，NP）等；还可以是数字信号处理器（Digital Signal Processor，DSP）、专用集成电路（Application SpecificIntegrated Circuit，ASIC）、现场可编程门阵列（Field－Programmable Gate Array，FPGA）或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。可以实现或者执行本申请实施例中的公开的各方法、步骤及逻辑框图。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。结合本申请实施例所公开的方法的步骤可以直接体现为硬件译码处理器执行完成，或者用译码处理器中的硬件及软件模块组合执行完成。软件模块可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。该存储介质位于存储器，处理器读取存储器中的信息，结合其硬件完成上述方法的步骤。

该电子设备还可执行图3中一种融合体飞行器的异步偏转航向控制组合舵控制方法，并实现图3所示实施例的功能，本申请实施例在此不再赘述。

本申请实施例还提出了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质存储一个或多个程序，该一个或多个程序包括指令，该指令当被包括多个应用程序的电子设备执行时，能够使该电子设备执行图3所示实施例中一种融合体飞行器的异步偏转航向控制组合舵控制方法执行的方法，并具体用于执行前述的任意一种融合体飞行器的异步偏转航向控制组合舵控制方法。

本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、***、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质（包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等）上实施的计算机程序产品的形式。

本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备（***）、和计算机程序产品的流程图和／或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和／或方框图中的每一流程和／或方框、以及流程图和／或方框图中的流程和／或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和／或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。

这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和／或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。

这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和／或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。

在一个典型的配置中，计算设备包括一个或多个处理器 (CPU)、输入/输出接口、网络接口和内存。

内存可能包括计算机可读介质中的非永久性存储器，随机存取存储器 (RAM) 和/或非易失性内存等形式，如只读存储器 (ROM) 或闪存(flash RAM)。内存是计算机可读介质的示例。

计算机可读介质包括永久性和非永久性、可移动和非可移动媒体可以由任何方法或技术来实现信息存储。信息可以是计算机可读指令、数据结构、程序的模块或其他数据。计算机的存储介质的例子包括，但不限于相变内存 (PRAM)、静态随机存取存储器 (SRAM)、动态随机存取存储器(DRAM)、其他类型的随机存取存储器 (RAM)、只读存储器 (ROM)、电可删除可编程只读存储器 (EEPROM)、快闪记忆体或其他内存技术、只读光盘只读存储器(CD-ROM)、数字多功能光盘 (DVD) 或其他光学存储、磁盒式磁带，磁带磁磁盘存储或其他磁性存储设备或任何其他非传输介质，可用于存储可以被计算设备访问的信息。按照本文中的界定，计算机可读介质不包括暂存电脑可读媒体(transitory media)，如调制的数据信号和载波。

还需要说明的是，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、商品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、商品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、商品或者设备中还存在另外的相同要素。

本领域技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、***或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质（包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等）上实施的计算机程序产品的形式。

以上所述仅为本申请的实施例而已，并不用于限制本申请。对于本领域技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原理之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的权利要求范围之内。

Claims (10)

1.一种融合体飞行器的异步偏转航向控制组合舵控制方法，其特征在于，所述方法应用于融合体飞行器，所述融合体飞行器包含组合舵；所述组合舵包括嵌入式阻力舵和后缘简单襟翼；所述嵌入式阻力舵可偏转地设置于所述融合体飞行器的机翼上，使得所述嵌入式阻力舵与所述机翼的夹角可调；所述后缘简单襟翼可偏转地设置于所述机翼的后缘上；所述方法包括：

获取所述融合体飞行器的飞行数据；

若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于定升增阻状态，则对所述组合舵进行调整，以增加所述嵌入式阻力舵与所述机翼之间的第一偏转角、以及增加所述后缘简单襟翼与所述机翼之间的第二偏转角，并且，使得所述第一偏转角大于所述第二偏转角，所述第一偏转角与所述第二偏转角的绝对值的差值的范围是0度至10度。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一偏转角的范围是0度至70度；和/或，所述第二偏转角的范围是-55度至55度。

3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于增升增阻状态，则对所述组合舵进行调整，使得所述第一偏转角等于0度，并且，使得所述第二偏转角大于0度。

4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于降升降速状态，则对所述组合舵进行调整，使得所述第一偏转角大于0度，并且，使得所述第二偏转角等于0度。

5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于着陆后的地面减速状态，则对所述组合舵进行调整，使得所述第一偏转角达到其对应的最大值、所述第二偏转角达到其对应的最大值。

6.如权利要求5所述的方法，其特征在于，对所述组合舵进行调整之后，所述方法还包括：

若所述飞行数据表明所述融合体飞行器的滑行速度小于20km/h，则调整目标偏转角趋于0度，所述目标偏转角是所述第一偏转角、第二偏转角中至少之一。

7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于空中翻滚状态，则对表征所述空中翻滚状态的参数进行监测，得到目标数据；

若所述目标数据表明所述空中翻滚状态的动作幅度大于预设的幅度阈值，则调整第二偏转角大于或小于0度，其中，所述第二偏转角是所述后缘简单襟翼沿所述融合体飞行器正向的飞行方向的中心线之间的夹角。

8.如权利要求1所述的方法，其特征在于，对所述组合舵进行调整，包括：

获取所述嵌入式阻力舵的气动效率，作为第一气动效率；根据所述第一气动效率对所述组合舵进行调整，所述差值与所述第一气动效率负相关；和/或，获取所述后缘简单襟翼的气动效率，作为第二气动效率；根据所述第二气动效率对所述组合舵进行调整，所述差值与所述第二气动效率正相关。

9.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

若所述飞行数据表明所述融合体飞行器处于破升增阻状态，则对所述组合舵进行调整，使得所述第一偏转角大于所述第二偏转角，所述第一偏转角与所述第二偏转角的绝对值的差值大于10度。

10.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括以下至少一项：

所述嵌入式阻力舵位于当地弦长30%～60%处，单侧面积为机翼的1.4%参考面积；

所述后缘简单襟翼位于当地弦长70%～100%处，单侧面积为机翼的1.4%参考面积；

沿指定方向，所述后缘简单襟翼位于所述嵌入式阻力舵正后方。

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