基于合成双射流流场控制的飞行器无舵面飞行控制方法
阅读说明：本技术 基于合成双射流流场控制的飞行器无舵面飞行控制方法 (Aircraft non-control surface flight control method based on synthetic double-jet flow field control ) 是由 罗振兵 刘杰夫 赵志杰 邓雄 李石清 于 2021-09-30 设计创作，主要内容包括：本申请涉及一种基于合成双射流流场控制的飞行器无舵面飞行控制方法。所述方法将自主可控的合成双射流激励器应用于飞行器飞行控制领域,根据飞行器布局、飞行状态及控制需求的不同,合成双射流激励器布置在预设位置,压电振子在电源控制器的控制下反复压缩膨胀腔体,在出口形成周期性吹吸的合成双射流,利用合成双射流改变飞行器绕流流场,重构表面压力分布,采用预设控制策略,达到控制飞行器姿态的目的。本方法中,飞行器在进行飞行控制时,无需操纵任何机械结构,避免了对其隐身及气动外形的破坏,减少了机械磨损,具有极高的应用价值；该方法适用于对飞行器常规舵面的替换,也可和常规舵面同时配合或分时搭配使用。(The application relates to an aircraft control surface-free flight control method based on synthetic double-jet flow field control. The method applies the self-controllable synthetic double-jet actuator to the field of aircraft flight control, the synthetic double-jet actuator is arranged at a preset position according to the difference of aircraft layout, flight state and control requirements, the piezoelectric vibrator repeatedly compresses the expansion cavity under the control of the power supply controller, synthetic double jets which are periodically blown and sucked are formed at an outlet, the synthetic double jets are used for changing the streaming flow field of the aircraft, the surface pressure distribution is reconstructed, and a preset control strategy is adopted to achieve the purpose of controlling the attitude of the aircraft. In the method, when the aircraft is in flight control, any mechanical structure is not required to be operated, the damage to the stealth and aerodynamic appearance of the aircraft is avoided, the mechanical abrasion is reduced, and the method has extremely high application value; the method is suitable for replacing the conventional control surface of the aircraft, and can be matched with the conventional control surface at the same time or matched with the conventional control surface in a time-sharing manner.)
技术领域
本申请涉及飞行器控制技术领域，特别是涉及一种基于合成双射流流场控制的飞行器无舵面飞行控制方法。
背景技术
目前的飞行器大多依靠副翼、升降舵、方向舵、机械矢量喷管等机械结构产生改变飞行器姿态所需的气动力/力矩，实现飞行控制，但基于机械结构的飞行控制方法存在缺陷：一是机械结构作动系统(舵机、液压系统等)需要占用飞行器大量的空间及质量分配，限制了飞行器性能提升及轻量化设计；二是机械结构的布置往往需在机身表面设置鼓包、缝及复杂外观零件，为飞行器气动外形设计和隐身外形设计带来麻烦；三是机械结构产生力矩时往往需产生一定位移(如放宽静稳定性设计时的舵面高频振动)，会破坏飞行器精心设计的隐身外形，对飞行器隐身性能产生较大的影响，限制了飞行器执行特定任务的能力；四是机械结构往往笨重、复杂，维护难度大、耗时长，增加了飞行器的全寿命周期使用成本。随着飞行器使用的广泛和深入，采用机械结构作动产生控制力矩的飞行器姿态控制方式已不能完全满足飞行性能的需求，亟需发展一种不依赖机械结构作动的姿态控制方法，基于射流的主动流动控制技术极具应用潜力。
国内外针对射流飞控技术做了许多尝试，但目前的控制方案大多存在以下几个问题：一是有的方法从发动机引气作为流动控制的射流源，对发动机工作状态有明显的影响，削弱了发动机性能；二是有的方法通过自带高压气源，增加了系统重量，提高了管路布置复杂度，且存在气源续航、管路阀门泄露的隐忧；三是有的方法使用轴流风扇增压作为流动控制射流源，需要设计内部管路、流道，增加了系统重量，且频响特性稍弱，在控制效率及性能上存在一定的局限性；四是有的方法使用合成射流作为流动控制射流源，存在压载失效、能量利用效率低的问题，限制了其工程应用。
发明内容
基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种能够克服传统机械结构方法及其他射流流动控制技术不足的基于合成双射流流场控制的飞行器无舵面飞行控制方法。
一种基于合成双射流流场控制的飞行器无舵面飞行控制方法，飞行器的飞行控制装置包括合成双射流激励器、电源控制器；所述飞行器无舵面飞行控制方法包括：
根据飞行器布局、飞行状态及控制需求，将所述合成双射流激励器按照预设排布方式布置在飞行器的预设位置上。
通过飞行控制系统或控制信号接收器给所述电源控制器发送控制指令，驱动电源控制器根据预先设置的控制率或操纵指令为合成双射流激励器提供相应的电控信号。
将所述电控信号发送至所述合成双射流激励器，使得合成双射流激励器的压电振子在逆压电效应的作用下，反复压缩膨胀腔体，在出口形成周期性吹吸的合成双射流。
根据预设控制策略，利用所述合成双射流改变飞行器绕流流场，重构表面压力分布，实现飞行控制。
在其中一个实施例中，根据预设控制策略，利用所述合成双射流改变飞行器绕流流场，重构表面压力分布，实现飞行控制，包括：
当所述合成双射流激励器布置在飞行器的两侧机翼后缘时：
根据所述合成双射流，采用环量控制方式，通过在翼面后缘切向喷出高速脉冲射流，借助柯恩达效应使后缘分离点下移，改变翼面前、后缘驻点的位置，使翼面局部环量增加，形成较高的局部升、阻力。
在其中一个实施例中，根据预设控制策略，利用所述合成双射流改变飞行器绕流流场，重构表面压力分布，实现飞行控制，包括：
当所述合成双射流激励器布置在机翼、机身表面形成阵列时：
采用分离流控制、协同射流、逆向射流以及涡流控制，通过所述合成双射流的旋涡效应与飞行器多涡系流场相互耦合，重构飞行器表面压力场，进而改变飞行器三轴控制力/力矩，实现飞行控制。
在其中一个实施例中，根据预设控制策略，利用所述合成双射流改变飞行器绕流流场，重构表面压力分布，实现飞行控制，包括：
当所述合成双射流激励器布置在动力装置尾喷口时：
利用射流推力矢量方式，通过在尾喷口周围施加合成双射流，产生局部低压，在尾喷管特定截面形成不对称的压力分布，迫使尾流发生偏转，以形成特定的三轴控制力/力矩，实现飞行控制。
在其中一个实施例中，所述合成双射流激励器出口形状为圆形、矩形、三角形、五边形或者六边形。
在其中一个实施例中，所述合成双射流激励器的排布方式为横向方式、纵向方式、周向方式、同向倾斜方式或者异向倾斜方式；合成双射流激励器的流向、展向间距是根据预设需求进行自主调节的。
上述基于合成双射流流场控制的飞行器无舵面飞行控制方法，所述方法将自主可控的合成双射流激励器应用于飞行器飞行控制领域，根据飞行器布局、飞行状态及控制需求的不同，合成双射流激励器布置在预设位置，压电振子在电源控制器的控制下反复压缩膨胀腔体，在出口形成周期性吹吸的合成双射流，利用合成双射流改变飞行器绕流流场，重构表面压力分布，达到控制飞行器姿态的目的。本方法中，飞行器在进行飞行控制时，无需操纵任何机械结构，避免了对其隐身及气动外形的破坏，减少了机械磨损，具有极高的应用价值；该方法适用于对飞行器常规舵面的替换，也可和常规舵面同时配合或分时搭配使用。
附图说明
图1为基于合成双射流流场控制的飞行器无舵面飞行控制方法应用的场景示意图；
图2为一个实施例中基于合成双射流流场控制的飞行器无舵面飞行控制方法的流程示意图；
图3为另一个实施例中合成双射流激励器出口设计示意图；
图4为另一个实施例中合成双射流激励器排布方式示意图，其中(a)为横向排布，(b)纵向排布,(c)同向倾斜排布,(d)异向倾斜排布,(e)周向排布；
图5为另一个实施例中飞行器上合成双射流激励器布置方案示意图，其中(a)为激励器在飞行器的布置位置，(b)为激励器在动力装置尾喷口的布置位置；
图6为另一个实施例中合成双射流环量控制前后流场对比图，其中(a)为无控制，(b)为有控制(1/4T)，(c)为有控制(2/4T)，(d)为有控制(3/4T)，(e)为有控制(4/4T)；
图7为另一个实施例中合成双射流环量控制前后截面压力分布对比图；
图8为另一个实施例中合成双射流表面阵列分离流控制前后流场对比图，其中(a)为无控制，(b)为有控制；
图9为另一个实施例中合成双射流表面阵列分离流控制前后表面压力分布对比图；
图10为另一个实施例中合成双射流推力矢量控制前后流场对比图，其中(a)为无控制，(b)为有控制。
具体实施方式
为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。
本申请提供的基于合成双射流流场控制的飞行器无舵面飞行控制方法，可以应用于如图1所示的应用环境中。其中包括，受控飞飞行器1、多个合成双射流激励器2、电源控制器3、飞行控制系统4、控制信号接收器5以及控制信号发射器6。通过飞行控制系统4或控制信号发射器6发送控制指令，电源控制器3用于接收飞行控制系统4或控制信号接收器5的控制指令，并根据预先设置的控制率或操纵指令为合成双射流激励器2提供相应的电控信号；多个合成双射流激励器2按照预设规律布置在飞行器上。
合成双射流激励器2包括一个腔室，腔室被压电振子分隔形成第一腔体和第二腔体，第一腔体和第二腔体分别对应第一出口和第二出口，压电振子在压电驱动作用下往复运动，交替压缩两侧腔体，在激励器两出口处形成周期性合成双射流。其中：压电振子是一个压电振动膜。
在一个实施例中，如图2所示，提供了一种基于合成双射流流场控制的飞行器无舵面飞行控制方法，飞行器的飞行控制装置包括合成双射流激励器、电源控制器；该飞行器无舵面飞行控制方法包括以下步骤：
步骤100：根据飞行器布局、飞行状态及控制需求，将合成双射流激励器按照预设排布方式布置在飞行器的预设位置上。
合成双射流激励器质量轻(<50g)、结构紧凑(体积<2e-4m3)、功耗低(小于10W)且极易实现一体化设计，因无需动力装置引气及额外气源，故不受相关气源管路的限制，便于飞行器轻量化、一体化设计。合成双射流激励器可根据不同控制需求设计出口形状、排布方式、腔体特征尺寸等。
所述合成双射流激励器布置灵活，安装时基本不会对飞行器外形、重量及惯量分布产生影响。合成双射流激励器布置的预设位置可以为：飞行器的机身(表面阵列)、机翼(表面阵列、后缘)、动力装置尾喷口及其他部位。
合成双射流激励器产生射流峰值速度高，控制能力强，重构飞行器表面压力场的方式灵活多样，实际应用中，可根据受控飞行器布局、飞行状态、推进方式的不同，在不同的位置，以不同形状、控制规律进行设置，对大部分飞行器具有良好的适应性。
步骤102：通过飞行控制系统或控制信号接收器给电源控制器发送控制指令，驱动电源控制器根据预先设置的控制率或操纵指令为合成双射流激励器提供相应的电控信号。所述控制指令是飞行控制系统根据预设控制策略生成的。
具体的，电源控制器用于接收来自控制信号接收器或飞行控制系统的控制指令，采用闭环或自适应控制的方式，为合成双射流激励器提供相应的电控信号。
电源控制器可接收控制信号发射器或飞行控制系统发出的控制指令，实现飞行自适应控制。
步骤104：将电控信号发送至合成双射流激励器，使得合成双射流激励器的压电振子在逆压电效应的作用下，反复压缩膨胀腔体，在出口形成周期性吹吸的合成双射流。
具体的：合成双射流激励器用于在接收电控信号后，合成双射流激励器的压电振子在逆压电效应的作用下，反复压缩膨胀腔体，在出口形成周期性吹吸的合成双射流。
该合成双射流激励器全电控制，频率响应快、跟随性好，故易于快速响应操作指令，响应速度为毫秒量级。
合成双射流的峰值速度高达几百米每秒，高速射流在不同的出口形状下以不同的形态向下游演化发展，对受控流场有较强的控制能力。
步骤106：根据预设控制策略，利用合成双射流改变飞行器绕流流场，重构表面压力分布，实现飞行控制。
具体的，主动流动控制方式可以为环量控制、协同射流、涡流控制、逆向射流、分离流控制或射流推力矢量；在实际控制中可以选用其中一类主动流动控制方式或一类以上主动流动控制方式进行组合控制，进一步改变飞行器绕流流场，重构表面压力分布，定向操控飞行器所受升力、阻力、侧力及俯仰、滚转、偏航力矩，实现飞行控制。
基于合成双射流流场控制的飞行器无舵面飞行控制方法在不改变飞行器其他部件(如机械舵面、前缘襟翼等)工作状态的情况下，仅通过改变合成双射流流动控制策略，便可形成飞控系统所需的三轴控制力/力矩，有利于巡航时的高隐身设计。
上述基于合成双射流流场控制的飞行器无舵面飞行控制方法中，所述方法将自主可控的合成双射流激励器应用于飞行器飞行控制领域，根据飞行器布局、飞行状态及控制需求的不同，合成双射流激励器布置在预设位置，压电振子在电源控制器的控制下反复压缩膨胀腔体，在出口形成周期性吹吸的合成双射流，利用合成双射流改变飞行器绕流流场，重构表面压力分布，达到控制飞行器姿态的目的。本方法中飞行器无需操纵任何机械结构，避免了对其隐身及气动外形的破坏，减少了机械磨损，具有极高的应用价值；该方法适用于对飞行器常规舵面的替换，也可和常规舵面同时配合或分时搭配使用。
在其中一个实施例中，步骤106包括：当合成双射流激励器布置在飞行器的两侧机翼后缘时：根据合成双射流，采用环量控制方式，通过在翼面后缘切向喷出高速脉冲射流，借助柯恩达效应使后缘分离点下移，改变翼面前、后缘驻点的位置，使翼面局部环量增加，形成较高的局部升、阻力。
该方法中将合成双射流激励器布置两侧机翼后缘时，可通过采取不同的控制策略产生特定的三轴控制力/力矩，实现飞行控制。
在其中一个实施例中，步骤106包括：当合成双射流激励器布置在机翼、机身表面形成阵列时：采用分离流控制、协同射流、逆向射流以及涡流控制，通过合成双射流的旋涡效应与飞行器多涡系流场相互耦合，重构飞行器表面压力场，进而改变飞行器三轴控制力/力矩，实现飞行控制。
在其中一个实施例中，步骤106包括：当合成双射流激励器布置在动力装置尾喷口时：利用射流推力矢量方式，通过在尾喷口周围施加合成双射流，产生局部低压，在尾喷管特定截面形成不对称的压力分布，迫使尾流发生偏转，以形成特定的三轴控制力/力矩，实现飞行控制。
在其中一个实施例中，合成双射流激励器出口设计示意图如图3所示。合成双射流激励器出口形状为圆形、矩形、三角形、五边形或者六边形。
合成双射流激励器出口可采用不同的形状使射流具有不同的三维流场特征，实现对飞行器流场的最佳调控。
在其中一个实施例中，合成双射流激励器的排布方式为横向方式、纵向方式、周向方式、同向倾斜方式或者异向倾斜方式。合成双射流激励器排布方式示意图如图4所示。其中(a)为横向排布，(b)纵向排布,(c)同向倾斜排布,(d)异向倾斜排布,(e)周向排布
根据预设需求自主调节合成双射流激励器的流向、展向间距，实现对飞行器流场的最佳调控。
应该理解的是，虽然图2的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，这些步骤可以以其它的顺序执行。而且，图2中的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，这些子步骤或者阶段的执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其它步骤或者其它步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。
在另一个实施例中，如图1所示为本发明的一种基于合成双射流流场控制的飞行器无舵面飞行控制方法的总体结构示意图，包括合成双射流激励器、电源控制器。所述电源控制器接收来自控制信号接收器或飞行控制系统的控制指令，根据预先设置的控制率或操控指令，为合成双射流激励器提供相应的电控信号。所述合成双射流激励器的压电振子在电控信号的控制下反复压缩膨胀腔体，在激励器出口形成周期性吹吸的合成双射流，利用合成双射流改变飞行器绕流流场，重构表面压力分布，进而定向操控飞行器升力、阻力、侧力及俯仰、滚转、偏航力矩，达到控制飞行器姿态的目的。
根据飞行器布局、飞行状态及控制需求的不同，合成双射流激励器可布置在飞行器的机身(表面阵列)、机翼(表面阵列、后缘)、动力装置尾喷口及其他部位。飞行器上合成双射流激励器布置方式示意图如图5所示，其中(a)为激励器在飞行器的布置位置，(b)为激励器在动力装置尾喷口的布置位置。
进一步结合合成双射流对飞行器绕流流场的控制效果对本方法进行说明。采用数值方法对该方法中几种典型的控制工况进行了仿真。图6为合成双射流环量控制前后流场对比图，其中(a)为无控制，(b)为有控制(1/4T)，(c)为有控制(2/4T)，(d)为有控制(3/4T)，(e)为有控制(4/4T)，显示了小攻角下合成双射流布置在机翼后缘，使截面流场形态发生改变，后缘分离点下移，提高了局部环量。图7是合成双射流环量控制前后截面压力分布对比图，表明，合成双射流环量控制可有效重构表面压力分布。图8是合成双射流表面阵列分离流控制前后流场对比图，其中(a)为无控制，(b)为有控制，显示了大攻角下，表面阵列合成双射流激励器可有效控制吸力面分离流动。图9是合成双射流表面阵列分离流控制前后表面压力分布对比图，表明阵列合成双射流可重构飞行器表面的压力分布。图10是合成双射流推力矢量控制前后流场对比图，其中(a)为无控制，(b)为有控制，表明合成双射流可使主流发生有效偏转，提供足够的控制力矩。
本方法将自主可控的合成双射流激励器应用于飞行器飞行控制领域，根据飞行器布局、飞行状态及控制需求的不同，合成双射流激励器可布置在飞行器的机身(表面阵列)、机翼(表面阵列、后缘)、动力装置尾喷口及其他部位，压电振子在电源控制器的控制下反复压缩膨胀腔体，在出口形成周期性吹吸的合成双射流，利用合成双射流改变飞行器绕流流场，重构表面压力分布，进而定向操控飞行器升力、阻力、侧力及俯仰、滚转、偏航力矩，达到控制飞行器姿态的目的。
以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
以上所述实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。因此，本申请专利的保护范围应以所附权利要求为准。