专利名称：具有冗余气动布局的乘波飞行器及其操控方法
技术领域：
本发明属于乘波飞行器的总体结构设计技术领域，尤其涉及一种具有冗余气动布局的乘波飞行器及其操控方法。
背景技术：
气动布局设计是滑翔式飞行器设计的基础。在高超声速条件下，乘波构型具有较好的气动力性能，成为突破传统飞行器高超声速飞行面临的“升阻比屏障”的一种有效尝试。然而，理想乘波构型没有任何姿态调节的操纵机构，在滑翔式飞行器气动布局设计过程中，需要对理想乘波构型进行修形处理。经过我们的分析发现，现有乘波飞行器的气动布局仅在理想乘波构型的基础上，对边缘进行了适当钝化修形，并配合以底部平面的小喷管进行姿态操控。这样的布局设计，使得乘波飞行器虽然在整体构型上偏离理想乘波构型较小，具有较好的气动力性能，但在防热系统设计上面临较大挑战。与此同时，由于现有乘波飞行器进行姿态控制的手段十分有限，其控制系统的鲁棒性差，在操控能力上存在缺陷。此外，由于现有乘波飞行器的俯仰阻尼小，其俯仰通道很容易失稳。
发明内容
本发明要解决的技术问题是克服现有技术的不足，提供一种结构简单、气动力性能优异、操控性好、鲁棒性强、可实现阻尼调节的具有冗余气动布局的乘波飞行器，还提供一种简单易行的该乘波飞行器的操控方法。为解决上述技术问题，本发明提出的技术方案为一种具有冗余气动布局的乘波飞行器，该乘波飞行器是以理想乘波构型为前体，所述乘波飞行器的尾部两侧设有可转动的全动控制舵，所述乘波飞行器的尾部上、下表面均开设有可转动的嵌入式控制面，所述乘波飞行器的底面两侧分别开设有两组斜切喷管。上述本发明的技术方案，通过将多种控制部件运用到基于乘波构型设计的气动布局中，不同控制部件之间进行相互组合，可以形成多种控制手段；根据该布局三通道(含俯仰、偏航、滚转)在不同飞行阶段(包括飞行高度、飞行速度等差异)姿态控制系统的需求，可以采用不同的组合控制手段以实现对乘波飞行器姿态最有效、最优化地控制。上述的具有冗余气动布局的乘波飞行器中，优选的，所述全动控制舵包括左全动舵和右全动舵，所述左全动舵和右全动舵沿所述乘波飞行器的中平面呈对称布置；所述乘波飞行器尾部的两侧设有两个与中平面基本平行的安装平面(该安装平面是通过削去理想乘波构型后部最外两侧的两个类三棱锥体后得到)，所述全动控制舵的安装转轴垂直于安装平面装设。所述左全动舵和右全动舵能够绕各自的安装转轴转动。当左全动舵和右全动舵进行同向偏转(即左全动舵和右全动舵绕各自的安装转轴同时进行顺时针或逆时针偏转)相同角度时，可实现对乘波飞行器的俯仰通道的控制；当左全动舵和右全动舵进行差动偏转(即左全动舵和右全动舵绕各自的安装转轴同时朝相反方向偏转)相同角度时可实现乘波飞行器滚转通道的控制；当偏转角度不同时，由于受力不对称，对俯仰、偏航和滚转通道都会有影响，可以实现对乘波飞行器的滚动和偏航控制。所述全动控制舵的控制舵面的面积大小、形状和安装位置一般与所选取的乘波构型具体形状参数以及所需要的设计性能相关，本领域技术人员可以通过气动设计方法进行计算确定。作为对上述技术方案的进一步改进，所述乘波飞行器上表面的中后部开设有两个类三棱锥状的上凹槽(通过在理想乘波构型上表面靠近后缘和外侧的位置进行修形，削成两个对称式平台)，所述乘波飞行器下表面的中后部开设有两个类三棱锥状的下凹槽(通过在理想乘波构型下表面靠近后缘和外侧的位置进行修形，削成两个对称式平台)，所述上凹槽和下凹槽的尾部均设有嵌入式控制面，所述上凹槽、下凹槽和嵌入式控制面均沿所述乘波飞行器的中平面呈对称布置。更优选的，所述嵌入式控制面位于可转动的三棱柱体上，所述三棱柱体的旋转轴沿垂直于所述中平面的方向装设在所述上凹槽和下凹槽中。所述三棱柱体的底面优选平行于所述中平面，所述旋转轴与三棱柱体的一条侧棱相邻并平行。在上述优选的技术方案中，所述嵌入式控制面的旋转角度受来流状态和对称式平台角度等参数约束。上凹槽中对称设置的两个嵌入式控制面或下凹槽中对称设置的两个嵌入式控制面在同方向偏转相同角度时，可实现乘波飞行器俯仰通道的控制；而差动偏转时，则可实现对乘波飞行器俯仰、偏航和滚转通道的控制；当上凹槽中的嵌入式控制面向上偏转，而下凹槽中的嵌入式控制面向下偏转时，则可增大乘波飞行器气动布局的阻尼，改善理想乘波构型阻尼小的缺陷；当偏转角度不同时，由于受力不对称，对俯仰、偏航和滚转通道都会有影响。作为对上述技术方案的进一步改进，所述乘波飞行器中，每组所述的斜切喷管是由上斜切喷管单元、中斜切喷管单元和下斜切喷管单元组成，所述两组斜切喷管沿所述乘波飞行器的中平面呈对称布置。更优选的，所述上、下斜切喷管单元位于同一竖直平面内，且相比中斜切喷管单元更靠近所述的中平面；所述上斜切喷管单元的喷射方向朝上，所述下斜切喷管单元的喷射方向朝下，所述中斜切喷管单元的喷射方向朝外。通过我们的反复实验测算，所述上斜切喷管单元的中轴线与水平面优选呈30° 60°仰角，所述下斜切喷管单元的中轴线与水平面优选呈30° 60°俯角(特别优选和上斜切喷管单元的仰角角度相同)，所述中斜切喷管单元的中轴线与中平面优选呈30° 60°夹角。两组斜切喷管主要在再入初期大气比较稀薄时使用当两个上斜切喷管单元同时工作或两个下斜切喷管单元同时工作时，可实现乘波飞行器俯仰通道的控制；而左侧或右侧的中斜切喷管单元单独工作时，则可实现乘波飞行器偏航通道的控制；当左侧的上斜切喷管单元与右侧的下斜切喷管单元同时工作，或者当左侧的下斜切喷管单元与右侧的上斜切喷管单元同时工作时，则可实现乘波飞行器滚转通道的控制。作为一个总的技术构思，本发明还提供一种上述乘波飞行器的操控方法，通过乘波飞行器飞行时来流动压的大小对乘波飞行器进行组合式操控，具体包括以下操作当来流动压小于某一值(优选如100帕)时(对应乘波飞行器再入滑翔过程的初始阶段)，此时乘波飞行器的飞行高度偏高、大气稀薄、动压较低，各个气动控制面(包括全动控制舵和嵌入式控制面)的操纵力较小，不能够提供足够力矩控制乘波飞行器姿态，几乎起不到姿态控制的作用，此时，斜切喷管的控制起主导作用，可利用所述的两组斜切喷管实现对乘波飞行器姿态的有效控制；
由于本发明乘波飞行器中斜切喷管和气动控制面的工作效率均与来流动压紧密相关，因此，当来流动压增大时，斜切喷管的工作效率下降，气动控制面的工作效率则上升；当来流动压大于某一值(优选如460帕)时(对应再入滑翔过程的主要阶段时)，则可利用所述的全动控制舵和嵌入式控制面进行组合操纵，实现对乘波飞行器姿态的有效控制；当来流动压介于两分界值之间(例如100帕 460帕之间)时，通过所述的两组斜切喷管、全动控制舵和嵌入式控制面进行共同组合操纵，实现对乘波飞行器姿态的有效控制。由于本发明提出的上述冗余气动布局没有包含垂直尾翼，因此乘波飞行器的横向静稳定性则主要依靠所述全动控制舵的上反设计实现。当乘波飞行器产生侧滑时，上反的全动控制舵将导致乘波飞行器左右两侧受到的升力及其分布出现差异，从而产生滚转恢复力矩。本发明提出的上述冗余气动布局还可以通过所述嵌入式控制面以阻力方向舵模式工作来产生偏航力矩。但是，在实际设计过程中，对于采用乘波构型作为基本布局的高超声速滑翔式乘波飞行器的力、热特征对偏航角十分敏感，其横航向机动主要通过控制滚转通道姿态变化，以侧倾转弯方式实现。与现有技术相比，本发明的优点在于本发明冗余气动布局偏离理想乘波构型小，因而仍具备其在高超声速条件下较优异的气动力性能；与此同时，本发明在乘波构型基础上，通过引入全动控制舵、嵌入式控制面和斜切喷管的组合式控制方式，不仅避开了传统布局在高超声速条件下面临的严峻气动加热问题。而且嵌入式控制面还可作为人工阻尼器使用，改善理想乘波构型阻尼小的缺陷。由于本发明乘波飞行器的姿态控制可通过六个气动控制面与两组斜切喷管的多种组合方式实现，因此其控制系统设计存在冗余，控制系统的鲁棒性强，对高超声速滑翔式乘波飞行器姿态的有效控制具有重要意义。
图1为本发明实施例中具有冗余气动布局的乘波飞行器的结构示意图(立体图)，图中阴影即表示嵌入式控制面所在的位置(下同)。图2为本发明实施例中具有冗余气动布局的乘波飞行器的俯视图。图3为本发明实施例中乘波飞行器的全动控制舵在同向偏转时的示意图。图4为本发明实施例中乘波飞行器的全动控制舵在差动偏转时的示意图。图5为本发明实施例中具有冗余气动布局的乘波飞行器的主视图。图6为图5中乘波飞行器中后部的局部放大图。图7为本发明实施例中乘波飞行器上凹槽的嵌入式控制面在同向偏转时的示意图。图8为本发明实施例中乘波飞行器上凹槽的嵌入式控制面在差动偏转时的示意图。图9为本发明实施例中具有冗余气动布局的乘波飞行器的左视图。图10为本发明实施例中乘波飞行器中右斜切喷管组的安装示意图(局部放大后的立体透视)。图11为本发明实施例中乘波飞行器的飞行轨迹示意图。
图12为本发明实施例中乘波飞行器初始阶段斜切喷管控制力矩的变化图。图13为本发明实施例中乘波飞行器初始阶段一个舵偏角的变化图。图例说明1、左全动舵；2、左上嵌入式控制面；3、右上嵌入式控制面；4、右全动舵；5、右下嵌入式控制面；6、左下嵌入式控制面；7、左斜切喷管组；8、右斜切喷管组；81、右上斜切喷管单元；82、右中斜切喷管单元；83、右下斜切喷管单元；9、三棱柱体；10、安装转轴；11、安装平面；12、旋转轴。
具体实施例方式以下结合说明书附图和具体优选的实施例对本发明作进一步描述，但并不因此而限制本发明的保护范围。实施例一种如图1 图10具有冗余气动布局的乘波飞行器，该乘波飞行器是以理想乘波构型为前体，该乘波飞行器的尾部两侧设有可转动的全动控制舵，该乘波飞行器的尾部上、下表面均开设有可转动的嵌入式控制面，该乘波飞行器的底面两侧分别开设有两组斜切喷管。如图1 图4所示，上述的具有冗余气动布局的乘波飞行器中，全动控制舵包括左全动舵I和右全动舵4，左全动舵I和右全动舵4沿乘波飞行器的中平面呈对称布置；乘波飞行器尾部的两侧设有两个与中平面基本平行的安装平面11 (该安装平面11是通过削去理想乘波构型后部最外两侧的两个类三棱锥体后得到)，全动控制舵的安装转轴10垂直于安装平面11装设。左全动舵I和右全动舵4能够绕各自的安装转轴10转动。如图7和图8所示，本实施例乘波飞行器上表面的中后部开设有两个类三棱锥状的上凹槽(通过在理想乘波构型上表面靠近后缘和外侧的位置进行修形，削成两个对称式平台)，乘波飞行器下表面的中后部开设有两个类三棱锥状的下凹槽(通过在理想乘波构型下表面靠近后缘和外侧的位置进行修形，削成两个对称式平台)。上凹槽和下凹槽的尾部均设有嵌入式控制面，上凹槽、下凹槽和嵌入式控制面均沿乘波飞行器的中平面M呈对称布置。本实施例中的嵌入式控制面共设有四个，分别包括位于上凹槽中的左上嵌入式控制面2和右上嵌入式控制面3，位于下凹槽中的右下嵌入式控制面5和左下嵌入式控制面6 ;每个嵌入式控制面均位于一可转动的三棱柱体9上，各三棱柱体9的旋转轴12沿垂直于中平面M的方向装设在上凹槽和下凹槽中。三棱柱体9的底面平行于中平面M，旋转轴12与三棱柱体9的一条侧棱(参见图7和图8)相邻并平行。如图9和图10所示，本实施例的乘波飞行器中的两组斜切喷管分别是指左斜切喷管组7和右斜切喷管组8，每组斜切喷管均由上斜切喷管单元、中斜切喷管单元和下斜切喷管单元组成，如图10所示，右斜切喷管组8即包括有右上斜切喷管单元81、右中斜切喷管单元82和右下斜切喷管单元83，两组斜切喷管沿乘波飞行器的中平面呈对称布置。如图10所示，右上斜切喷管单元81和右下斜切喷管单元83位于同一竖直平面Y内，且相比右中斜切喷管单元82更靠近中平面M ;右上斜切喷管单元81的喷射方向朝上，右下斜切喷管单元83的喷射方向朝下，右中斜切喷管单元82的喷射方向朝外。通过我们的反复实验测算，本实施例中右上斜切喷管单元81的中轴线与水平面呈60°仰角a，右下斜切喷管单元83的中轴线与水平面呈60°俯角P，右中斜切喷管单元82的中轴线与中平面M(即竖直平面Y)呈60°夹角Y。本实施例上述乘波飞行器的操控方法，通过乘波飞行器飞行时来流动压的大小对乘波飞行器进行组合式操控，本实施例中以96帕和479帕作为来流动压的分界点，即姿态控制模式发生转换的临界点，具体包括以下操作当来流动压小于96帕时(对应乘波飞行器再入滑翔过程的初始阶段)，此时乘波飞行器的飞行高度偏高、大气稀薄、动压较低，各个气动控制面(包括全动控制舵和嵌入式控制面)的操纵力较小，不能够提供足够力矩控制乘波飞行器姿态，几乎起不到姿态控制的作用，此时，斜切喷管的控制起主导作用，可利用两组斜切喷管实现对乘波飞行器姿态的有效控制；
由于本发明乘波飞行器中斜切喷管和气动控制面的工作效率均与来流动压紧密相关，因此，当来流动压增大时，斜切喷管的工作效率下降，气动控制面的工作效率则上升；当来流动压大于479帕时(对应再入滑翔过程的主要阶段时)，则可利用全动控制舵和嵌入式控制面进行组合操纵，实现对乘波飞行器姿态的有效控制；当来流动压介于96帕 479帕之间时，通过两组斜切喷管、全动控制舵和嵌入式控制面进行共同组合操纵，实现对乘波飞行器姿态的有效控制。本实施例的控制机构操控组合方式如下表I所示表1:飞行器控制机构选取判断
权利要求
1.一种具有冗余气动布局的乘波飞行器，该乘波飞行器是以理想乘波构型为前体，其特征在于所述乘波飞行器的尾部两侧设有可转动的全动控制舵，所述乘波飞行器的尾部上、下表面均开设有可转动的嵌入式控制面，所述乘波飞行器的底面两侧分别开设有两组斜切喷管。
2.根据权利要求1所述的具有冗余气动布局的乘波飞行器，其特征在于所述全动控制舵包括左全动舵和右全动舵，所述左全动舵和右全动舵沿所述乘波飞行器的中平面呈对称布置；所述乘波飞行器尾部的两侧设有两个与中平面基本平行的安装平面，所述全动控制舵的安装转轴垂直于安装平面装设。
3.根据权利要求1或2所述的具有冗余气动布局的乘波飞行器，其特征在于所述乘波飞行器的上表面的中后部开设有两个类三棱锥状的上凹槽，所述乘波飞行器的下表面的中后部开设有两个类三棱锥状的下凹槽，所述上凹槽和下凹槽的尾部均设有嵌入式控制面，所述上凹槽、下凹槽和嵌入式控制面均沿所述乘波飞行器的中平面呈对称布置。
4.根据权利要求3所述的具有冗余气动布局的乘波飞行器，其特征在于所述嵌入式控制面位于可转动的三棱柱体上，所述三棱柱体的旋转轴沿垂直于所述中平面的方向装设在所述上凹槽和下凹槽中。
5.根据权利要求4所述的具有冗余气动布局的乘波飞行器，其特征在于所述三棱柱体的底面平行于所述中平面，所述旋转轴与三棱柱体的一条侧棱相邻并平行。
6.根据权利要求1或2所述的具有冗余气动布局的乘波飞行器，其特征在于每组所述的斜切喷管是由上斜切喷管单元、中斜切喷管单元和下斜切喷管单元组成，所述两组斜切喷管沿所述乘波飞行器的中平面呈对称布置。
7.根据权利要求6所述的具有冗余气动布局的乘波飞行器，其特征在于所述上、下斜切喷管单元位于同一竖直平面内，且相比中斜切喷管单元更靠近所述的中平面；所述上斜切喷管单元的喷射方向朝上，所述下斜切喷管单元的喷射方向朝下，所述中斜切喷管单元的喷射方向朝外。
8.根据权利要求7所述的具有冗余气动布局的乘波飞行器，其特征在于所述上斜切喷管单元的中轴线与水平面呈30° 60°仰角，所述下斜切喷管单元的中轴线与水平面呈30° 60°俯角，所述中斜切喷管单元的中轴线与中平面呈30° 60°夹角。
9.一种权利要求1 8中任一项所述的乘波飞行器的操控方法，其特征在于，通过乘波飞行器飞行时来流动压的大小对乘波飞行器进行组合式操控，具体包括以下操作 当来流动压小于100帕时，利用所述的两组斜切喷管实现对乘波飞行器姿态的有效控制； 当来流动压大于460帕时，利用所述的全动控制舵和嵌入式控制面进行组合操纵，实现对乘波飞行器姿态的有效控制； 当来流动压介于100帕 460帕之间时，通过所述的两组斜切喷管、全动控制舵和嵌入式控制面进行共同组合操纵，实现对乘波飞行器姿态的有效控制。
10.根据权利要求9所述的乘波飞行器的操控方法，其特征在于 所述的全动控制舵的操控方法具体为通过使全动控制舵进行同向偏转相同角度，实现对乘波飞行器的俯仰通道的控制；通过使全动控制舵进行差动偏转相同角度，实现乘波飞行器滚转通道的控制；通过使全动控制舵偏转不同角度，实现对乘波飞行器的滚动和偏航控制； 所述的嵌入式控制面的操控方法具体为通过使所述乘波飞行器上表面上开设的嵌入式控制面在同方向偏转相同角度或者使其下表面上开设的嵌入式控制面在同方向偏转相同角度，实现对乘波飞行器俯仰通道的控制；通过使所述乘波飞行器上表面上开设的嵌入式控制面差动偏转或者使其下表面上开设的嵌入式控制面差动偏转，实现对乘波飞行器俯仰、偏航和滚转通道的控制；通过使所述乘波飞行器上表面上开设的嵌入式控制面向上偏转，同时使下表面上开设的嵌入式控制面向下偏转，以增大乘波飞行器气动布局的阻尼； 所述两组斜切喷管的操 控方法具体为通过使两组斜切喷管向斜上方或斜下方喷气，实现对乘波飞行器俯仰通道的控制；通过使两组斜切喷管中的一组斜切喷管向外喷气，实现乘波飞行器偏航通道的控制；通过使一组斜切喷管向上喷气而另一组斜切喷管向下喷气，实现乘波飞行器滚转通道的控制。
全文摘要
本发明公开了一种具有冗余气动布局的乘波飞行器，该乘波飞行器是以理想乘波构型为前体，该乘波飞行器的尾部两侧设有可转动的全动控制舵，乘波飞行器的尾部上、下表面均开设有可转动的嵌入式控制面，乘波飞行器的底面两侧分别开设有两组斜切喷管。本发明的具有冗余气动布局的乘波飞行器不仅气动力性能优异、操控性好、鲁棒性强，而且可实现阻尼调节。
文档编号B64C5/14GK103010454SQ20121049061
公开日2013年4月3日 申请日期2012年11月27日 优先权日2012年11月27日
发明者侯中喜, 郭正, 陈小庆, 刘建霞, 王鹏, 范戎飞, 蒋洁 申请人:中国人民解放军国防科学技术大学