一种气动复合控制的无尾飞翼布局无人机及其控制方法与流程

本发明涉及一种气动复合控制的无尾飞翼布局无人机及其控制方法，属于无人机控制领域。

背景技术：

目前飞行器传统操纵面均是通过铰链连接，通过机械装置驱动，其弊端包括：

(1)结构复杂、重量较大；

(2)舵面偏转造成了飞行器隐身外形的局部破坏，降低了生存能力；

(3)翼舵作动机构响应时间长，延迟响应导致控制精度下降；

(4)操纵面在低速和大攻角情况下控制能力严重不足。

未来发展的高机动制空无人机为满足高机动和强隐身等性能要求，迫切需要发展高效可靠的新型气动控制技术，用于取代部分或补充操纵面的控制效能。rcs喷流反作用控制技术是一种新型气动操纵技术，它无需通过操纵面偏转进行飞行控制，而是通过射流产生的直接力或改变绕流方向等控制飞行器的飞行轨迹和姿态，其优势为：

(1)有效减小操纵面外形尺寸，结构简单，降低使用维护成本；

(2)不受来流动压影响，能在大空域、速域范围内实现高精度控制；

(3)响应速度快，能提高飞行器机动性和敏捷性；

(4)减少了飞行器表面突起和反射源，提高隐身性能，降低飞行器噪声。

现代空空导弹主要针对有人机设计，而有人机最大过载能力仅为9g，因此中远程导弹最大过载能力不超过40g，近距格斗导弹不超过60g。根据相关研究，当目标飞行器机动能力接近或超过导弹机动能力1/3时，导弹脱靶量将增大近一个数量级，甚至完全脱靶。因此当制空无人机机动能力达到15g～20g时，完全可以规避现有空空导弹的威胁，为保护和协同我方有人机对敌空战取得优势。由于空中目标的机动能力很强，制空无人机在对空中目标实施打击过程中需要在短时间内完成对目标的自主攻击占位过程，同时在对来袭目标实施规避过程中也需要快速改变飞行状态。因此，对制空无人机的机动性和敏捷性提出了很高的要求。

现有无人机普遍采用舵面偏转调整飞行器姿态，姿态调整完成后才产生改变运动轨迹的气动力，在需要瞬时大机动时存在快速性和过载能力不足的问题。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题是：克服现有技术不足，提出一种气动复合控制的无尾飞翼布局无人机及其控制方法，解决传统机械式偏转舵面结构复杂、破坏隐身性能、操纵能力不足、响应速度慢的问题。

本发明解决技术的方案是：一种气动复合控制的无尾飞翼布局无人机，所述无尾飞翼布局无人机的翼面由中间隔板分成上下两部分，分别记为上翼面和下翼面，上翼面和下翼面靠近后缘且平行于后缘处均布置n个喷气狭缝，喷气狭缝的数量n与后缘分段数量相同，喷气气源从发动机进气道采用引流管道引流，经压缩机增压后，由四个独立的管道分流，每一个管道连接一个流量分配器，其中两个流量分配器对称分布在上翼面左、右两侧，另外两个流量分配器对称分布在下翼面左、右两侧，各流量分配器通过独立的喷气通道将气流输送至上翼面和下翼面左、右两侧的喷气狭缝。

所述喷气通道包括第一管道、调压阀、第二管道，第一管道用于连接流量分配器和调压阀，第二管道用于连接调压阀和喷气狭缝，调压阀用于调节所连接喷气狭缝的喷气总压。

所述喷气狭缝的输入端内型面为收缩扩张外形，输出端为狭缝形，狭缝靠近后缘且平行于后缘，狭缝处气流速度为超声速。

所述喷气狭缝与后缘的距离为翼尖弦长的1/20～1/30。

所述喷气狭缝的宽度为0.5mm～1.5mm。

所述喷气狭缝喷气总压的取值范围为0.1mpa～1mpa。

在无人机质心位置下方布置固体脉冲发动机，固体脉冲发动机的喷口向下产生向下的轨控喷流，用于提高无人机法向过载。

所述轨控喷流采用固体发动机药柱点火产生。

所述固体脉冲发动机安装在无人机内埋式弹舱内，工作完毕后可打开舱门抛离。

本发明的另一个技术解决方案是上述气动复合控制的无尾飞翼布局无人机的气动复合控制方法，该方法包括如下步骤：

(1)、当机体左右两侧上表面喷气狭缝同时开启时，控制无人机抬头；

(2)、当机体左右两侧下表面喷气狭缝同时开启时，控制无人机低头；

(3)、当机体一侧上表面和另一侧下表面喷气狭缝同时开启时，控制无人机滚转。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)、由于没有机械式操纵面，结构简单，不破坏隐身外形；

(2)、由于喷流推力不受来流动压影响，能在大空域和速域有效控制；

(3)、由于没有舵机和传动装置，采用的反作用喷流控制系统响应速度快，能提高飞行器机动性和敏捷性。

(4)、本发明狭缝靠近后缘布置，减小对机体上游表面气流的干扰。

附图说明

图1是本发明实施例气动复合控制无人机布局平面示意图；

图2是本发明实施例气动复合控制无人机布局三维模型图；

图3是本发明实施例后缘狭缝局部示意图。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作进一步阐述。

如图1、图2和图3所示，本发明提供了一种气动复合控制的无尾飞翼布局无人机，所述无尾飞翼布局无人机的翼面由中间隔板16分成上下两部分，分别记为上翼面14和下翼面15，上翼面和下翼面靠近后缘2且平行于后缘处均布置n个喷气狭缝13，喷气狭缝3的数量n与后缘分段数量相同，狭缝靠近后缘布置，主要考虑减小对机体上游表面气流的干扰。喷气气源从发动机进气道5采用引流管道6引流，经压缩机7增压后，由四个独立的管道8分流，每一个管道8连接一个流量分配器9，其中两个流量分配器9对称分布在上翼面14左、右两侧，另外两个流量分配器9对称分布在下翼面16左、右两侧，各流量分配器9通过独立的喷气通道将气流输送至上翼面14和下翼面16左、右两侧的喷气狭缝13。

所述喷气通道包括第一管道10、调压阀11、第二管道12，第一管道10用于连接流量分配器9和调压阀11，第二管道12用于连接调压阀11和喷气狭缝13，调压阀11用于调节所连接喷气狭缝13的喷气总压。

喷气气源从发动机进气道采用管道引流，经压缩机增压后，由管道输送至流量分配器，然后经管道、调压阀、管道输送至喷管，然后从狭缝喷出，喷气总压根据飞行状态姿态控制需求可由调压阀连续调节，狭缝连接的喷管内型面为收缩扩张外形，出口速度为超声速。

所述喷气狭缝13的输入端内型面为收缩扩张外形，输出端为狭缝形，狭缝靠近后缘2且平行于后缘，狭缝处气流速度为超声速。

所述喷气狭缝与后缘的距离为翼尖弦长的1/20～1/30。

所述喷气狭缝的宽度为0.5mm～1.5mm。

所述喷气狭缝喷气总压的取值范围为0.1mpa～1mpa。

在无人机质心位置下方布置固体脉冲发动机，固体脉冲发动机的喷口向下，产生在无人机质心下表面的脉冲轨控喷流，主要用于无人机空战中规避来袭目标或争取有利占位时，通过喷流反作用直接力提高瞬时过载，实现大机动飞行。轨控喷流采用固体发动机药柱点火产生，反作用推力较大，用于提高无人机法向过载，作用时间很短，不可连续工作。固体脉冲发动机安装在无人机内埋式弹舱内，工作完毕后可打开舱门抛离，以减轻机体重量。

所述固体脉冲发动机安装在无人机内埋式弹舱内，工作完毕后可打开舱门抛离。

如图2和图3所示，上述气动复合控制的无尾飞翼布局无人机的气动复合控制方法为：

(1)、当机体左右两侧上表面喷气狭缝同时开启时，控制无人机抬头；

(2)、当机体左右两侧下表面喷气狭缝同时开启时，控制无人机低头；

(3)、当机体一侧上表面和另一侧下表面喷气狭缝同时开启时，控制无人机滚转。

本发明通过翼面后缘附近布置的分布式狭缝喷流反作用力控制无人机姿态，同时采用质心位置下翼面布置的轨控喷流提供快速提高无人机过载的直接力，轨控喷流直接力控制可以在不改变飞机飞行姿态的条件下，通过喷流反作用力直接提供附加升力或侧向力，使飞机做垂直方向或侧向的平移运动来改变飞机的航迹，极大提高飞机的机动性和控制精度。

实施例

本发明某一具体实施例针对一种小展弦比无尾飞翼布局进行姿态和过载设计一种气动复合控制方案。飞翼总长20m，翼展15.3m，空重12t，质心与头部纵向距离9m，前缘后掠角65°，尾部后缘为w型。在距离翼面后缘0.1m位置，上下翼面平行后缘各布置6条喷流狭缝，狭缝宽度1mm，上(下)翼面6条喷流狭缝总长约22.7m，喷口马赫数1.5，喷流总压根据飞行姿态在0.1mpa～1mpa范围内调整。下表面轨控喷口中心在质心，纵向位置9.2m，喷管出口形状为圆形，直径0.433m。发动机药柱采用htpb/ap类型推进剂，燃气比热比1.23。

本实施例实施效果为：在喷流总压0.44mpa，总温288k的条件下，上(下)翼面6条狭缝喷流可产生反作用控制推力约9000n，相对质心可提供7.65×10⁴nm的纵向操纵力矩。在不需偏转舵面的情况下，后缘狭缝喷流的反作用控制力可满足无人机俯仰和滚转操纵需求。在轨控喷管入口燃气总压20mpa，总温3100k的条件下，轨控喷流可产生向上的反作用推力约6×10⁵n，在不改变无人机飞行姿态的条件下，可在约30ms时间使无人机法向过载快速增加约5g，极大提高其空战机动能力。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。