一种飞翼模型横向控制装置及控制方法与流程

本发明涉及飞翼模型控制技术领域，尤其涉及一种飞翼模型横向控制装置及控制方法。

背景技术：

飞翼布局飞行器由于取消了机身、平尾、升降舵、垂尾和方向舵，极大地提高了飞机的气动效率和隐身特性，目前世界各国越来越重视对飞翼布局飞行器的发展和研究，如美国波音公司研制的“x-45”系列无人机、洛克希德-马丁公司研制的x-47b、欧洲联合研制的“神经元”无人机、俄罗斯研制的“鳐鱼”等。目前进入实用阶段的飞翼布局飞机则是由美国诺斯罗普·格鲁门公司为美国空军研制的b-2战略轰炸机。飞翼布局飞行器与其它布局飞行器相比具有很大优势的同时，也存在自身的一些缺陷。飞翼布局飞行器由于无尾，没有常规布局的升降舵、方向舵等操纵舵面，这给飞机的横航向稳定性和操纵性带来很大难题，在飞翼飞行器飞行过程中由于气流的不确定性造成飞机的颠簸，控制舵并不能进行实时调整，并且在飞翼飞机起飞和降落的大迎角飞行中，由于大迎角使飞机上升力不足，并且控制舵面处于分离区，控制舵面此时很难对飞机的飞行姿态进行调整，极易发生危险。

技术实现要素：

本发明克服了上述现有技术的不足，提供了一种飞翼模型横向控制装置及控制方法。

本发明的技术方案：

一种飞翼模型横向控制装置，包括飞翼飞行器，所述飞翼飞行器左翼前端的外沿处设置有左翼等离子体激励器，左翼等离子体激励器与左翼短脉冲等离子体高压电源电连接，所述左翼短脉冲等离子体高压电源通过左继电器与控制器电连接；所述飞翼飞行器右翼前端的外沿处设置有右翼等离子体激励器，右翼等离子体激励器与右翼短脉冲等离子体高压电源电连接，所述右翼短脉冲等离子体高压电源通过右继电器与控制器电连接；所述控制器与陀螺仪电连接，左翼短脉冲等离子体高压电源设置有左翼短脉冲等离子体高压电源接地线，右翼短脉冲等离子体高压电源设置有右翼短脉冲等离子体高压电源接地线。

进一步地，所述左翼等离子体激励器包括：等离子体激励器绝缘基板、等离子体激励器上表面电极和等离子体激励器下表面电极，所述等离子体激励器上表面电极和等离子体激励器下表面电极部分重叠，且分别设置于等离子体激励器绝缘基板两侧，所述等离子体激励器上表面电极与左翼短脉冲等离子体高压电源的高压脉冲端电连接，所述等离子体激励器下表面电极与左翼短脉冲等离子体高压电源的接地端电连接，所述右翼等离子体激励器和右翼短脉冲等离子体高压电源的连接方式与上述连接方式相同。

进一步地，一种飞翼模型横向控制装置的控制方法：通过陀螺仪检测飞翼飞行器的飞行姿态，并将电信号发送给控制器，控制器根据陀螺仪发送的电信号判断飞行姿态，并发送控制信号通过左继电器和右继电器控制左翼短脉冲等离子体高压电源和右翼短脉冲等离子体高压电源为左翼等离子体激励器和右翼等离子体激励器供电，进而调整飞行姿态；

在飞翼飞行器起飞和着陆进行大迎角飞行时，如果控制器判断飞行姿态正确，则控制器向左继电器和右继电器同时发送控制信号，左继电器和右继电器同时打开，左翼短脉冲等离子体高压电源和右翼短脉冲等离子体高压电源分别向左翼等离子体激励器和右翼等离子体激励器供电，左翼等离子体激励器和右翼等离子体激励器同时提升两侧机翼的上升力避免飞翼模型发生失速的情况；

如果控制器判断飞行姿态不正确，当控制器判断飞翼飞行器向左偏移时，则控制器仅向左继电器发送控制信号，左继电器打开，左翼短脉冲等离子体高压电源向左翼等离子体激励器供电，左翼等离子体激励器将提升左侧机翼的上升力，直至飞行姿态恢复正常；

如果控制器判断飞行姿态不正确，当控制器判断飞翼飞行器向右偏移时，则控制器仅向右继电器发送控制信号，右继电器打开，右翼短脉冲等离子体高压电源向右翼等离子体激励器供电，右翼等离子体激励器将提升右侧机翼的上升力，直至飞行姿态恢复正常；

当飞翼飞行器正常飞行的过程中，如果控制器判断飞行姿态正常，则不动作；如果气流使飞翼飞行器的机翼向左偏移，则控制器开启左翼等离子体激励器直至飞行姿态恢复正常；如果气流使飞翼飞行器的机翼向右偏移，则控制器开启右翼等离子体激励器直至飞行姿态恢复正常；实现飞行姿态的实时控制。

本发明的有益效果为：

通过陀螺仪检测飞翼飞行器的飞行姿态，并将电信号发送给控制器，控制器根据陀螺仪发送的电信号判断飞行姿态，并发送控制信号通过左继电器和右继电器控制左翼短脉冲等离子体高压电源和右翼短脉冲等离子体高压电源为左翼等离子体激励器和右翼等离子体激励器供电，进而调整飞行姿态；在飞翼模型起飞和降落的大迎角飞行时，通过控制两侧机翼的等离子体激励器，一方面可以在大迎角飞行时提升飞机的上升力，防止飞机失速，另一方面可以在大迎角飞行时及时自动的调整飞行姿态，避免由于大迎角飞行时飞机控制舵面处于分离区不能控制飞机而导致事故情况的发生。同时在飞机正常飞行时，通过对两侧等离子体激励器的实时控制，从而改变飞机的滚转力矩，抵消由于不稳定气流带来的飞机颠簸，增加飞机的稳定性。

附图说明

图1为一种飞翼模型横向控制装置的整体结构示意图；

图2为图1中左翼等离子体激励器连接图；

图3为图1中左翼等离子体激励器安装位置图；

图4为基于一种飞翼模型横向控制装置的控制方法流程图；

图中：1-飞翼飞行器；2-右翼等离子体激励器；3-左翼等离子体激励器；4-左翼短脉冲等离子体高压电源接地线；5-左翼短脉冲等离子体高压电源；6-右翼短脉冲等离子体高压电源接地线；7-右翼短脉冲等离子体高压电源；8-等离子体激励器绝缘基板；9-等离子体激励器上表面电极；10-等离子体激励器下表面电极；11-等离子体激励器产生的扰动；12-左继电器；13-右继电器；14-控制器；15-陀螺仪。

具体实施方式

以下将结合附图，对本发明进行详细说明：

结合图1至图4所示，本实施例公开的一种飞翼模型横向控制装置，包括飞翼飞行器1，飞翼飞行器1左翼前端的外沿处设置有左翼等离子体激励器3，左翼等离子体激励器3与左翼短脉冲等离子体高压电源5电连接，左翼短脉冲等离子体高压电源5通过左继电器12与控制器14电连接；飞翼飞行器1右翼前端的外沿处设置有右翼等离子体激励器2，右翼等离子体激励器2与右翼短脉冲等离子体高压电源7电连接，右翼短脉冲等离子体高压电源7通过右继电器13与控制器14电连接；控制器14与陀螺仪15电连接；左翼短脉冲等离子体高压电源5设置有左翼短脉冲等离子体高压电源接地线4，右翼短脉冲等离子体高压电源7设置有右翼短脉冲等离子体高压电源接地线6。

具体地，左翼等离子激励器3包括：等离子体激励器绝缘基板8、等离子体激励器上表面电极9和等离子体激励器下表面电极10，等离子体激励器上表面电极9和等离子体激励器下表面电极10部分重叠，且分别设置于等离子体激励器绝缘基板8两侧，等离子激励器上表面电极9与左翼短脉冲等离子体高压电源5的高压脉冲端电连接，等离子体激励器下表面电极10与左翼短脉冲等离子体高压电源5的接地端电连接，右翼等离子体激励器2和右翼短脉冲等离子体高压电源7的连接方式与上述连接方式相同，等离子体激励器上表面电极9裸露在空气中，等离子体激励器产生的扰动11产生于上下电极重叠的位置，左翼等离子体激励器3分布在距离上翼面前缘0～10％当地弦长。

利用短脉冲介质阻挡放电等离子体流动控制技术，在飞翼布局飞机两侧机翼表面分别布置两套等离子体激励器，对单侧激励器施加周期性的短脉冲高压电，等离子体激励器在短脉冲触发期间快速完成容性放电，使空气电离，完成与空气的热交换，空气的热膨胀效应会产生局部的强扰动，强扰动引起附面层震荡，通过频率耦合效应改变该侧翼面的气动力，提升单侧机翼的上升力。

一种飞翼模型横向控制装置的控制方法：通过陀螺仪15检测飞翼飞行器1的飞行姿态，并将电信号发送给控制器14，控制器14根据陀螺仪15发送的电信号判断飞行姿态，并发送控制信号通过左继电器12和右继电器13控制左翼短脉冲等离子体高压电源5和右翼短脉冲等离子体高压电源7为左翼等离子体激励器3和右翼等离子体激励器2供电，进而调整飞行姿态；

在飞翼飞行器1起飞和着陆进行大迎角飞行时，如果控制器14判断飞行姿态正确，则控制器14向左继电器12和右继电器13同时发送控制信号，左继电器12和右继电器13同时打开，左翼短脉冲等离子体高压电源5和右翼短脉冲等离子体高压电源7分别向左翼等离子体激励器3和右翼等离子体激励器2供电，左翼等离子体激励器3和右翼等离子体激励器2同时提升两侧机翼的上升力避免飞翼模型发生失速的情况；

如果控制器14判断飞行姿态不正确，当控制器14判断飞翼飞行器1向左偏移时，则控制器14仅向左继电器12发送控制信号，左继电器12打开，左翼短脉冲等离子体高压电源5向左翼等离子体激励器3供电，左翼等离子体激励器3将提升左侧机翼的上升力，直至飞行姿态恢复正常；

如果控制器14判断飞行姿态不正确，当控制器14判断飞翼飞行器1向右偏移时，则控制器14仅向右继电器13发送控制信号，右继电器13打开，右翼短脉冲等离子体高压电源7向右翼等离子体激励器2供电，右翼等离子体激励器2将提升右侧机翼的上升力，直至飞行姿态恢复正常；

当飞翼飞行器1正常飞行的过程中，如果控制器14判断飞行姿态正常，则不动作；如果气流使飞翼飞行器1的机翼向左偏移，则控制器14开启左翼等离子体激励器3直至飞行姿态恢复正常；如果气流使飞翼飞行器1的机翼向右偏移，则控制器14开启右翼等离子体激励器2直至飞行姿态恢复正常；实现飞行姿态的实时控制。

本装置中的采用的陀螺仪15为陕西航天长城测控有限公司生产的mems陀螺仪，型号为htg-1200，控制器为51系列单片机，等离子体激励器绝缘基板8的材料为j133环氧树脂涂层，喷涂到模型机翼表面，厚度为0.1mm，宽度方向完全覆盖下表面电极，长度从翼尖向机身方向覆盖模型半展长的60％。

等离子体激励器上下表面电极为铜箔，厚度为0.02mm、宽度为2mm，粘贴在机翼表面，采用的短脉冲高压电脉冲宽度范围为：1μs<td<100μs，电压峰值范围为：8kv≤umax≤12kv，高压脉冲频率范围为：50≤f≤300hz。

本装置适用飞翼布局飞行器低速飞行，速度范围为：0.1ma<v<0.3ma。

以上实施例只是对本专利的示例性说明，并不限定它的保护范围，本领域技术人员还可以对其局部进行改变，只要没有超出本专利的精神实质，都在本专利的保护范围内。