CN109878704A - 一种基于环量控制原理的无舵面飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种基于环量控制原理的无舵面飞行器，其包括飞翼布局飞行器主体和环量控制装置：飞翼布局飞行器包括机身，在机身两侧为机翼，机翼的后缘为科恩达后缘，在科恩达后缘位置设有上下两个狭缝；环量控制装置包括两个通风机、两个阀门；在机身的前端设有进气道，在两侧机翼位置分别设有风道，两个通风机位于机身的中部，进气道向机身内延伸到两个通风机的进气口，两个通风机的出气口分别连通一个管道，在管道的后面设有阀门，阀门对应通向两个风道，风道的内部分隔为上下两个空腔，每个空腔分别联通科恩达后缘处上下两个狭缝。本发明由通风机、风道、阀门、狭缝形成的环量控制装置，所以结构简单，方便维护。

Description

一种基于环量控制原理的无舵面飞行器

技术领域

本发明属于航天飞行器技术领域，具体而言，本发明涉及一种基于环量控制原理的无舵面飞行器。

背景技术

现有大多数飞行器采用机械舵面，比如副翼、襟翼等来实现增升或改变飞行状态。机械舵面结构复杂，重量大，检修繁琐；存在尖锐边缘、鼓包、缝隙，增大雷达反射面积不利于隐身；大迎角下舵效低。取代传统舵面的无舵面飞行器，是未来飞行器的发展趋势之一，现有的基于环量控制原理的无舵面飞行器，环量控制装置能耗大、响应速度慢、安装在飞行器本体上会与结构件干涉，影响飞行器结构安全性。

现有技术中也有一些无舵面飞行器，如申请日为2015年11月12日、申请号为201510770979.5、名称为“独立气源供气的无舵面飞行器”的中国专利文件；如申请日为2018年1月5日、申请号为201810011661.2、名称为“吹气环量自调节飞行器”的中国专利文件；现有技术中也有环量控制方法，如申请日为2011年3月25日、申请号为201110073402.0、名称为“一种提高机翼升力的合成射流环量控制方法”的中国专利文件；现有的环量控制装置采用高压气瓶供气，或者从涡轮发动机压气机引气，或者从机翼上下表面或者翼尖处取气。高压气瓶结构重量大，造成飞机结构重量大；气瓶持续供气时间短，缩短飞行器的续航时间。从发动机压气机取气会减小发动机空气流量，影响发动机性能，使发动机飞行包线变窄，不利于飞行安全。从机翼上下表面或者翼尖取气，会对机翼附近气流产生不利影响，且与翼梁、翼肋等承力结构件冲突，降低机翼强度。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于环量控制原理的无舵面飞行器，用环量控制装置取代机械舵面，解决机械舵面固有的结构复杂、重量大、检修繁琐、不利于隐身、大迎角下舵效低等问题，并且解决现有的环量控制无舵面飞行器环量控制装置能耗大、响应速度慢、安装在飞行器本体上会与结构件干涉，影响飞行器结构安全性等问题。

为了解决上述问题，本发明提供一种基于环量控制原理的无舵面飞行器，其技术方案如下：

一种基于环量控制原理的无舵面飞行器，其包括飞翼布局飞行器主体和环量控制装置：所述飞翼布局飞行器包括机身，在所述机身两侧为机翼，所述机翼的后缘为科恩达后缘，在所述科恩达后缘位置设有上下两个狭缝；环量控制装置包括两个通风机、两个阀门；在所述机身的前端设有进气道，在两侧所述机翼位置分别设有风道，两个所述通风机位于所述机身的中部，所述进气道向所述机身内延伸到两个所述通风机的进气口，两个所述通风机的出气口分别连通一个管道，在所述管道的后面设有所述阀门，所述阀门对应通向两个所述风道，所述风道的内部分隔为上下两个空腔，每个空腔分别联通所述科恩达后缘处上下两个狭缝。

如上述的基于环量控制原理的无舵面飞行器，进一步优选为：所述通风机为离心式通风机。

如上述的基于环量控制原理的无舵面飞行器，进一步优选为：所述机翼为无缝隙机翼。

如上述的基于环量控制原理的无舵面飞行器，进一步优选为：所述通风机的特性曲线与所述环量控制装置的空气通道的风阻相匹配。

如上述的基于环量控制原理的无舵面飞行器，进一步优选为：所述阀门具有一个进气口，所述阀门内设有隔板，将所述阀门均分为上下两个出气通道，每个出气通道内各有一个用于调节角度的调节板通过联轴器与所述阀门外部的舵机相连。

如上述的基于环量控制原理的无舵面飞行器，进一步优选为：所述风道为细长形设置，长边平行于所述机翼的后缘，在所述风道的内部设置的隔板将所述风道均分成上下两个空腔，上下两个空腔分别对应所述阀门的两个出气通道，两个空腔分别对应在所述科恩达后缘位置的上下狭缝。

如上述的基于环量控制原理的无舵面飞行器，进一步优选为：所述狭缝平行于所述科恩达后缘。

如上述的基于环量控制原理的无舵面飞行器，进一步优选为：所述科恩达后缘与所述机翼纵剖面的交线为所述机翼弦线对称的曲线。

如上述的基于环量控制原理的无舵面飞行器，进一步优选为：所述飞翼布局飞行器的翼展为1526mm，所述机身的长度为750mm。

如上述的基于环量控制原理的无舵面飞行器，进一步优选为：所述进气道为扩张型进气道。

分析可知，与现有技术相比，本发明的优点和有益效果在于：

本发明的基于环量控制原理的无舵面飞行器采用飞翼布局，整机具有较大的升阻比和隐身性。本发明为了解决机械舵面的固有缺点，用环量控制装置取代机械舵面，环量控制装置通过在机翼后缘吹气，改变机翼绕流的环量，能够起到增升或进行机动的作用。没有复杂的机械舵面、襟翼等，只有由通风机、风道、阀门、狭缝形成的环量控制装置，所以结构简单，方便维护，机翼表面没有缝隙，降低了雷达反射面积，隐身性好。

附图说明

图1为本发明优选实施例的基于环量控制原理的无舵面飞行器的整体俯视图。

图2为本发明优选实施例的基于环量控制原理的无舵面飞行器的整体侧视图。

图3为本发明优选实施例的离心式通风机叶轮的斜视图。

图4为本发明优选实施例的阀门的斜视图。

图5为本发明优选实施例的风道的平面形状图。

图6为本发明优选实施例的风道沿机身纵向的剖视图。

图中：1-机身；2-内侧机翼；3-外侧机翼；4-发动机；5-进气道；6-离心式通风机；7-管道；8-阀门；9-风道；10-翼梢小翼；11-起落架；12-调节板；13-隔板；14-科恩达后缘；15-狭缝。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

如图1所示，本发明优选实施例的基于环量控制原理的无舵面飞行器主要包括飞翼布局飞行器主体和环量控制装置，飞翼布局飞行器主体包括机身1，在机身1两侧为机翼，机翼的后缘为科恩达后缘14，在科恩达后缘14位置设有上下两个狭缝15；环量控制装置包括两个离心式通风机6、两个阀门8；在机身1的前端设有进气道5，在两侧机翼位置分别设有风道9，两个离心式通风机6位于机身1的中部，进气道5向机身1内延伸到两个离心式通风机6的进气口，两个离心式通风机6的出气口分别连通一个管道7，在管道7的后面设有阀门8，阀门8对应通向两个风道9，风道9的内部分隔为上下两个空腔，每个空腔分别联通科恩达后缘14处上下两个狭缝15；在机身1的尾部安装有发动机4。本发明的机翼为无缝隙机翼。

总而言之，本发明提供的基于环量控制原理的无舵面飞行器在离心式通风机6作用下，空气由扩张型进气道5进入机身1并从科恩达后缘14处上表面或下表面喷射出，改变整个机翼绕流的环量，进而改变机翼升力，实现本发明的增升或机动。本发明通过设置环量控制装置取代了复杂的机械舵面，使得本发明具有结构简单、重量轻的特点，同时，本发明的机翼表面没有缝隙、鼓包，降低了雷达反射面积，使得本发明具有隐身性能好的特点。

在本发明中，如图1所示，本发明的离心式通风机6的特性曲线与环量控制装置的空气通道的风阻相匹配，且通过改变转速能够均匀改变流量。

如图1、图4、图6所示，本发明的阀门8具有一个进气口，阀门8内有隔板，将其均分为上下两个出气通道，每个出气通道内各有一个可以调节角度的调节板12通过联轴器与阀门8外部的舵机相连，每个通道的调节板12独立运动互不干涉，舵机带动调节板12转动，可以独立控制两个通道的空气流量。

如图1、图5、图6所示，风道9为细长形设置，长边平行于机翼的后缘，在风道9的内部设置的隔板13将风道9均分成上下两个空腔，上下两个空腔分别对应阀门8的两个出气通道，上下两个空腔之间不相联通，两个空腔分别对应在科恩达后缘14位置的上下狭缝15，狭缝15平行于科恩达后缘14。

如图5、图6所示，本发明的科恩达后缘14与机翼纵剖面的交线为关于机翼弦线对称的曲线，中间曲率小、上下两端曲率大，两个狭缝15分别与风道9的两个空腔相连，空气从狭缝15喷出，狭缝15处射流速度与科恩达后缘14相切。

在本发明中，环量控制装置由单片机控制，单片机与飞控(即飞行控制器)通讯，获取飞行器即时的来流速度、迎角、期望达到的舵量等参数，通过内部储存的经验函数计算得出每个离心式通风机6的目标转速和每个阀门的目标角度，进而调节狭缝的射流速度、流量，使得在不同飞行状态下可以自动调整环量控制装置的作用效果，且能够适应不同的飞控。

在本发明中，离心式通风机6位于机身1内，单侧机翼采用1个离心式通风机6对2个狭缝15供气，离心式通风机6始终处于工作状态，在单片机的控制下，同时调整离心式通风机6的转速和阀门8的开度来独立调整单侧机翼的两个狭缝15的射流速度和流量，响应速度快。

如图1、图2所示，本发明的飞翼布局飞行器的翼展为1526mm，机身1的长度为750mm。本发明的机翼分为内侧机翼2、外侧机翼3和翼梢小翼10，其中，内侧机翼2为梯形机翼，前缘后掠角24°，翼型为MH78翼型，宽度为380mm；外侧机翼3为后掠翼，前缘后掠角20°，翼型为S8036翼型，内侧机翼2、外侧机翼3间平滑过渡；翼梢处为端板形式翼梢小翼10。设计巡航速度20m/s，起飞速度13m/s，环量控制装置关闭且到达整机俯仰力矩平衡时仰角为3.4°。

本发明的飞控选择PIXHACK V3开源飞控，安装在整机重心处。飞控具有3冗余的角速度传感器、加速度计、磁罗盘和GPS模块、空速管。经过二次开发，飞控通过串行总线向单片机输出即时飞行器的来流速度、迎角和期望达到的舵量。单片机选择专用于中小型发动机电子控制单元的飞思卡尔MC912XEP100单片机。该型号单片机模数、模数转换精度高，内存大，可靠性高，使环量控制装置具有较高的控制精度，且能够在存在振动、温度变化的情况下工作。

本发明单片机通过与飞行控制器通讯，获取飞行器即时的来流速度、迎角、期望达到的舵量等参数，通过内部储存的经验函数计算得出每个离心式通风机6的目标转速和每个阀门8的目标角度，进而调节狭缝15的射流速度、流量，实现不同飞行状态下自动调整环量控制装置的效果。

本发明的进气道5位于机身1前部，为扩张型进气道。进气口在机身1最前端，进气口为圆形形状，直径为45mm，保证供气量同时减小溢流阻力。

如图3所示，本发明的离心式通风机6与风道9、阀门8等构成的空气通道的风阻特性相匹配。离心式通风机6的叶片由无刷电机驱动，无刷电机使用带有刹车功能的电子调速器，使叶轮加、减速快，起到进一步提高环量控制装置的响应速度的作用。两个离心式通风机6前后排布在机身1的内机身轴线上。

如图5、图6所示，本发明风道9上下壁面纵剖面与翼型一致，平面形状为从靠近机身侧到原离机身侧逐渐缩小的细长形。先初步设计若干个风道形状，通过数值仿真在多个平面形状中选择狭缝出气均匀、方向一致的设计，从而得到理想的风道9的平面形状。数值实验表明，狭缝15出气速度均匀，速度沿狭缝15的最大变化量为5％。

本发明的科恩达后缘14设在外侧机翼3位置，外侧机翼3上的科恩达后缘14选择椭圆形后缘，椭圆短轴与外侧机翼弦线重合，长轴延长线经过狭缝15。数值计算表明，此设计可以使射流和机翼表面气流的混合气流附着在机翼后缘沿着后缘流动。

本发明的离心式通风机6位于机身1内部，通过管道7与阀门8连接。风道9安装在外侧机翼2后缘处，一端与阀门8相连，内部分隔为上下两层，分别与机翼后缘的两个狭缝15相通。单侧机翼采用1个离心式通风机对2个狭缝供气。

如图1至图6所示，在本发明未使用时，本发明停落在起落架11上，对本发明下达指令后，开始起飞；在飞行过程中，当气流通过上部的狭缝15吹出，产生沿着机翼科恩达后缘14切线的射流，射流与流过机翼表面的气流混合，由于科恩达效应，混合气流附着在机翼后缘沿着后缘流动，导致后缘分离点向后移动，使相应的区域的静压较低，机翼前缘与后缘压力差增大，带动机翼表面的气流加速，使前驻点后移，进而机翼的前后驻点靠近，使得机翼的环量增大，升力增加。当气流通过下部狭缝15吹出，机翼环量减小，升力减小。进而通过改变飞行器两侧机翼的升力实现整机升力的增加或者滚转、俯仰、转向等机动动作。

使用机械舵面时，机械舵面结构复杂，重量大，检修繁琐；存在尖锐边缘、鼓包、缝隙，增大雷达反射面积不利于隐身；大迎角下舵低。本发明为了解决机械舵面的这些问题，使用环量控制装置取代机械舵面，没有复杂的副翼、襟翼等舵面和驱动舵面的作动机构，只有由离心式通风机6、风道9、阀门8、狭缝15构成的环量控制装置，运动部件少，所以结构简单，方便维护。

使用机械舵面时，机械舵面与机翼之间有缝隙，驱动舵面的作动器处存在鼓包，增加雷达反射面积，不利于隐身。本发明由于取消了机械舵面，机翼表面没有缝隙、鼓包，降低了雷达反射面积，故隐身性好。

使用常规的环量控制装置时，现有的环量控制装置采用高压气瓶供气，或者从涡轮发动机压气机引气，或者从机翼上下表面或者翼尖处取气。高压气瓶结构重量大，造成飞机结构重量大；气瓶持续供气时间短，缩短飞行器的续航时间。从发动机压气机取气会减小发动机空气流量，影响发动机性能，使发动机飞行包线变窄，不利于飞行安全。从机翼上下表面或者翼尖取气，部分环量控制装置会与翼梁、翼肋等承力结构件冲突，降低机翼强度，且会对机翼附近气流产生不利影响。为了解决现有环量控制装置存在的技术问题，本发明的离心式通风机6位于机身1内，从机身1前部的扩张型进气道5取气，离心式通风机6持续工作，故可以持续供气，续航时间长。由于机翼内部只有风道9，没有运动部件，占用机翼体积小，不与机翼内承力结构件干涉，所以不会降低机翼的强度。由于机翼和机身1侧面没有环量控制装置的进气口，避免了环量控制装置对机翼附近的流场产生不利影响。

如图3所示，本发明的离心式通风机6具有出口直径与进口直径之比较大的后弯叶轮，与风道9、阀门8等构成的空气通道的风阻特性相匹配，效率高，能耗低。本发明的离心式通风机6位于机身1内，使整机绕机身轴线的转动惯量小，有利于飞行器进行滚转和转向等机动。离心式通风机6通过管道与阀门8相连，机翼内部只有风9道，没有运动部件，故占用机翼体积小，机翼厚度薄，飞行阻力小。

为了解决现有环量控制飞行器环量控制装置调节流量的响应慢的问题，本发明通过同时调整离心式通风机6的风扇转速和阀门8角度来改变环量控制装置狭缝射流的速度和流量，响应速度快，避免了环量控制装置响应延迟的问题。

本发明的环量控制原理的无舵面飞行器采用带有翼梢小翼10的飞翼布局，飞翼布局可以提高整机升阻比和隐身性，翼梢小翼10可以增加飞行稳定性，减小飞行阻力。

本发明的单片机起到读取飞控数据、储存经验函数、向环量控制装置输出高精度控制信号的作用。单片机通过与飞行控制器通讯，获取飞行器即时的来流速度、迎角、期望达到的舵量等参数，通过内部储存的经验函数计算得出每个离心式通风机的目标转速和每个阀门的目标角度，进而调节狭缝的射流速度、流量。实现了不同飞行状态下自动调整环量控制装置的效果，对不同飞行状态的适应性强。

本发明采用单片机与飞控通讯并控制环量控制装置，而不是将环量控制装置的控制程序写入飞控不通过单片机直接控制环量控制装置。单独的单片机可以提供多个精度更高的数模、模数转换器，提高环量控制装置的控制精度。并且方便更换不同的飞控。

本发明的环量控制装置，还可以应用于其他布局的飞行器，特别是常规布局、V尾布局的飞行器。

分析可知，与现有技术相比，本发明的优点和有益效果在于：

本发明的基于环量控制原理的无舵面飞行器采用飞翼布局，整机具有较大的升阻比和隐身性。本发明为了解决机械舵面的固有缺点，用环量控制装置取代机械舵面，环量控制装置通过在机翼后缘吹气，改变机翼绕流的环量，能够起到增升或进行机动的作用。没有复杂的机械舵面、襟翼等，只有由通风机、风道、阀门、狭缝形成的环量控制装置，所以结构简单，方便维护，机翼表面没有缝隙，降低了雷达反射面积，隐身性好。

本发明通过响应速度快的阀门8和离心式通风机6配合调节狭缝15射流速度和流量，解决了现有环量控制无舵面飞行器响应速度慢、存在延迟的问题。

本发明通过单片机实现了不同飞行状态下自动调整环量控制装置的效果，而不是将环量控制装置的控制程序写入飞控不通过单片机直接控制环量控制装置。因此对不同飞行状态的适应性强，提高了环量控制装置的控制精度。本发明要解决的问题是飞控输出的信号不能直接用于控制环量控制装置的阀门8和离心式通风机6，本发明采用的是飞控输出信号给单片机，单片机控制环量控制装置。另一种解决方式是通过飞控二次开发改变将控制环量控制装置的代码写入飞控，并用飞控直接控制单片机。本发明解决方法的优势是单片机可以适配多种飞控，方便环量控制装置移植到装有不同飞控的其他飞行器上。环量控制装置由单片机控制，单片机与飞控(即飞行控制器)通讯，获取飞行器即时的来流速度、迎角、期望达到的舵量等参数，通过内部储存的经验函数计算得出每个离心式通风机6的目标转速和每个阀门8的目标角度，进而调节狭缝15的射流速度、流量，使得在不同飞行状态下可以自动调整环量控制装置的作用效果。

由技术常识可知，本发明可以通过其它的不脱离其精神实质或必要特征的实施方案来实现。因此，上述公开的实施方案，就各方面而言，都只是举例说明，并不是仅有的。所有在本发明范围内或在等同于本发明的范围内的改变均被本发明包含。

Claims (10)

1.一种基于环量控制原理的无舵面飞行器，其特征在于，包括飞翼布局飞行器主体和环量控制装置：

所述飞翼布局飞行器包括机身，在所述机身两侧为机翼，所述机翼的后缘为科恩达后缘，在所述科恩达后缘位置设有上下两个狭缝；

环量控制装置包括两个通风机、两个阀门；在所述机身的前端设有进气道，在两侧所述机翼位置分别设有风道，两个所述通风机位于所述机身的中部，所述进气道向所述机身内延伸到两个所述通风机的进气口，两个所述通风机的出气口分别连通一个管道，在所述管道的后面设有所述阀门，所述阀门对应通向两个所述风道，所述风道的内部分隔为上下两个空腔，每个空腔分别联通所述科恩达后缘处上下两个狭缝。

2.根据权利要求1所述的基于环量控制原理的无舵面飞行器，其特征在于：

所述通风机为离心式通风机。

3.根据权利要求1或2所述的基于环量控制原理的无舵面飞行器，其特征在于：

所述机翼为无缝隙机翼。

4.根据权利要求1或2所述的基于环量控制原理的无舵面飞行器，其特征在于：

所述通风机的特性曲线与所述环量控制装置的空气通道的风阻相匹配。

5.根据权利要求1或2所述的基于环量控制原理的无舵面飞行器，其特征在于：

所述阀门具有一个进气口，所述阀门内设有隔板，将所述阀门均分为上下两个出气通道，每个出气通道内各有一个用于调节角度的调节板通过联轴器与所述阀门外部的舵机相连。

6.根据权利要求5所述的基于环量控制原理的无舵面飞行器，其特征在于：

所述风道为细长形设置，长边平行于所述机翼的后缘，在所述风道的内部设置的隔板将所述风道均分成上下两个空腔，上下两个空腔分别对应所述阀门的两个出气通道，两个空腔分别对应在所述科恩达后缘位置的上下狭缝。

7.根据权利要求6所述的基于环量控制原理的无舵面飞行器，其特征在于：

所述狭缝平行于所述科恩达后缘。

8.根据权利要求1或2所述的基于环量控制原理的无舵面飞行器，其特征在于：

所述科恩达后缘与所述机翼纵剖面的交线为所述机翼弦线对称的曲线。

9.根据权利要求1或2所述的基于环量控制原理的无舵面飞行器，其特征在于：

所述飞翼布局飞行器的翼展为1526mm，所述机身的长度为750mm。

10.根据权利要求1或2所述的基于环量控制原理的无舵面飞行器，其特征在于：

所述进气道为扩张型进气道。