專利名稱：具有冗余氣動布局的乘波飛行器及其操控方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于乘波飛行器的總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種具有冗余氣動布局的乘波飛行器及其操控方法。
背景技術(shù)：
氣動布局設(shè)計(jì)是滑翔式飛行器設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)。在高超聲速條件下，乘波構(gòu)型具有較好的氣動力性能，成為突破傳統(tǒng)飛行器高超聲速飛行面臨的“升阻比屏障”的一種有效嘗試。然而，理想乘波構(gòu)型沒有任何姿態(tài)調(diào)節(jié)的操縱機(jī)構(gòu)，在滑翔式飛行器氣動布局設(shè)計(jì)過程中，需要對理想乘波構(gòu)型進(jìn)行修形處理。經(jīng)過我們的分析發(fā)現(xiàn)，現(xiàn)有乘波飛行器的氣動布局僅在理想乘波構(gòu)型的基礎(chǔ)上，對邊緣進(jìn)行了適當(dāng)鈍化修形，并配合以底部平面的小噴管進(jìn)行姿態(tài)操控。這樣的布局設(shè)計(jì)，使得乘波飛行器雖然在整體構(gòu)型上偏離理想乘波構(gòu)型較小，具有較好的氣動力性能，但在防熱系統(tǒng)設(shè)計(jì)上面臨較大挑戰(zhàn)。與此同時，由于現(xiàn)有乘波飛行器進(jìn)行姿態(tài)控制的手段十分有限，其控制系統(tǒng)的魯棒性差，在操控能力上存在缺陷。此外，由于現(xiàn)有乘波飛行器的俯仰阻尼小，其俯仰通道很容易失穩(wěn)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種結(jié)構(gòu)簡單、氣動力性能優(yōu)異、操控性好、魯棒性強(qiáng)、可實(shí)現(xiàn)阻尼調(diào)節(jié)的具有冗余氣動布局的乘波飛行器，還提供一種簡單易行的該乘波飛行器的操控方法。為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明提出的技術(shù)方案為一種具有冗余氣動布局的乘波飛行器，該乘波飛行器是以理想乘波構(gòu)型為前體，所述乘波飛行器的尾部兩側(cè)設(shè)有可轉(zhuǎn)動的全動控制舵，所述乘波飛行器的尾部上、下表面均開設(shè)有可轉(zhuǎn)動的嵌入式控制面，所述乘波飛行器的底面兩側(cè)分別開設(shè)有兩組斜切噴管。上述本發(fā)明的技術(shù)方案，通過將多種控制部件運(yùn)用到基于乘波構(gòu)型設(shè)計(jì)的氣動布局中，不同控制部件之間進(jìn)行相互組合，可以形成多種控制手段；根據(jù)該布局三通道(含俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn))在不同飛行階段(包括飛行高度、飛行速度等差異)姿態(tài)控制系統(tǒng)的需求，可以采用不同的組合控制手段以實(shí)現(xiàn)對乘波飛行器姿態(tài)最有效、最優(yōu)化地控制。上述的具有冗余氣動布局的乘波飛行器中，優(yōu)選的，所述全動控制舵包括左全動舵和右全動舵，所述左全動舵和右全動舵沿所述乘波飛行器的中平面呈對稱布置；所述乘波飛行器尾部的兩側(cè)設(shè)有兩個與中平面基本平行的安裝平面(該安裝平面是通過削去理想乘波構(gòu)型后部最外兩側(cè)的兩個類三棱錐體后得到)，所述全動控制舵的安裝轉(zhuǎn)軸垂直于安裝平面裝設(shè)。所述左全動舵和右全動舵能夠繞各自的安裝轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動。當(dāng)左全動舵和右全動舵進(jìn)行同向偏轉(zhuǎn)(即左全動舵和右全動舵繞各自的安裝轉(zhuǎn)軸同時進(jìn)行順時針或逆時針偏轉(zhuǎn))相同角度時，可實(shí)現(xiàn)對乘波飛行器的俯仰通道的控制；當(dāng)左全動舵和右全動舵進(jìn)行差動偏轉(zhuǎn)(即左全動舵和右全動舵繞各自的安裝轉(zhuǎn)軸同時朝相反方向偏轉(zhuǎn))相同角度時可實(shí)現(xiàn)乘波飛行器滾轉(zhuǎn)通道的控制；當(dāng)偏轉(zhuǎn)角度不同時，由于受力不對稱，對俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)通道都會有影響，可以實(shí)現(xiàn)對乘波飛行器的滾動和偏航控制。所述全動控制舵的控制舵面的面積大小、形狀和安裝位置一般與所選取的乘波構(gòu)型具體形狀參數(shù)以及所需要的設(shè)計(jì)性能相關(guān)，本領(lǐng)域技術(shù)人員可以通過氣動設(shè)計(jì)方法進(jìn)行計(jì)算確定。作為對上述技術(shù)方案的進(jìn)一步改進(jìn)，所述乘波飛行器上表面的中后部開設(shè)有兩個類三棱錐狀的上凹槽(通過在理想乘波構(gòu)型上表面靠近后緣和外側(cè)的位置進(jìn)行修形，削成兩個對稱式平臺)，所述乘波飛行器下表面的中后部開設(shè)有兩個類三棱錐狀的下凹槽(通過在理想乘波構(gòu)型下表面靠近后緣和外側(cè)的位置進(jìn)行修形，削成兩個對稱式平臺)，所述上凹槽和下凹槽的尾部均設(shè)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飛行器的中平面呈對稱布置。更優(yōu)選的，所述嵌入式控制面位于可轉(zhuǎn)動的三棱柱體上，所述三棱柱體的旋轉(zhuǎn)軸沿垂直于所述中平面的方向裝設(shè)在所述上凹槽和下凹槽中。所述三棱柱體的底面優(yōu)選平行于所述中平面，所述旋轉(zhuǎn)軸與三棱柱體的一條側(cè)棱相鄰并平行。在上述優(yōu)選的技術(shù)方案中，所述嵌入式控制面的旋轉(zhuǎn)角度受來流狀態(tài)和對稱式平臺角度等參數(shù)約束。上凹槽中對稱設(shè)置的兩個嵌入式控制面或下凹槽中對稱設(shè)置的兩個嵌入式控制面在同方向偏轉(zhuǎn)相同角度時，可實(shí)現(xiàn)乘波飛行器俯仰通道的控制；而差動偏轉(zhuǎn)時，則可實(shí)現(xiàn)對乘波飛行器俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)通道的控制；當(dāng)上凹槽中的嵌入式控制面向上偏轉(zhuǎn)，而下凹槽中的嵌入式控制面向下偏轉(zhuǎn)時，則可增大乘波飛行器氣動布局的阻尼，改善理想乘波構(gòu)型阻尼小的缺陷；當(dāng)偏轉(zhuǎn)角度不同時，由于受力不對稱，對俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)通道都會有影響。作為對上述技術(shù)方案的進(jìn)一步改進(jìn)，所述乘波飛行器中，每組所述的斜切噴管是由上斜切噴管單元、中斜切噴管單元和下斜切噴管單元組成，所述兩組斜切噴管沿所述乘波飛行器的中平面呈對稱布置。更優(yōu)選的，所述上、下斜切噴管單元位于同一豎直平面內(nèi)，且相比中斜切噴管單元更靠近所述的中平面；所述上斜切噴管單元的噴射方向朝上，所述下斜切噴管單元的噴射方向朝下，所述中斜切噴管單元的噴射方向朝外。通過我們的反復(fù)實(shí)驗(yàn)測算，所述上斜切噴管單元的中軸線與水平面優(yōu)選呈30° 60°仰角，所述下斜切噴管單元的中軸線與水平面優(yōu)選呈30° 60°俯角(特別優(yōu)選和上斜切噴管單元的仰角角度相同)，所述中斜切噴管單元的中軸線與中平面優(yōu)選呈30° 60°夾角。兩組斜切噴管主要在再入初期大氣比較稀薄時使用當(dāng)兩個上斜切噴管單元同時工作或兩個下斜切噴管單元同時工作時，可實(shí)現(xiàn)乘波飛行器俯仰通道的控制；而左側(cè)或右側(cè)的中斜切噴管單元單獨(dú)工作時，則可實(shí)現(xiàn)乘波飛行器偏航通道的控制；當(dāng)左側(cè)的上斜切噴管單元與右側(cè)的下斜切噴管單元同時工作，或者當(dāng)左側(cè)的下斜切噴管單元與右側(cè)的上斜切噴管單元同時工作時，則可實(shí)現(xiàn)乘波飛行器滾轉(zhuǎn)通道的控制。作為一個總的技術(shù)構(gòu)思，本發(fā)明還提供一種上述乘波飛行器的操控方法，通過乘波飛行器飛行時來流動壓的大小對乘波飛行器進(jìn)行組合式操控，具體包括以下操作當(dāng)來流動壓小于某一值(優(yōu)選如100帕)時(對應(yīng)乘波飛行器再入滑翔過程的初始階段)，此時乘波飛行器的飛行高度偏高、大氣稀薄、動壓較低，各個氣動控制面(包括全動控制舵和嵌入式控制面)的操縱力較小，不能夠提供足夠力矩控制乘波飛行器姿態(tài)，幾乎起不到姿態(tài)控制的作用，此時，斜切噴管的控制起主導(dǎo)作用，可利用所述的兩組斜切噴管實(shí)現(xiàn)對乘波飛行器姿態(tài)的有效控制；
由于本發(fā)明乘波飛行器中斜切噴管和氣動控制面的工作效率均與來流動壓緊密相關(guān)，因此，當(dāng)來流動壓增大時，斜切噴管的工作效率下降，氣動控制面的工作效率則上升；當(dāng)來流動壓大于某一值(優(yōu)選如460帕)時(對應(yīng)再入滑翔過程的主要階段時)，則可利用所述的全動控制舵和嵌入式控制面進(jìn)行組合操縱，實(shí)現(xiàn)對乘波飛行器姿態(tài)的有效控制；當(dāng)來流動壓介于兩分界值之間(例如100帕 460帕之間)時，通過所述的兩組斜切噴管、全動控制舵和嵌入式控制面進(jìn)行共同組合操縱，實(shí)現(xiàn)對乘波飛行器姿態(tài)的有效控制。由于本發(fā)明提出的上述冗余氣動布局沒有包含垂直尾翼，因此乘波飛行器的橫向靜穩(wěn)定性則主要依靠所述全動控制舵的上反設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)。當(dāng)乘波飛行器產(chǎn)生側(cè)滑時，上反的全動控制舵將導(dǎo)致乘波飛行器左右兩側(cè)受到的升力及其分布出現(xiàn)差異，從而產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)恢復(fù)力矩。本發(fā)明提出的上述冗余氣動布局還可以通過所述嵌入式控制面以阻力方向舵模式工作來產(chǎn)生偏航力矩。但是，在實(shí)際設(shè)計(jì)過程中，對于采用乘波構(gòu)型作為基本布局的高超聲速滑翔式乘波飛行器的力、熱特征對偏航角十分敏感，其橫航向機(jī)動主要通過控制滾轉(zhuǎn)通道姿態(tài)變化，以側(cè)傾轉(zhuǎn)彎方式實(shí)現(xiàn)。與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于本發(fā)明冗余氣動布局偏離理想乘波構(gòu)型小，因而仍具備其在高超聲速條件下較優(yōu)異的氣動力性能；與此同時，本發(fā)明在乘波構(gòu)型基礎(chǔ)上，通過引入全動控制舵、嵌入式控制面和斜切噴管的組合式控制方式，不僅避開了傳統(tǒng)布局在高超聲速條件下面臨的嚴(yán)峻氣動加熱問題。而且嵌入式控制面還可作為人工阻尼器使用，改善理想乘波構(gòu)型阻尼小的缺陷。由于本發(fā)明乘波飛行器的姿態(tài)控制可通過六個氣動控制面與兩組斜切噴管的多種組合方式實(shí)現(xiàn)，因此其控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)存在冗余，控制系統(tǒng)的魯棒性強(qiáng)，對高超聲速滑翔式乘波飛行器姿態(tài)的有效控制具有重要意義。


圖1為本發(fā)明實(shí)施例中具有冗余氣動布局的乘波飛行器的結(jié)構(gòu)示意圖(立體圖)，圖中陰影即表示嵌入式控制面所在的位置(下同)。圖2為本發(fā)明實(shí)施例中具有冗余氣動布局的乘波飛行器的俯視圖。圖3為本發(fā)明實(shí)施例中乘波飛行器的全動控制舵在同向偏轉(zhuǎn)時的示意圖。圖4為本發(fā)明實(shí)施例中乘波飛行器的全動控制舵在差動偏轉(zhuǎn)時的示意圖。圖5為本發(fā)明實(shí)施例中具有冗余氣動布局的乘波飛行器的主視圖。圖6為圖5中乘波飛行器中后部的局部放大圖。圖7為本發(fā)明實(shí)施例中乘波飛行器上凹槽的嵌入式控制面在同向偏轉(zhuǎn)時的示意圖。圖8為本發(fā)明實(shí)施例中乘波飛行器上凹槽的嵌入式控制面在差動偏轉(zhuǎn)時的示意圖。圖9為本發(fā)明實(shí)施例中具有冗余氣動布局的乘波飛行器的左視圖。圖10為本發(fā)明實(shí)施例中乘波飛行器中右斜切噴管組的安裝示意圖(局部放大后的立體透視)。圖11為本發(fā)明實(shí)施例中乘波飛行器的飛行軌跡示意圖。
圖12為本發(fā)明實(shí)施例中乘波飛行器初始階段斜切噴管控制力矩的變化圖。圖13為本發(fā)明實(shí)施例中乘波飛行器初始階段一個舵偏角的變化圖。圖例說明1、左全動舵；2、左上嵌入式控制面；3、右上嵌入式控制面；4、右全動舵；5、右下嵌入式控制面；6、左下嵌入式控制面；7、左斜切噴管組；8、右斜切噴管組；81、右上斜切噴管單元；82、右中斜切噴管單元；83、右下斜切噴管單元；9、三棱柱體；10、安裝轉(zhuǎn)軸；11、安裝平面；12、旋轉(zhuǎn)軸。
具體實(shí)施例方式以下結(jié)合說明書附圖和具體優(yōu)選的實(shí)施例對本發(fā)明作進(jìn)一步描述，但并不因此而限制本發(fā)明的保護(hù)范圍。實(shí)施例一種如圖1 圖10具有冗余氣動布局的乘波飛行器，該乘波飛行器是以理想乘波構(gòu)型為前體，該乘波飛行器的尾部兩側(cè)設(shè)有可轉(zhuǎn)動的全動控制舵，該乘波飛行器的尾部上、下表面均開設(shè)有可轉(zhuǎn)動的嵌入式控制面，該乘波飛行器的底面兩側(cè)分別開設(shè)有兩組斜切噴管。如圖1 圖4所示，上述的具有冗余氣動布局的乘波飛行器中，全動控制舵包括左全動舵I和右全動舵4，左全動舵I和右全動舵4沿乘波飛行器的中平面呈對稱布置；乘波飛行器尾部的兩側(cè)設(shè)有兩個與中平面基本平行的安裝平面11 (該安裝平面11是通過削去理想乘波構(gòu)型后部最外兩側(cè)的兩個類三棱錐體后得到)，全動控制舵的安裝轉(zhuǎn)軸10垂直于安裝平面11裝設(shè)。左全動舵I和右全動舵4能夠繞各自的安裝轉(zhuǎn)軸10轉(zhuǎn)動。如圖7和圖8所示，本實(shí)施例乘波飛行器上表面的中后部開設(shè)有兩個類三棱錐狀的上凹槽(通過在理想乘波構(gòu)型上表面靠近后緣和外側(cè)的位置進(jìn)行修形，削成兩個對稱式平臺)，乘波飛行器下表面的中后部開設(shè)有兩個類三棱錐狀的下凹槽(通過在理想乘波構(gòu)型下表面靠近后緣和外側(cè)的位置進(jìn)行修形，削成兩個對稱式平臺)。上凹槽和下凹槽的尾部均設(shè)有嵌入式控制面，上凹槽、下凹槽和嵌入式控制面均沿乘波飛行器的中平面M呈對稱布置。本實(shí)施例中的嵌入式控制面共設(shè)有四個，分別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 ;每個嵌入式控制面均位于一可轉(zhuǎn)動的三棱柱體9上，各三棱柱體9的旋轉(zhuǎn)軸12沿垂直于中平面M的方向裝設(shè)在上凹槽和下凹槽中。三棱柱體9的底面平行于中平面M，旋轉(zhuǎn)軸12與三棱柱體9的一條側(cè)棱(參見圖7和圖8)相鄰并平行。如圖9和圖10所示，本實(shí)施例的乘波飛行器中的兩組斜切噴管分別是指左斜切噴管組7和右斜切噴管組8，每組斜切噴管均由上斜切噴管單元、中斜切噴管單元和下斜切噴管單元組成，如圖10所示，右斜切噴管組8即包括有右上斜切噴管單元81、右中斜切噴管單元82和右下斜切噴管單元83，兩組斜切噴管沿乘波飛行器的中平面呈對稱布置。如圖10所示，右上斜切噴管單元81和右下斜切噴管單元83位于同一豎直平面Y內(nèi)，且相比右中斜切噴管單元82更靠近中平面M ;右上斜切噴管單元81的噴射方向朝上，右下斜切噴管單元83的噴射方向朝下，右中斜切噴管單元82的噴射方向朝外。通過我們的反復(fù)實(shí)驗(yàn)測算，本實(shí)施例中右上斜切噴管單元81的中軸線與水平面呈60°仰角a，右下斜切噴管單元83的中軸線與水平面呈60°俯角P，右中斜切噴管單元82的中軸線與中平面M(即豎直平面Y)呈60°夾角Y。本實(shí)施例上述乘波飛行器的操控方法，通過乘波飛行器飛行時來流動壓的大小對乘波飛行器進(jìn)行組合式操控，本實(shí)施例中以96帕和479帕作為來流動壓的分界點(diǎn)，即姿態(tài)控制模式發(fā)生轉(zhuǎn)換的臨界點(diǎn)，具體包括以下操作當(dāng)來流動壓小于96帕?xí)r(對應(yīng)乘波飛行器再入滑翔過程的初始階段)，此時乘波飛行器的飛行高度偏高、大氣稀薄、動壓較低，各個氣動控制面(包括全動控制舵和嵌入式控制面)的操縱力較小，不能夠提供足夠力矩控制乘波飛行器姿態(tài)，幾乎起不到姿態(tài)控制的作用，此時，斜切噴管的控制起主導(dǎo)作用，可利用兩組斜切噴管實(shí)現(xiàn)對乘波飛行器姿態(tài)的有效控制；
由于本發(fā)明乘波飛行器中斜切噴管和氣動控制面的工作效率均與來流動壓緊密相關(guān)，因此，當(dāng)來流動壓增大時，斜切噴管的工作效率下降，氣動控制面的工作效率則上升；當(dāng)來流動壓大于479帕?xí)r(對應(yīng)再入滑翔過程的主要階段時)，則可利用全動控制舵和嵌入式控制面進(jìn)行組合操縱，實(shí)現(xiàn)對乘波飛行器姿態(tài)的有效控制；當(dāng)來流動壓介于96帕 479帕之間時，通過兩組斜切噴管、全動控制舵和嵌入式控制面進(jìn)行共同組合操縱，實(shí)現(xiàn)對乘波飛行器姿態(tài)的有效控制。本實(shí)施例的控制機(jī)構(gòu)操控組合方式如下表I所示表1:飛行器控制機(jī)構(gòu)選取判斷
權(quán)利要求
1.一種具有冗余氣動布局的乘波飛行器，該乘波飛行器是以理想乘波構(gòu)型為前體，其特征在于所述乘波飛行器的尾部兩側(cè)設(shè)有可轉(zhuǎn)動的全動控制舵，所述乘波飛行器的尾部上、下表面均開設(shè)有可轉(zhuǎn)動的嵌入式控制面，所述乘波飛行器的底面兩側(cè)分別開設(shè)有兩組斜切噴管。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的具有冗余氣動布局的乘波飛行器，其特征在于所述全動控制舵包括左全動舵和右全動舵，所述左全動舵和右全動舵沿所述乘波飛行器的中平面呈對稱布置；所述乘波飛行器尾部的兩側(cè)設(shè)有兩個與中平面基本平行的安裝平面，所述全動控制舵的安裝轉(zhuǎn)軸垂直于安裝平面裝設(shè)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的具有冗余氣動布局的乘波飛行器，其特征在于所述乘波飛行器的上表面的中后部開設(shè)有兩個類三棱錐狀的上凹槽，所述乘波飛行器的下表面的中后部開設(shè)有兩個類三棱錐狀的下凹槽，所述上凹槽和下凹槽的尾部均設(shè)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飛行器的中平面呈對稱布置。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的具有冗余氣動布局的乘波飛行器，其特征在于所述嵌入式控制面位于可轉(zhuǎn)動的三棱柱體上，所述三棱柱體的旋轉(zhuǎn)軸沿垂直于所述中平面的方向裝設(shè)在所述上凹槽和下凹槽中。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的具有冗余氣動布局的乘波飛行器，其特征在于所述三棱柱體的底面平行于所述中平面，所述旋轉(zhuǎn)軸與三棱柱體的一條側(cè)棱相鄰并平行。
6.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的具有冗余氣動布局的乘波飛行器，其特征在于每組所述的斜切噴管是由上斜切噴管單元、中斜切噴管單元和下斜切噴管單元組成，所述兩組斜切噴管沿所述乘波飛行器的中平面呈對稱布置。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的具有冗余氣動布局的乘波飛行器，其特征在于所述上、下斜切噴管單元位于同一豎直平面內(nèi)，且相比中斜切噴管單元更靠近所述的中平面；所述上斜切噴管單元的噴射方向朝上，所述下斜切噴管單元的噴射方向朝下，所述中斜切噴管單元的噴射方向朝外。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的具有冗余氣動布局的乘波飛行器，其特征在于所述上斜切噴管單元的中軸線與水平面呈30° 60°仰角，所述下斜切噴管單元的中軸線與水平面呈30° 60°俯角，所述中斜切噴管單元的中軸線與中平面呈30° 60°夾角。
9.一種權(quán)利要求1 8中任一項(xiàng)所述的乘波飛行器的操控方法，其特征在于，通過乘波飛行器飛行時來流動壓的大小對乘波飛行器進(jìn)行組合式操控，具體包括以下操作 當(dāng)來流動壓小于100帕?xí)r，利用所述的兩組斜切噴管實(shí)現(xiàn)對乘波飛行器姿態(tài)的有效控制； 當(dāng)來流動壓大于460帕?xí)r，利用所述的全動控制舵和嵌入式控制面進(jìn)行組合操縱，實(shí)現(xiàn)對乘波飛行器姿態(tài)的有效控制； 當(dāng)來流動壓介于100帕 460帕之間時，通過所述的兩組斜切噴管、全動控制舵和嵌入式控制面進(jìn)行共同組合操縱，實(shí)現(xiàn)對乘波飛行器姿態(tài)的有效控制。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的乘波飛行器的操控方法，其特征在于 所述的全動控制舵的操控方法具體為通過使全動控制舵進(jìn)行同向偏轉(zhuǎn)相同角度，實(shí)現(xiàn)對乘波飛行器的俯仰通道的控制；通過使全動控制舵進(jìn)行差動偏轉(zhuǎn)相同角度，實(shí)現(xiàn)乘波飛行器滾轉(zhuǎn)通道的控制；通過使全動控制舵偏轉(zhuǎn)不同角度，實(shí)現(xiàn)對乘波飛行器的滾動和偏航控制； 所述的嵌入式控制面的操控方法具體為通過使所述乘波飛行器上表面上開設(shè)的嵌入式控制面在同方向偏轉(zhuǎn)相同角度或者使其下表面上開設(shè)的嵌入式控制面在同方向偏轉(zhuǎn)相同角度，實(shí)現(xiàn)對乘波飛行器俯仰通道的控制；通過使所述乘波飛行器上表面上開設(shè)的嵌入式控制面差動偏轉(zhuǎn)或者使其下表面上開設(shè)的嵌入式控制面差動偏轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)對乘波飛行器俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)通道的控制；通過使所述乘波飛行器上表面上開設(shè)的嵌入式控制面向上偏轉(zhuǎn)，同時使下表面上開設(shè)的嵌入式控制面向下偏轉(zhuǎn)，以增大乘波飛行器氣動布局的阻尼； 所述兩組斜切噴管的操 控方法具體為通過使兩組斜切噴管向斜上方或斜下方噴氣，實(shí)現(xiàn)對乘波飛行器俯仰通道的控制；通過使兩組斜切噴管中的一組斜切噴管向外噴氣，實(shí)現(xiàn)乘波飛行器偏航通道的控制；通過使一組斜切噴管向上噴氣而另一組斜切噴管向下噴氣，實(shí)現(xiàn)乘波飛行器滾轉(zhuǎn)通道的控制。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種具有冗余氣動布局的乘波飛行器，該乘波飛行器是以理想乘波構(gòu)型為前體，該乘波飛行器的尾部兩側(cè)設(shè)有可轉(zhuǎn)動的全動控制舵，乘波飛行器的尾部上、下表面均開設(shè)有可轉(zhuǎn)動的嵌入式控制面，乘波飛行器的底面兩側(cè)分別開設(shè)有兩組斜切噴管。本發(fā)明的具有冗余氣動布局的乘波飛行器不僅氣動力性能優(yōu)異、操控性好、魯棒性強(qiáng)，而且可實(shí)現(xiàn)阻尼調(diào)節(jié)。
文檔編號B64C5/14GK103010454SQ20121049061
公開日2013年4月3日 申請日期2012年11月27日 優(yōu)先權(quán)日2012年11月27日
發(fā)明者侯中喜, 郭正, 陳小慶, 劉建霞, 王鵬, 范戎飛, 蔣潔 申請人:中國人民解放軍國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)