本發(fā)明涉及飛翼模型控制技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種飛翼模型橫向控制裝置及控制方法。

背景技術(shù)：

飛翼布局飛行器由于取消了機身、平尾、升降舵、垂尾和方向舵，極大地提高了飛機的氣動效率和隱身特性，目前世界各國越來越重視對飛翼布局飛行器的發(fā)展和研究，如美國波音公司研制的“x-45”系列無人機、洛克希德-馬丁公司研制的x-47b、歐洲聯(lián)合研制的“神經(jīng)元”無人機、俄羅斯研制的“鰩魚”等。目前進入實用階段的飛翼布局飛機則是由美國諾斯羅普·格魯門公司為美國空軍研制的b-2戰(zhàn)略轟炸機。飛翼布局飛行器與其它布局飛行器相比具有很大優(yōu)勢的同時，也存在自身的一些缺陷。飛翼布局飛行器由于無尾，沒有常規(guī)布局的升降舵、方向舵等操縱舵面，這給飛機的橫航向穩(wěn)定性和操縱性帶來很大難題，在飛翼飛行器飛行過程中由于氣流的不確定性造成飛機的顛簸，控制舵并不能進行實時調(diào)整，并且在飛翼飛機起飛和降落的大迎角飛行中，由于大迎角使飛機上升力不足，并且控制舵面處于分離區(qū)，控制舵面此時很難對飛機的飛行姿態(tài)進行調(diào)整，極易發(fā)生危險。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明克服了上述現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種飛翼模型橫向控制裝置及控制方法。

本發(fā)明的技術(shù)方案：

一種飛翼模型橫向控制裝置，包括飛翼飛行器，所述飛翼飛行器左翼前端的外沿處設(shè)置有左翼等離子體激勵器，左翼等離子體激勵器與左翼短脈沖等離子體高壓電源電連接，所述左翼短脈沖等離子體高壓電源通過左繼電器與控制器電連接；所述飛翼飛行器右翼前端的外沿處設(shè)置有右翼等離子體激勵器，右翼等離子體激勵器與右翼短脈沖等離子體高壓電源電連接，所述右翼短脈沖等離子體高壓電源通過右繼電器與控制器電連接；所述控制器與陀螺儀電連接，左翼短脈沖等離子體高壓電源設(shè)置有左翼短脈沖等離子體高壓電源接地線，右翼短脈沖等離子體高壓電源設(shè)置有右翼短脈沖等離子體高壓電源接地線。

進一步地，所述左翼等離子體激勵器包括：等離子體激勵器絕緣基板、等離子體激勵器上表面電極和等離子體激勵器下表面電極，所述等離子體激勵器上表面電極和等離子體激勵器下表面電極部分重疊，且分別設(shè)置于等離子體激勵器絕緣基板兩側(cè)，所述等離子體激勵器上表面電極與左翼短脈沖等離子體高壓電源的高壓脈沖端電連接，所述等離子體激勵器下表面電極與左翼短脈沖等離子體高壓電源的接地端電連接，所述右翼等離子體激勵器和右翼短脈沖等離子體高壓電源的連接方式與上述連接方式相同。

進一步地，一種飛翼模型橫向控制裝置的控制方法：通過陀螺儀檢測飛翼飛行器的飛行姿態(tài)，并將電信號發(fā)送給控制器，控制器根據(jù)陀螺儀發(fā)送的電信號判斷飛行姿態(tài)，并發(fā)送控制信號通過左繼電器和右繼電器控制左翼短脈沖等離子體高壓電源和右翼短脈沖等離子體高壓電源為左翼等離子體激勵器和右翼等離子體激勵器供電，進而調(diào)整飛行姿態(tài)；

在飛翼飛行器起飛和著陸進行大迎角飛行時，如果控制器判斷飛行姿態(tài)正確，則控制器向左繼電器和右繼電器同時發(fā)送控制信號，左繼電器和右繼電器同時打開，左翼短脈沖等離子體高壓電源和右翼短脈沖等離子體高壓電源分別向左翼等離子體激勵器和右翼等離子體激勵器供電，左翼等離子體激勵器和右翼等離子體激勵器同時提升兩側(cè)機翼的上升力避免飛翼模型發(fā)生失速的情況；

如果控制器判斷飛行姿態(tài)不正確，當控制器判斷飛翼飛行器向左偏移時，則控制器僅向左繼電器發(fā)送控制信號，左繼電器打開，左翼短脈沖等離子體高壓電源向左翼等離子體激勵器供電，左翼等離子體激勵器將提升左側(cè)機翼的上升力，直至飛行姿態(tài)恢復(fù)正常；

如果控制器判斷飛行姿態(tài)不正確，當控制器判斷飛翼飛行器向右偏移時，則控制器僅向右繼電器發(fā)送控制信號，右繼電器打開，右翼短脈沖等離子體高壓電源向右翼等離子體激勵器供電，右翼等離子體激勵器將提升右側(cè)機翼的上升力，直至飛行姿態(tài)恢復(fù)正常；

當飛翼飛行器正常飛行的過程中，如果控制器判斷飛行姿態(tài)正常，則不動作；如果氣流使飛翼飛行器的機翼向左偏移，則控制器開啟左翼等離子體激勵器直至飛行姿態(tài)恢復(fù)正常；如果氣流使飛翼飛行器的機翼向右偏移，則控制器開啟右翼等離子體激勵器直至飛行姿態(tài)恢復(fù)正常；實現(xiàn)飛行姿態(tài)的實時控制。

本發(fā)明的有益效果為：

通過陀螺儀檢測飛翼飛行器的飛行姿態(tài)，并將電信號發(fā)送給控制器，控制器根據(jù)陀螺儀發(fā)送的電信號判斷飛行姿態(tài)，并發(fā)送控制信號通過左繼電器和右繼電器控制左翼短脈沖等離子體高壓電源和右翼短脈沖等離子體高壓電源為左翼等離子體激勵器和右翼等離子體激勵器供電，進而調(diào)整飛行姿態(tài)；在飛翼模型起飛和降落的大迎角飛行時，通過控制兩側(cè)機翼的等離子體激勵器，一方面可以在大迎角飛行時提升飛機的上升力，防止飛機失速，另一方面可以在大迎角飛行時及時自動的調(diào)整飛行姿態(tài)，避免由于大迎角飛行時飛機控制舵面處于分離區(qū)不能控制飛機而導(dǎo)致事故情況的發(fā)生。同時在飛機正常飛行時，通過對兩側(cè)等離子體激勵器的實時控制，從而改變飛機的滾轉(zhuǎn)力矩，抵消由于不穩(wěn)定氣流帶來的飛機顛簸，增加飛機的穩(wěn)定性。

附圖說明

圖1為一種飛翼模型橫向控制裝置的整體結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為圖1中左翼等離子體激勵器連接圖；

圖3為圖1中左翼等離子體激勵器安裝位置圖；

圖4為基于一種飛翼模型橫向控制裝置的控制方法流程圖；

圖中：1-飛翼飛行器；2-右翼等離子體激勵器；3-左翼等離子體激勵器；4-左翼短脈沖等離子體高壓電源接地線；5-左翼短脈沖等離子體高壓電源；6-右翼短脈沖等離子體高壓電源接地線；7-右翼短脈沖等離子體高壓電源；8-等離子體激勵器絕緣基板；9-等離子體激勵器上表面電極；10-等離子體激勵器下表面電極；11-等離子體激勵器產(chǎn)生的擾動；12-左繼電器；13-右繼電器；14-控制器；15-陀螺儀。

具體實施方式

以下將結(jié)合附圖，對本發(fā)明進行詳細說明：

結(jié)合圖1至圖4所示，本實施例公開的一種飛翼模型橫向控制裝置，包括飛翼飛行器1，飛翼飛行器1左翼前端的外沿處設(shè)置有左翼等離子體激勵器3，左翼等離子體激勵器3與左翼短脈沖等離子體高壓電源5電連接，左翼短脈沖等離子體高壓電源5通過左繼電器12與控制器14電連接；飛翼飛行器1右翼前端的外沿處設(shè)置有右翼等離子體激勵器2，右翼等離子體激勵器2與右翼短脈沖等離子體高壓電源7電連接，右翼短脈沖等離子體高壓電源7通過右繼電器13與控制器14電連接；控制器14與陀螺儀15電連接；左翼短脈沖等離子體高壓電源5設(shè)置有左翼短脈沖等離子體高壓電源接地線4，右翼短脈沖等離子體高壓電源7設(shè)置有右翼短脈沖等離子體高壓電源接地線6。

具體地，左翼等離子激勵器3包括：等離子體激勵器絕緣基板8、等離子體激勵器上表面電極9和等離子體激勵器下表面電極10，等離子體激勵器上表面電極9和等離子體激勵器下表面電極10部分重疊，且分別設(shè)置于等離子體激勵器絕緣基板8兩側(cè)，等離子激勵器上表面電極9與左翼短脈沖等離子體高壓電源5的高壓脈沖端電連接，等離子體激勵器下表面電極10與左翼短脈沖等離子體高壓電源5的接地端電連接，右翼等離子體激勵器2和右翼短脈沖等離子體高壓電源7的連接方式與上述連接方式相同，等離子體激勵器上表面電極9裸露在空氣中，等離子體激勵器產(chǎn)生的擾動11產(chǎn)生于上下電極重疊的位置，左翼等離子體激勵器3分布在距離上翼面前緣0～10％當?shù)叵议L。

利用短脈沖介質(zhì)阻擋放電等離子體流動控制技術(shù)，在飛翼布局飛機兩側(cè)機翼表面分別布置兩套等離子體激勵器，對單側(cè)激勵器施加周期性的短脈沖高壓電，等離子體激勵器在短脈沖觸發(fā)期間快速完成容性放電，使空氣電離，完成與空氣的熱交換，空氣的熱膨脹效應(yīng)會產(chǎn)生局部的強擾動，強擾動引起附面層震蕩，通過頻率耦合效應(yīng)改變該側(cè)翼面的氣動力，提升單側(cè)機翼的上升力。

一種飛翼模型橫向控制裝置的控制方法：通過陀螺儀15檢測飛翼飛行器1的飛行姿態(tài)，并將電信號發(fā)送給控制器14，控制器14根據(jù)陀螺儀15發(fā)送的電信號判斷飛行姿態(tài)，并發(fā)送控制信號通過左繼電器12和右繼電器13控制左翼短脈沖等離子體高壓電源5和右翼短脈沖等離子體高壓電源7為左翼等離子體激勵器3和右翼等離子體激勵器2供電，進而調(diào)整飛行姿態(tài)；

在飛翼飛行器1起飛和著陸進行大迎角飛行時，如果控制器14判斷飛行姿態(tài)正確，則控制器14向左繼電器12和右繼電器13同時發(fā)送控制信號，左繼電器12和右繼電器13同時打開，左翼短脈沖等離子體高壓電源5和右翼短脈沖等離子體高壓電源7分別向左翼等離子體激勵器3和右翼等離子體激勵器2供電，左翼等離子體激勵器3和右翼等離子體激勵器2同時提升兩側(cè)機翼的上升力避免飛翼模型發(fā)生失速的情況；

如果控制器14判斷飛行姿態(tài)不正確，當控制器14判斷飛翼飛行器1向左偏移時，則控制器14僅向左繼電器12發(fā)送控制信號，左繼電器12打開，左翼短脈沖等離子體高壓電源5向左翼等離子體激勵器3供電，左翼等離子體激勵器3將提升左側(cè)機翼的上升力，直至飛行姿態(tài)恢復(fù)正常；

如果控制器14判斷飛行姿態(tài)不正確，當控制器14判斷飛翼飛行器1向右偏移時，則控制器14僅向右繼電器13發(fā)送控制信號，右繼電器13打開，右翼短脈沖等離子體高壓電源7向右翼等離子體激勵器2供電，右翼等離子體激勵器2將提升右側(cè)機翼的上升力，直至飛行姿態(tài)恢復(fù)正常；

當飛翼飛行器1正常飛行的過程中，如果控制器14判斷飛行姿態(tài)正常，則不動作；如果氣流使飛翼飛行器1的機翼向左偏移，則控制器14開啟左翼等離子體激勵器3直至飛行姿態(tài)恢復(fù)正常；如果氣流使飛翼飛行器1的機翼向右偏移，則控制器14開啟右翼等離子體激勵器2直至飛行姿態(tài)恢復(fù)正常；實現(xiàn)飛行姿態(tài)的實時控制。

本裝置中的采用的陀螺儀15為陜西航天長城測控有限公司生產(chǎn)的mems陀螺儀，型號為htg-1200，控制器為51系列單片機，等離子體激勵器絕緣基板8的材料為j133環(huán)氧樹脂涂層，噴涂到模型機翼表面，厚度為0.1mm，寬度方向完全覆蓋下表面電極，長度從翼尖向機身方向覆蓋模型半展長的60％。

等離子體激勵器上下表面電極為銅箔，厚度為0.02mm、寬度為2mm，粘貼在機翼表面，采用的短脈沖高壓電脈沖寬度范圍為：1μs<td<100μs，電壓峰值范圍為：8kv≤umax≤12kv，高壓脈沖頻率范圍為：50≤f≤300hz。

本裝置適用飛翼布局飛行器低速飛行，速度范圍為：0.1ma<v<0.3ma。

以上實施例只是對本專利的示例性說明，并不限定它的保護范圍，本領(lǐng)域技術(shù)人員還可以對其局部進行改變，只要沒有超出本專利的精神實質(zhì)，都在本專利的保護范圍內(nèi)。