[發明專利]一種氣動復合控制的無尾飛翼布局無人機及其控制方法

有效

• 申請號: 202010300558.7
• 申請日: 2020-04-16
• 公開（公告）號: CN111470032B
• 公開（公告）日: 2022-04-22
• 發明（設計）人: 陳培;劉松;羅世杰;馬繼魁;李康康
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: B64C15/14
• 分類號: B64C15/14;B64C21/02;B64C19/00;B64C39/02;G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 徐曉艷

本發明涉及一種氣動復合控制的無尾飛翼布局無人機及其控制方法。在無人機上下表面平行于后緣位置，布置若干壓力連續可調的噴氣狹縫，利用噴流反作用推力替代氣動舵面進行飛行器三通道姿態控制；同時在無人機質心位置向下布置固體脈沖發動機，用于大機動飛行時提高飛行器的瞬時過載。本發明克服了傳統氣動舵面響應速度慢、結構復雜、重量大、破壞隱身外形和無尾飛翼布局過載能力較低等缺點，可顯著改善飛翼無人機的姿態控制和機動能力。

技術領域

本發明涉及一種氣動復合控制的無尾飛翼布局無人機及其控制方法，屬于無人機控制領域。

背景技術

目前飛行器傳統操縱面均是通過鉸鏈連接，通過機械裝置驅動，其弊端包括：

(1)結構復雜、重量較大；

(2)舵面偏轉造成了飛行器隱身外形的局部破壞，降低了生存能力；

(3)翼舵作動機構響應時間長，延遲響應導致控制精度下降；

(4)操縱面在低速和大攻角情況下控制能力嚴重不足。

未來發展的高機動制空無人機為滿足高機動和強隱身等性能要求，迫切需要發展高效可靠的新型氣動控制技術，用于取代部分或補充操縱面的控制效能。RCS噴流反作用控制技術是一種新型氣動操縱技術，它無需通過操縱面偏轉進行飛行控制，而是通過射流產生的直接力或改變繞流方向等控制飛行器的飛行軌跡和姿態，其優勢為：

(1)有效減小操縱面外形尺寸，結構簡單，降低使用維護成本；

(2)不受來流動壓影響，能在大空域、速域范圍內實現高精度控制；

(3)響應速度快，能提高飛行器機動性和敏捷性；

(4)減少了飛行器表面突起和反射源，提高隱身性能，降低飛行器噪聲。

現代空空導彈主要針對有人機設計，而有人機最大過載能力僅為9g，因此中遠程導彈最大過載能力不超過40g，近距格斗導彈不超過60g。根據相關研究，當目標飛行器機動能力接近或超過導彈機動能力1/3時，導彈脫靶量將增大近一個數量級，甚至完全脫靶。因此當制空無人機機動能力達到15g～20g時，完全可以規避現有空空導彈的威脅，為保護和協同我方有人機對敵空戰取得優勢。由于空中目標的機動能力很強，制空無人機在對空中目標實施打擊過程中需要在短時間內完成對目標的自主攻擊占位過程，同時在對來襲目標實施規避過程中也需要快速改變飛行狀態。因此，對制空無人機的機動性和敏捷性提出了很高的要求。

現有無人機普遍采用舵面偏轉調整飛行器姿態，姿態調整完成后才產生改變運動軌跡的氣動力，在需要瞬時大機動時存在快速性和過載能力不足的問題。

發明內容

本發明解決的技術問題是：克服現有技術不足，提出一種氣動復合控制的無尾飛翼布局無人機及其控制方法，解決傳統機械式偏轉舵面結構復雜、破壞隱身性能、操縱能力不足、響應速度慢的問題。

本發明解決技術的方案是：一種氣動復合控制的無尾飛翼布局無人機，所述無尾飛翼布局無人機的翼面由中間隔板分成上下兩部分，分別記為上翼面和下翼面，上翼面和下翼面靠近后緣且平行于后緣處均布置N個噴氣狹縫，噴氣狹縫的數量N與后緣分段數量相同，噴氣氣源從發動機進氣道采用引流管道引流，經壓縮機增壓后，由四個獨立的管道分流，每一個管道連接一個流量分配器，其中兩個流量分配器對稱分布在上翼面左、右兩側，另外兩個流量分配器對稱分布在下翼面左、右兩側，各流量分配器通過獨立的噴氣通道將氣流輸送至上翼面和下翼面左、右兩側的噴氣狹縫。

所述噴氣通道包括第一管道、調壓閥、第二管道，第一管道用于連接流量分配器和調壓閥，第二管道用于連接調壓閥和噴氣狹縫，調壓閥用于調節所連接噴氣狹縫的噴氣總壓。

所述噴氣狹縫的輸入端內型面為收縮擴張外形，輸出端為狹縫形，狹縫靠近后緣且平行于后緣，狹縫處氣流速度為超聲速。