本發(fā)明涉及流動控制，具體涉及一種陣列式射流飛行控制機(jī)構(gòu)。
背景技術(shù)：
1、無尾布局飛行器在隱身性能、氣動效率和結(jié)構(gòu)效率等方面具有顯著優(yōu)勢。然而，缺乏垂直尾翼使得該類飛行器的穩(wěn)定性和操控效率相對較低，尤其在高速或高機(jī)動飛行狀態(tài)下，飛行控制的復(fù)雜性大大增加，容易出現(xiàn)不穩(wěn)定現(xiàn)象。因此，飛行控制系統(tǒng)的精確性與穩(wěn)定性問題亟需解決。一種潛在的解決方案是采用分裂式舵面、全動翼尖等非傳統(tǒng)控制舵面的設(shè)計思路，但機(jī)械舵面的開合會破壞無尾布局飛行器的隱身優(yōu)勢。另一種思路則是利用射流飛行控制技術(shù)。近年來，主動流動控制技術(shù)在航空航天領(lǐng)域取得了顯著進(jìn)展，尤其在提升氣動性能與解決飛行操控性問題方面表現(xiàn)突出。然而，現(xiàn)有的主動流動控制技術(shù)仍存在若干局限性。一方面，這些技術(shù)往往需要較大氣量的供應(yīng)，這對發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)提出了更高的要求。另一方面，現(xiàn)有的主動流動控制裝置通常僅能針對單一氣動或操控需求，適用范圍較為狹窄；或者期望通過單一裝置同時滿足多種需求，但這種設(shè)計往往導(dǎo)致裝置本身在氣動性能與操控效率方面的表現(xiàn)不盡如人意。
技術(shù)實現(xiàn)思路
1、為了解決上述背景技術(shù)中的不足，本發(fā)明提供一種陣列式射流飛行控制機(jī)構(gòu)，該機(jī)構(gòu)通過結(jié)合氣動外形全局優(yōu)化設(shè)計方法和“專精化”思路，顯著提升了無尾布局飛行器的氣動性能和操控效率。
2、本發(fā)明第一個目的是提供一種陣列式射流飛行控制機(jī)構(gòu)，用于飛行器飛行時姿態(tài)的控制，包括氣源、射流飛行控制模塊以及與所述射流飛行控制模塊匹配的噴氣控制裝置；
3、所述氣源設(shè)置于飛行器的機(jī)體中，用于向射流飛行控制模塊提供高壓氣體；
4、所述射流飛行控制模塊設(shè)置于機(jī)翼后緣，通過噴氣控制飛行器飛行的姿態(tài)和飛行操控；
5、所述射流飛行控制模塊包括俯仰控制模塊、滾轉(zhuǎn)控制模塊、偏航控制模塊；
6、所述噴氣控制裝置，用于調(diào)整不同射流飛行控制模塊的射流相關(guān)參數(shù)，來控制飛行器的飛行姿態(tài)；
7、通過調(diào)整俯仰控制模塊、滾轉(zhuǎn)控制模塊、偏航控制模塊之間的搭配，控制飛行器在復(fù)雜環(huán)境條件下的飛行。
8、優(yōu)選地，所述俯仰控制模塊、滾轉(zhuǎn)控制模塊、偏航控制模塊依次等間隔交替設(shè)置于機(jī)翼后緣。
9、優(yōu)選地，所述俯仰控制模塊包括形成射流狹縫的第一上邊界和第一下邊界，其中，第一下邊界位于邊緣處表面凸起形成一定曲率的康達(dá)壁面；
10、所述滾轉(zhuǎn)控制模塊包括形成射流狹縫的第二上邊界和第二下邊界，其中，第二上邊界位于邊緣處表面凸起形成一定曲率的康達(dá)壁面；
11、所述偏航控制模塊包括形成射流狹縫的第三上邊界和第三下邊界。
12、本發(fā)明第二個目的是提供一種陣列式射流飛行控制方法，采用陣列式射流飛行控制機(jī)構(gòu)，包括：
13、采用噴氣控制裝置分別調(diào)整俯仰控制模塊、滾轉(zhuǎn)控制模塊、偏航控制模塊的射流相關(guān)參數(shù)，改變飛行器機(jī)翼表面壓力分布，使得飛行器機(jī)翼氣動參數(shù)趨近飛行控制目標(biāo)所需的氣動參數(shù)，從而控制飛行器在復(fù)雜環(huán)境條件下的飛行。
14、優(yōu)選地，控制飛行器俯仰飛行，包括：采用噴氣控制裝置調(diào)整俯仰控制模塊的射流相關(guān)參數(shù)，改變飛行器機(jī)翼表面壓力分布，而調(diào)整飛行器機(jī)翼俯仰力矩系數(shù)，其中，俯仰控制模塊起主要控制作用，滾轉(zhuǎn)控制模塊和偏航控制模塊起輔助控制作用。
15、優(yōu)選地，控制飛行器滾轉(zhuǎn)飛行，包括：采用噴氣控制裝置調(diào)整滾轉(zhuǎn)控制模塊的射流相關(guān)參數(shù)，改變飛行器機(jī)翼表面壓力分布，而調(diào)整飛行器機(jī)翼滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)，其中，滾轉(zhuǎn)控制模塊起主要控制作用，俯仰控制模塊和偏航控制模塊起輔助控制作用。
16、優(yōu)選地，控制飛行器偏航飛行，包括：采用噴氣控制裝置調(diào)整偏航控制模塊的射流相關(guān)參數(shù)，改變飛行器機(jī)翼表面壓力分布，而調(diào)整飛行器機(jī)翼偏航力矩系數(shù)，其中，偏航控制模塊起主要控制作用，俯仰控制模塊和滾轉(zhuǎn)控制模塊起輔助控制作用。本發(fā)明至少具有如下有益效果：
17、本發(fā)明提供了一種陣列式射流飛行控制機(jī)構(gòu)，該機(jī)構(gòu)通過結(jié)合氣動外形全局優(yōu)化設(shè)計方法和“專精化”思路，顯著提升了無尾布局飛行器的氣動性能和操控效率。本發(fā)明通過經(jīng)過精細(xì)優(yōu)化設(shè)計的高效射流模塊有效替代了傳統(tǒng)機(jī)械舵面，避免了由于舵面開合帶來的隱身性能下降，從而保持了飛行器的優(yōu)異隱身特性。本發(fā)明提供的射流控制模塊能夠根據(jù)不同的飛行姿態(tài)和操控需求靈活調(diào)整，確保飛行器在高速或高機(jī)動飛行狀態(tài)下的穩(wěn)定性和可操控性，提高了飛行器的氣動性能和操控效率。本發(fā)明模塊的“專精化”設(shè)計和復(fù)數(shù)模塊的陣列式布局特征，降低了對氣量的需求，增強(qiáng)了控制機(jī)構(gòu)的可靠性和安全性。本發(fā)明為無尾布局飛行器提供了一種高效、穩(wěn)定且隱身性能優(yōu)越的飛行控制方案。
1.一種陣列式射流飛行控制機(jī)構(gòu)，其特征在于，用于飛行器飛行時姿態(tài)的控制，包括氣源、射流飛行控制模塊以及與所述射流飛行控制模塊匹配的噴氣控制裝置；
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的陣列式射流飛行控制機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述俯仰控制模塊、滾轉(zhuǎn)控制模塊、偏航控制模塊依次等間隔交替設(shè)置于機(jī)翼后緣。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的陣列式射流飛行控制機(jī)構(gòu)，其特征在于，
4.一種陣列式射流飛行控制方法，其特征在于，采用權(quán)利要求1~3任一項所述的陣列式射流飛行控制機(jī)構(gòu)，包括：
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的陣列式射流飛行控制方法，其特征在于，控制飛行器俯仰飛行，包括：采用噴氣控制裝置調(diào)整俯仰控制模塊的射流相關(guān)參數(shù)，改變飛行器機(jī)翼表面壓力分布，而調(diào)整飛行器機(jī)翼俯仰力矩系數(shù)，其中，俯仰控制模塊起主要控制作用，滾轉(zhuǎn)控制模塊和偏航控制模塊起輔助控制作用。
6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的陣列式射流飛行控制方法，其特征在于，控制飛行器滾轉(zhuǎn)飛行，包括：采用噴氣控制裝置調(diào)整滾轉(zhuǎn)控制模塊的射流相關(guān)參數(shù)，改變飛行器機(jī)翼表面壓力分布，而調(diào)整飛行器機(jī)翼滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)，其中，滾轉(zhuǎn)控制模塊起主要控制作用，俯仰控制模塊和偏航控制模塊起輔助控制作用。
7.根據(jù)權(quán)利要求4所述的陣列式射流飛行控制方法，其特征在于，控制飛行器偏航飛行，包括：采用噴氣控制裝置調(diào)整偏航控制模塊的射流相關(guān)參數(shù)，改變飛行器機(jī)翼表面壓力分布，而調(diào)整飛行器機(jī)翼偏航力矩系數(shù)，其中，偏航控制模塊起主要控制作用，俯仰控制模塊和滾轉(zhuǎn)控制模塊起輔助控制作用。