一种地效飞行器的增稳环量控制方法及增稳型地效飞行器与流程

本发明涉及地效飞行器技术领域，特别是涉及一种地效飞行器的增稳环量控制方法及增稳型地效飞行器。

背景技术：

地效飞行器一般为通过地面效应提高升力的近地、水面或者海上飞行器，特别是水上起降飞行器。地效飞行器在海面巡航时，距离海面高度较低，飞行器机翼气动力容易受海面波浪影响。飞行器在与波浪的相对作用中产生纵向浮沉响应、横向倾斜运动、喷溅作用造成的飞行器颠簸和飞行不稳定的问题，威胁飞行器巡航过程中的安全性。同时地效飞行器在波浪海面的条件下，机翼周围流场发生变化，机翼的翼尖容易发生流动分离，造成翼尖失速。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种地效飞行器的增稳环量控制方法及增稳型地效飞行器，以增加地效飞行器在波浪海面条件下巡航的稳定性。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种地效飞行器的增稳环量控制方法，所述控制方法应用于包括吹气襟翼的地效飞行器，所述吹气襟翼包括襟翼装置和吹气装置，所述襟翼装置包括作动筒和襟翼翼面，所述方法包括：

获取地效飞行器主翼下翼面前缘所受到的压力，记为第一压力；

计算所述第一压力的变化频率和幅值；

根据cμ¹＝c0 asin(2πft 0.4π)计算第一吹气动量系数cμ¹，其中，f为所述第一压力的变化频率，a为所述第一压力的幅值，c0为初始吹气动量系数；

根据所述第一吹气动量系数计算第一吹气速度；

控制所述吹气装置按所述第一吹气速度吹气，此时，所述襟翼翼面保持收起的状态。

可选的，所述根据所述第一吹气动量系数计算第一吹气速度，具体包括：

根据计算第一吹气速度v1，其中，v∞为自由来流速度，h为吹气装置的喷口宽度。

可选的，所述方法还包括：

获取地效飞行器主翼上翼面靠近所述襟翼翼面处所受到的压力，记为第二压力；

根据cμ²＝f(p-p∞)计算第二吹气动量系数cμ²，其中，p为所述第二压力，p∞为远场大气压力，f为系数；

根据所述第二吹气动量系数计算第二吹气速度；

控制所述吹气装置按所述第二吹气速度向所述襟翼翼面吹气，此时，所述襟翼翼面保持打开的状态。

可选的，所述根据所述第二吹气动量系数计算第二吹气速度，具体包括：

根据计算吹气装置的吹气速度v2，其中，v∞为自由来流速度，h为吹气装置的喷口宽度。

可选的，所述方法还包括：

获取所述地效飞行器高压气瓶的内部压力，记为第三压力；

判断所述第三压力是否小于预设压力阈值；

当判断结果表示所述第三压力小于预设压力阈值时，控制所述高压气瓶从发动机或压气机引入高压气体并存储。

可选的，所述第一压力由安装在所述地效飞行器主翼下翼面前缘的第一传感器测量得到。

可选的，所述第二压力由安装在所述地效飞行器主翼上翼面靠近所述襟翼翼面处的第二传感器测量得到。

可选的，所述第三压力由安装在所述地效飞行器高压气瓶内部的第三传感器测量得到。

本发明还提供了一种增稳型地效飞行器，包括：襟翼装置、吹气装置、飞行控制系统以及第一压力传感器；

所述襟翼装置，位于主机翼后缘，包括作动筒和襟翼翼面；

所述吹气装置，位于主机翼内，包括气体管路、高压气瓶、电磁阀、流量调节装置和吹气口；

所述第一压力传感器安装于所述地效飞行器主翼下翼面前缘；

所述飞行控制系统包括：测量压力获取模块，用于获取所述第一压力传感器测量得到的地效飞行器主翼下翼面前缘所受到的压力，记为第一压力；压力信息计算模块，用于计算所述第一压力的变化频率和幅值；第一吹气动量系数计算模块，用于根据cμ¹＝c0 asin(2πft 0.4π)计算第一吹气动量系数cμ¹，其中，f为所述第一压力的变化频率，a为所述第一压力的幅值，c0为初始吹气动量系数；吹气速度计算模块，用于根据所述第一吹气动量系数计算第一吹气速度；控制模块，用于控制所述吹气装置按所述第一吹气速度吹气，此时，所述襟翼翼面保持收起的状态。

可选的，所述飞行控制系统还包括：第二压力传感器以及第二吹气动量系数计算模块；

所述第二压力传感器，安装于所述地效飞行器主翼上翼面靠近所述襟翼翼面处；

所述第二吹气动量系数计算模块，用于根据cμ²＝f(p-p∞)计算第二吹气动量系数cμ²，其中，p为所述第二压力，p∞为远场大气压力，f为系数；

所述测量压力获取模块，还用于获取所述第二压力传感器测量得到的地效飞行器主翼上翼面靠近所述襟翼翼面处所受到的压力，记为第二压力；

所述吹气速度计算模块，还用于根据所述第二吹气动量系数计算第二吹气速度；

所述控制模块，还用于控制所述吹气装置按所述第二吹气速度向所述襟翼翼面吹气，此时，所述襟翼翼面保持打开的状态。

根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：本发明提供的地效飞行器的增稳环量控制方法及增稳型地效飞行器，通过控制吹气装置吹气，保证了机翼表面升力的相对稳定，解决了飞行器与波浪的相对作用中的不稳定问题与升力不足问题。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例1提供的地效飞行器的增稳环量控制方法的第一流程图；

图2为本发明实施例1中机翼巡航状态的示意图；

图3为在波浪壁面条件下，环量控制前的升力系数曲线和环量控制后的升力系数曲线图；

图4为本发明实施例2提供的地效飞行器的增稳环量控制方法的第二流程图；

图5为本发明实施例2中机翼起降状态的示意图；

图6(a)为本发明实施例2中未施加环量控制的机翼流线图，图6(b)为本发明实施例2中施加环量控制后的机翼流线图；

图7(a)为本发明实施例2施加不同吹气动量系数下翼型的升力曲线图(x轴为吹气动量系数，y轴为升力系数)，图7(b)为本发明实施例2施加不同吹气动量系数下翼型的阻力系数曲线图(x轴为吹气动量系数，y轴为阻力系数)；

图8(a)为本发明实施例2环量控制下的机翼不同襟翼偏角的升力曲线图(x轴为襟翼偏转角度，y轴为升力系数)，图8(b)为本发明实施例2环量控制下的机翼不同襟翼偏角的阻力系数曲线图(x轴为襟翼偏转角度，y轴为阻力系数)；

图9为本发明实施例3提供的地效飞行器的增稳环量控制方法第三流程图。

1、高压气瓶；2、引气管路；3、作动筒；4、襟翼翼面；5、流量调节装置；6、吹气喷口；7、电磁阀；8、第一压力传感器；9、第三压力传感器；10、第二压力传感器。

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。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

实施例1

本实施例提供了一种地效飞行器的增稳环量控制方法，该控制方法应用于具有吹气襟翼的地效飞行器，该吹气襟翼包括襟翼装置和吹气装置，襟翼装置包括作动筒3和襟翼翼面4。

环量控制：通过在襟翼翼面上靠近后缘位置开射流孔，在翼型内部空腔形成高压气流并通过孔口沿着物面切向产生射流，射流与外流混合后沿着弯曲的圆形后缘表面形成附壁效应。

参见图1，本实施例提供的地效飞行器的增稳环量控制方法包括以下步骤：

步骤101：获取地效飞行器主翼下翼面前缘所受到的压力，记为第一压力；

步骤102：计算第一压力的变化频率和幅值；

步骤103：根据cμ¹＝c0 asin(2πft 0.4π)计算第一吹气动量系数cμ¹，其中，f为第一压力的变化频率，a为第一压力的幅值，c0为初始吹气动量系数；

步骤104：根据第一吹气动量系数计算第一吹气速度；

步骤105：控制吹气装置按第一吹气速度吹气，此时，所述襟翼翼面保持收起的状态。

作为本实施例的一种实施方式，步骤104具体包括：

根据计算第一吹气速度v1，其中，v∞为自由来流速度，h为吹气装置的喷口宽度。

作为本实施例的一种实施方式，在地效飞行器主翼下翼面前缘安装第一传感器，第一压力由该第一压力传感器8测量得到。

本实施例提供的地效飞行器的增稳环量控制方法应用于地效飞行器的海面巡航状态，在波浪海面条件下，通过监测下翼面压力波动控制吹气装置的频率与吹气量，增强地效飞行器在复杂海况下的稳定性。吹气增稳指令通过飞行控制系统检测襟翼状态，确保襟翼翼面4保持收起状态。海面波浪与飞行器相对作用使机翼下表面压力振荡，导致地效飞行器升力相应振荡。主翼前缘第一压力传感器8位于下翼面靠前位置，将振荡的压力信息(频率f、振幅a)传输给飞行控制系统，结合空速管速度信息(速度v∞)，由飞行控制系统判断海面波浪的波长与波高，并计算得到周期环量控制的吹气动量系数变化曲线cμ¹＝c0 asin(2πft 0.4π)。通过流量调节装置5控制吹气口周期吹气，以抵消与波浪的相对作用中的气动力振荡，增加地效飞行器的稳定性。巡航过程中，襟翼翼面4与吹气状态如图2所示。

图3示出了地效飞行器机翼在波浪海面巡航过程中，两个波浪周期内的气动力变化。其中机翼弦长为1m，波长为5m，波高为0.5m，巡航速度100m/s。可以看出机翼升力的振幅约为7％。施加环量控制后，机翼升力系数明显增加，而且变化趋于平缓，升力的振幅约为3.3％。

实施例2

参见图4，本实施例提供的地效飞行器的增稳环量控制方法在实施例1的基础上，还包括以下步骤：

步骤401：获取地效飞行器主翼上翼面靠近襟翼翼面4处所受到的压力，记为第二压力；

步骤402：根据cμ²＝f(p-p∞)计算第二吹气动量系数cμ²，其中，p为第二压力，p∞为远场大气压力，f为系数，可以通过模拟实验获得；

步骤403：根据第二吹气动量系数计算第二吹气速度；

步骤404：控制吹气装置按第二吹气速度向所述襟翼翼面吹气。

作为本实施例的一种实施方式，步骤403具体包括：

根据计算吹气装置的吹气速度v2，其中，v∞为自由来流速度，h为吹气装置的喷口宽度。

作为本实施例的一种实施方式，在地效飞行器主翼上翼面靠近襟翼翼面4处安装第二压力，第二压力由该第二传感器测量得到。

本实施例应用在地效飞行器起降状态下，襟翼下偏，通过吹气产生附壁效应减小襟翼表面的流动分离区域，增加了机翼的环量和地效飞行器的升力。在起降状态时，起降增升指令经过飞行控制系统控制作动筒使襟翼翼面4下偏相应角度，由于襟翼下偏导致襟翼翼面4流动分离，升力降低。襟翼第二压力传感器10检测到上翼面压力增大并将压力信息输出到飞行控制系统，判断襟翼表面分离流动的程度及环量控制的第二吹气动量系数cμ²＝f(p-p∞)，通过流量调节装置5控制高压气瓶11吹气流量，气体经过吹气喷口6吹向襟翼翼面4，使襟翼翼面4流动分离得到控制，环量增加同时升力增大。起降过程中，机翼姿态与吹气状态如图5所示。

本实施例通过计算流体力学方法，对nasalangleyls(1)-0417mod翼型进行数值模拟，其弦长为1m，襟翼为0.3m，飞行高度为0.3m，模拟来流40m/s，主翼10°攻角，襟翼偏角40°。由图6未施加环量控制与施加吹气动量系数0.037两种工况下的机翼周围流场流线对比可见，施加环量控制后襟翼面流动分离程度明显减轻，能够有效控制起降状态下襟翼表面的流动分离。图7为相同工况，不同吹气动量系数下翼型的升阻力系数曲线。可见施加一定吹气动量系数的情况下，翼型升力系数显著增加，阻力明显减小，可以证明本发明能有效增加起降状态下地效飞行器机翼的升力，减小阻力，从而减小飞行器的起降距离与起降速度。图8为采用吹气动量系数为0.054的环量控制下，机翼在不同襟翼偏角下升力、阻力系数曲线。可以看出，当襟翼偏转角度大于40°时，环量控制的效果显著降低，机翼的升力系数急剧下降，阻力系数明显增加。

实施例3

参见图9，本实施例提供的地效飞行器的增稳环量控制方法在实施例1或实施例2的基础上，还包括以下步骤：

步骤901：获取地效飞行器高压气瓶1的内部压力，记为第三压力；

步骤902：判断第三压力是否小于预设压力阈值；

步骤903：当判断结果表示第三压力小于预设压力阈值时，控制高压气瓶1从发动机或压气机引入高压气体并存储。

作为本实施例的一种实施方式，在地效飞行器高压气瓶1内部安装第三压力传感器9，第三压力由该第三传感器测量得到。

在运行时，第三压力传感器9检测气瓶压力小于一定值时，比如小于40mpa时，由飞行控制系统控制电磁阀7打开，高压气瓶1通过引气管路2以一定流量从发动机或者压气机引入高压气体并储存。

实施例4

本实施例提供了一种增稳型地效飞行器，该实施例与实施例1、2、3相互对应，实施例1、2、3提供的方法可以应用于本实施例提供的地效飞行器，该增稳型地效飞行器包括：襟翼装置、空速管、吹气装置、飞行控制系统、第一压力传感器，当然，还包括其它地效飞行器所必须的结构部件。

其中，襟翼装置，位于主机翼后缘，包括作动筒和襟翼翼面；吹气装置，位于主机翼内，包括气体管路、高压气瓶、电磁阀、流量调节装置和吹气口；第一压力传感器安装于地效飞行器主翼下翼面前缘；飞行控制系统包括：测量压力获取模块，用于获取第一压力传感器测量得到的地效飞行器主翼下翼面前缘所受到的压力，记为第一压力；压力信息计算模块，用于计算第一压力的变化频率和幅值；第一吹气动量系数计算模块，用于根据cμ¹＝c0 asin(2πft 0.4π)计算第一吹气动量系数cμ¹，其中，f为第一压力的变化频率，a为第一压力的幅值，c0为初始吹气动量系数；吹气速度计算模块，用于根据第一吹气动量系数计算第一吹气速度；控制模块，用于控制吹气装置按第一吹气速度吹气，此时，所述襟翼翼面保持收起的状态。

在海面巡航时，襟翼收起，通过飞行控制系统控制吹气装置周期吹气，保证机翼表面升力相对稳定，解决了飞行器与波浪的相对作用中的不稳定问题。

作为本实施例的一种实施方式，本实施例提供的飞行控制系统还包括：第二压力传感器以及第二吹气动量系数计算模块；第二压力传感器，安装于地效飞行器主翼上翼面靠近襟翼翼面处；第二吹气动量系数计算模块，用于根据cμ²＝f(p-p∞)计算第二吹气动量系数cμ²，其中，p为第二压力，p∞为远场大气压力，f为系数；测量压力获取模块，还用于获取第二压力传感器测量得到的地效飞行器主翼上翼面靠近襟翼翼面处所受到的压力，记为第二压力；吹气速度计算模块，还用于根据第二吹气动量系数计算第二吹气速度；控制模块，还用于控制吹气装置按第二吹气速度向所述襟翼翼面吹气，此时，所述襟翼翼面保持打开的状态。

本发明在起降过程中通过偏转襟翼与吹气装置吹气，控制襟翼表面的流动分离，增加襟翼环量，从而提高起降时的最大升力系数。

作为本实施例的一种实施方式，本实施例提供的飞行控制系统还包括：第三压力传感器以及压力判断模块。其中，第三压力传感器安装在所述地效飞行器高压气瓶的内部，测量压力获取模块还用于获取第三压力传感器测量得到的地效飞行器高压气瓶内部的压力，即第三压力，压力判断模块用于判断该第三压力是否小于预设压力阈值，控制模块还用于在判断结果表示第三压力小于预设压力阈值时，控制高压气瓶从发动机或压气机引入高压气体并存储。

具体的，飞行控制系统接收压力、速度与飞行员指令的信息，并通过控制算法计算得到吹气装置与襟翼装置的控制指令。襟翼装置位于机翼后缘，包括但不限于简单襟翼、分裂襟翼、开缝襟翼和富勒襟翼，作动筒可以控制襟翼收放。襟翼面可以在地效飞行器起降过程中向下偏转40°左右以增大升力，机翼扰流板可以配合后缘襟翼进行下偏；在巡航状态时襟翼收起，减小地效飞行器的阻力。引气管路连接高压气瓶或引气装置，气源可以是发动机引气，也可以是来自压气机，通过电磁阀门控制开闭。高压气瓶，储存引气管路气体，通过流量调节装置接收来自飞行控制系统的指令控制吹气口吹气。吹气装置安装于机翼内靠后的位置，吹气喷口位于襟翼以前，吹气口的吹气方向可以根据襟翼的偏角进行调节。

本发明结构简单，适用于地效飞行器在不同复杂海况下起降与巡航状态，可以大幅度增加地效飞行器升力与稳定性和安全性。本发明在起降过程中通过偏转襟翼与吹气装置吹气，控制襟翼表面的流动分离，增加襟翼环量，从而提高起降时的最大升力系数。在巡航状态时，襟翼收起，通过飞行控制系统控制吹气装置周期吹气，保证机翼表面升力相对稳定，解决了飞行器与波浪的相对作用中的不稳定问题。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。