[发明专利]一种通过射流实现的机翼融合控制方法

说明书

本发明公开了一种通过射流实现的机翼融合控制方法，该方法通过监测目标飞行器的飞行状态的参数的实际值，基于实际值，判断机翼和变体尾翼是否处于融合状态；若判断结果为否，则将实际值输入预设的射流流量计算模型，得到射流流量计算模型的目标流量；控制射流驱动部将从射流出口喷射出的射流的流量调整至目标流量。该方法能够扩大融合式变体尾翼的设计空间，避免为了融合而对变体尾翼气动外形的设计施加过多约束，由此可进一步提高变体尾翼在打开之后的航向控制能力。通过本发明中的射流控制，对机翼实现了保型设计，有效解决了变体飞行器在变形过程中导致的外形间断问题，避免了原有气动性能的损失。

技术领域

本申请属于飞行器研究领域，特别涉及一种通过射流实现的机翼融合控制方法。

背景技术

目前飞机常用的气动布局（如常规布局、鸭式布局、三翼面布局）一般都含有机翼、柱形机身、垂尾、平尾、鸭翼部件等，经过几十年的研究，这些布局的性能潜力几乎已经挖掘透彻，其气动性能很难有大的提升。此外，从军用飞行器需求来看，由于这些布局的棱边数较多、雷达散射面较大、红外无遮挡，极易受到雷达探测，隐身性能较差，战场上的生存能力很弱。

可见，如何进一步提高飞机飞行时的升力和空气动力效率，成为亟待解决的问题。

发明内容

为了解决所述现有技术的不足，本申请提供了一种通过射流实现的机翼融合控制方法，能够扩大融合式变体尾翼的设计空间，避免为了融合而对变体尾翼气动外形的设计施加过多约束，由此可进一步提高变体尾翼在打开之后的航向控制能力。通过本发明中的射流控制，对机翼实现了保型设计，有效解决了变体飞行器在变形过程中导致的外形间断问题，避免了原有气动性能的损失。本发明中的方法以射流形成的流动边界代替原有机翼变体后缺失的固定壁面，使摩擦阻力大大降低，机翼上表面的气流在射流的带动下以更快的速度离开上表面，在一定程度上提高了升力，由此提高飞机的远航能力。此外，本发明中的方法针对不同飞行状态可以调节射流流量，以形成不同的流动边界，即能够整体上形成不同外形的机翼，由此在低/亚/跨/超声速的宽速域内都能够获得较高的气动特性，这是原有固定外形的机翼难以实现的。

本发明所要达到的技术效果通过以下方案实现：

第一方面，本发明提供一种通过射流实现的机翼融合控制方法，所述方法基于目标飞行器，所述目标飞行器包括机翼和变体尾翼，所述机翼与所述变体尾翼的相对位置可调，所述变体尾翼的边缘向所述机翼的边缘平滑过渡时，两者处于融合状态；所述目标飞行器还包括融合调整组件，所述融合调整组件配置为：在所述机翼和变体尾翼处于非融合状态时，沿指定边缘喷射射流，使得所述射流至少部分地代替两者处于融合状态时所述机翼和/或所述变体尾翼的位置；其中，所述指定边缘是所述机翼与所述变体尾翼相邻的边缘，或者所述指定边缘是所述变体尾翼与所述机翼相邻的边缘；所述融合调整组件包括进气口、射流出口和射流驱动部，所述射流驱动部设置于包含所述进气口和所述射流出口的气道中，所述射流驱动部用于控制从所述射流出口喷射出的射流的流量；所述方法包括：

监测所述目标飞行器的飞行状态的参数的实际值；

基于所述实际值，判断所述机翼和变体尾翼是否处于融合状态；

若判断结果为否，则将所述实际值输入预设的射流流量计算模型，得到所述射流流量计算模型的目标流量；

控制所述射流驱动部将从所述射流出口喷射出的射流的流量调整至所述目标流量。

在本发明一个可选的实施例中，将所述实际值输入预设的射流流量计算模型，得到所述射流流量计算模型的目标流量之前，所述方法还包括：

获取样本数据；

基于所述样本数据，训练预设的非线性插值模型，得到所述射流流量计算模型；其中，所述射流流量计算模型用于预测飞行状态的参数与流量之间的对应关系。