一種等離子體無人飛行器的制造方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種等離子體飛行器，在飛行器的左機翼和右機翼前緣布置第一等離子體激勵器，在?弦線處布置第二等離子體激勵器，在最大厚度處布置第三等離子體激勵器。同時，設計了一種微型化的等離子體電源，集成到飛行器內，可以通過程序以及遙控方式控制等離子體電源的開關及相關放電參數。當等離子體激勵器開始工作時，激勵器產生的等離子體射流增強了附面層抗逆壓梯度的能力，可以控制飛行器上翼面的流場，改善飛行器的氣動特性。適當的調節(jié)不同位置等離子體激勵器的開啟，可以產生氣動力矩從而可以實現控制飛行器的飛行姿態(tài)。等離子體飛行器具有氣動特性改善、無舵面飛行控制、隱身性好等特點。
【專利說明】一種等離子體無人飛行器
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及航空【技術領域】，特別是一種等離子體飛行器。
【背景技術】
[0002]現代飛行器的姿態(tài)控制主要都是由副翼、升降舵、方向舵的偏轉來實現，而控制舵面偏轉的鉸鏈機構存在一些問題:舵面在大迎角飛行時效率低，操縱失效甚至反效，為飛行器的可控飛行帶來隱患；鉸鏈機構、舵面、液壓系統(tǒng)增加了飛行器的重量，不利于增加飛行器的航程和航時；舵面以及平、垂尾的存在不利于飛行器的隱身。
[0003]尤其是飛翼布局的飛行器，雖然氣動載荷的分布比常規(guī)布局飛行器更勝一籌，能夠有效地提高升阻比，但是，也因為缺少垂尾和平尾，無尾布局飛機往往縱向以及航向靜穩(wěn)定性不足，這就要求飛翼上各種操縱面和推力矢量等裝置共同作用來產生所需的各種力和力矩，但相應的也增加了操縱的難度。
[0004]而目前用于飛翼布局飛行器飛行穩(wěn)定性及姿態(tài)的控制，采取的主要方法有:
1、推力矢量控制系統(tǒng)，如X-45采用了具有橫航向矢量噴管的二元推力矢量的發(fā)動機。
[0005]采用推力矢量控制系統(tǒng)，即利用推力矢量發(fā)動機獲得足夠的力矩，保持飛行器飛行時的姿態(tài)或改變飛行姿態(tài)進行機動動作。但推力矢量發(fā)動機在機械結構上十分復雜，對設計、制造等技術要求非常高，我國目前還較難以制造。而且由于各種機構的加入增大了發(fā)動機本身的重量，影響了飛行器的攜帶載荷，另外對飛行器的隱身性能有不利影響。
[0006]2、多操縱面裝置，如B-2A飛機機翼后緣成雙W形，有4對操縱面，綜合了副翼、升降舵、方向舵和襟翼的功能。
[0007]在飛翼布局上增加其他的控制面，如采用腹部副翼以及后緣副翼能增加升力，但不利于俯仰運動的平衡，必須搭配其他的控制方式，比如在重心前安置鴨翼。副翼的作用效果還需考慮到具體的布置位置，安裝角，以及翼面的孔隙度等。同時，飛翼上的多操縱面裝置包含多個操縱機構、鉸鏈等，增加了飛行控制的復雜性和飛行器的重量。
[0008]3、主動柔性翼或自適應重構系統(tǒng)。
[0009]這項在不斷研究的技術采用完整的可調節(jié)材料來形成機翼，這樣減少了會影響流動的鉸鏈結構。同時還可采用前緣以及后緣的智能化控制面。前緣智能化控制面，或者說是智能副翼，對于快速增加的動壓能更好的來調節(jié)，減少了副翼反效的可能性，有利于滾轉運動的控制。同時智能后緣控制面的采用，則很好的配合了其他的智能控制面，有助于氣動力的維持以及改善。不過在目前，智能技術還不成熟或者相當復雜，不滿足低成本、高航程的要求，難以在較短的時間內實現。

【發(fā)明內容】

[0010]本發(fā)明的目的在于設計一種等離子體無人飛行器，該等離子體無人飛行器可以利用較簡單的操作方式，改善氣動性能，實現對飛行姿態(tài)的準確和穩(wěn)定控制，同時保持不增加飛行器重量，還能增強隱身性能。[0011]本發(fā)明所述的一種等離子體無人飛行器，主要包括機身、左機翼和右機翼，左機翼和右機翼分別連接在機身兩側，其特征在于:在所述機身、左機翼和右機翼表面布置若干個等離子體激勵器。
[0012]作為上述技術方案的進一步改進，在所述左、右機翼的前緣分別布置第一等離子體激勵器、在％弦線處分別布置第二等離子體激勵器，在最大厚度處分別布置第三等離子體激勵器。
[0013]作為上述技術方案的再進一步改進，左機翼和右機翼每對相對稱的位置上所布置的等離子體激勵器的數量相同。
[0014]作為上述技術方案的更進一步改進，所述等離子體激勵器為質阻擋放電等離子體激勵器。
[0015]作為上述技術方案的更進一步改進，所述質阻擋放電等離子體激勵器包括連接在AC電源兩端的兩個非對稱電極，中間由絕緣介質隔開，其中一個是暴露在空氣中的裸露電極，另一個被絕緣介質覆蓋的覆蓋電極。
[0016]作為上述技術方案的更進一步改進，所述等離子體激勵器所用電源是一種微型化電源。
[0017]本發(fā)明所述的等離子體無人飛行器具有以下有益效果:
將等離子體布置在機翼表面流場特別敏感的地方，等離子體射流增強了附面層的抗逆壓梯度能力，從而能抑制機翼表面的流動分離。等離子體可以對飛行器進行氣動性能的改善，具體就是增升、減阻、抑制流動分離，提高升阻比。
[0018]常規(guī)飛行器的飛行姿態(tài)是依靠副翼的偏轉實現的，而等離子體無人飛行器的滾轉等姿態(tài)動作可以依靠等離子體來控制，實現無舵面控制。采用等離子體控制飛行器的優(yōu)點體現在等離子體發(fā)生器由銅箔等金屬電極，聚酰亞胺等絕緣介質加工，其維護成本低，放電能耗小。同時，等離子體可以在很大迎角下有效控制流動分離，所以等離子體無人飛行器，解決現代飛行控制技術面臨的大功角舵面控制效率低的問題，使飛行器具有高機動性。另外等離子體的放電頻率高達MHz的量級，所以響應頻率也大大高于常規(guī)的操縱方式。
[0019]常規(guī)飛行器依靠舵面進行飛行控制，當打開舵面時，雷達散射面積增大，容易被雷達探測。而等離子體無人飛行器依靠等離子體進行飛行控制，減少了雷達散射面積，同時，等離子體有具有雷達波吸收和折射效應。大大的提高了飛行器的隱身性能。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0020]圖1是等離子體無人飛行器的側面立體示意圖，
圖2是等離子體無人飛行器的軸向立體示意圖，
圖3為典型表面介質阻擋放電SDBD等離子激勵器結構示意圖，
圖4是微型化等離子體電源的原理框圖，
圖5是采用程序和遙控控制等離子體電源參數的原理框圖，
圖6是飛行器上關閉等離子體的流線圖，
圖7是飛行器上開啟等離子體的流線圖，
圖8是等離子體對飛行器升力的控制曲線，
圖9是等離子體對飛行器俯仰力矩的控制曲線?！揪唧w實施方式】
[0021]下面結合附圖對本發(fā)明的實施方式作詳細說明。
[0022]如圖1和圖2所示，一種等離子體飛行器，主要包括機身I和左機翼2以及右機翼3，左機翼2和右機翼3分別連接在機身I兩側，在所述左右機翼2、3的前緣分別布置第一等離子體激勵器4、7、在％弦線處分別布置第二等離子體激勵器5、8，在最大厚度處分別布置第三等離子體激勵器6、9。所述飛行器還包括動力裝置10、前起落架11、后起落架12。飛行器布局不限于飛翼布局，可以是常規(guī)布局或者其他布局類型。
[0023]如圖3所示，所述等離子體激勵器為質阻擋放電等離子體激勵器，包括連接在AC電源16兩端的兩個非對稱電極，中間由絕緣介質14隔開，其中一個是暴露在空氣中的裸露電極13，另一個被絕緣介質14覆蓋的覆蓋電極15。
[0024]所述等離子體激勵器所用電源是一種微型化電源，放置在飛行器內部。如圖4所示，微型化電源的原理是，首先由鋰、鎳、鉛鋅等小型直流電池提供5?30伏的電壓，通過波形發(fā)電路將直流電壓轉換為脈沖、方波或者正弦交流信號，再經升壓器將信號升壓為幅值為5?30KV的高壓脈沖、方波或者正弦交流信號。
[0025]等離子體激勵器的開關以及相關電壓參數的控制通過無線遙控器實現。如圖5所示，發(fā)射機發(fā)出含有等離子體電源控制信號的PWM(脈沖寬度調制)信號，飛行器上的接收機接收到PWM信息，再經PWM轉直流電路系統(tǒng)，將PWM信號轉換成控制等離子體電源的開關、幅值、頻率的模擬信號。
[0026]當要進行飛行器的氣動性能改善時，通過無線或者程序控制等離子體電源放電，左機翼2和右機翼3上的等離子體激勵器同時開始工作，就可以改善飛行器上的流場特性，圖6是飛行器上關閉等離子體的流線圖，圖7是飛行器上開啟等離子體的流線控制結果。等離子體能夠用于飛行器的氣動性能改善，是因為:將等離子體激勵器布置在機翼表面流場特別敏感的地方，等離子體射流增強了附面層的抗逆壓梯度能力，到達抑制分離的目的。通過等離子體控制飛行器上的流動分離，就可以直接或者間接的改善飛行器的氣動特性，具體就是增升、減阻、抑制流動分離，提高升阻比。
[0027]當要使飛機做俯仰機動動作時，通過無線或者程序控制等離子體電源放電，開起左機翼的等離子體激勵器，左機翼2的升力增大，如圖8所示，由于左、右機翼2、3的升力不對稱，就可以產生使飛行器向右翻滾的力矩，如圖9所示，就可以控制飛機右翻滾機動動作。反過來，開起右機翼3的等離子體激勵器，右機翼3的升力增大，由于左、右機翼2、3的升力不對稱，就可以產生使飛行器向左翻滾的力矩，就可以控制飛機左翻滾的機動動作。
[0028]當要控制飛行器做俯仰機動動作時，只需要通過無線遙控器或者程序控制等離子體電源放電，同時開起左右機翼的等離子體激勵器，就可以使飛機產生俯仰力矩，使飛行器抬頭或者低頭。
[0029]本發(fā)明具體應用途徑很多，以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應當指出，對于本【技術領域】的普通技術人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進，這些改進也應視為本發(fā)明的保護范圍。
【權利要求】
1.一種等離子體飛行器，主要包括機身(I)、左機翼(2)和右機翼(3)，左機翼(2)和右機翼(3)分別連接在機身(I)兩側，其特征在于:在所述機身(I)、左機翼(2)和右機翼(3)表面布置若干個等離子體激勵器。
2.根據權利要求1所述的一種等離子體飛行器，其特征在于:在所述左、右機翼(2、3)的前緣分別布置第一等離子體激勵器(4、7)、在％弦線處分別布置第二等離子體激勵器(5、8)，在最大厚度處分別布置第三等離子體激勵器(6、9)。
3.根據權利要求2所述的一種等離子體飛行器，其特征在于:左機翼(2)和右機翼(3)每對相對稱的位置上所布置的等離子體激勵器的數量相同。
4.根據權利要求1、2或3任意一項權利要求所述的一種等離子體飛行器，其特征在于:所述等離子體激勵器為介質阻擋放電等離子體激勵器。
5.根據權利要求4所述的一種等離子體飛行器，其特征在于:所述介質阻擋放電等離子體激勵器包括連接在AC電源(16)兩端的兩個非對稱電極，其中一個是暴露在空氣中的裸露電極(13 )，另一個被絕緣介質(14 )覆蓋的覆蓋電極(15 )。
6.根據權利要求1、2、3或5任意一項權利要求所述的一種等離子體飛行器，其特征在于:所述等離子體激勵器所用電源是一種微型化電源。
【文檔編號】B64C23/00GK103661929SQ201310702230
【公開日】2014年3月26日 申請日期:2013年12月19日 優(yōu)先權日:2013年12月19日
【發(fā)明者】史志偉, 杜海, 劉超, 王海洋, 戴新喜, 李錚 申請人:南京航空航天大學