一种跨域飞行器的姿态控制系统
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，特别是涉及一种跨域飞行器的姿态控制系统。
背景技术
机械舵面技术是目前大部分飞行器的必要组成部分，也是飞行控制的主要手段，其原理简单、成熟度较高，应用广泛。机械舵面通过舵面的偏转，使来流作用于舵面，产生压力，形成飞行控制力。由于机械舵面产生的控制力与来流动压力、舵面在来流方向投影面积成正比，因此机械舵面控制力的产生严重依赖于来流参数。
而在高空稀薄大气、临近空间或者真空中飞行时，机械舵面完全无法提供飞行控制力，此种情况下，传统飞行器如卫星、飞船一般采用姿轨控发动机进行姿态、飞行轨迹的控制。
目前关于无舵面操控技术的研究主要集中在低空低速飞行器，原理多为基于柯安达效应的环量控制技术，通过在机翼后部开设喷流狭缝等方式，通过流体引流效应，改变翼面环量，实现机翼上气动升力的调节。
高速跨域飞行器需要同时能够在低空及高空稀薄大气环境内，以高速进行高机动性飞行，其对气动外形也有严格的要求。采用传统机械舵面的飞行器在大气环境内飞行时，机械舵面通常可以提供有效的飞行控制能力，但是飞行器在高速下、以大攻角飞行时，机械舵面会面临舵效降低的问题，难以再提供充足的飞行控制力，并且机械舵面含有较多的活动部件及外部间隙，质量及可靠性仍有所欠缺，也会在一定程度上影响飞行器的隐身能力；姿轨控发动机在真空环境可以有效为飞行器提供控制力，若简单将姿轨控发动机移植至对气动外形有严格要求的空天飞行器上，则会面临效率低下、影响飞行器气动性能等问题；基于柯安达效应的环量控制技术本质上无法脱离来流独立产生控制力，且技术还不够成熟，因而适用范围仍仅限于大气环境及低速情况；因此现有的姿态控制技术无法满足高速跨域飞行器的需求。
发明内容
本发明的目的是：提供一种跨域飞行器的姿态控制系统，以满足跨域飞行器在跨域、高速飞行时的需求。
为了实现上述目的，本发明提供了一种跨域飞行器的姿态控制系统，包括射流组、贮存箱、汽化单元和控制单元；
所述射流组包括射流喷嘴组和与所述射流喷嘴组相一一对应的射流孔组；所述射流喷嘴组包括偏航喷嘴组、俯仰翻转喷嘴组和增升喷嘴组，所述射流孔组包括偏航射流孔组、俯仰翻转射流孔组和增升射流孔组，所述偏航射流孔组设布置在飞行器本体尾部的上表面，所述俯仰翻转射流孔组布置在飞行器本体尾部的上下表面，所述增升射流孔组布置在飞行器本体的下表面；
所述贮存箱与所述射流喷嘴组之间布置有汽化单元，所述汽化单元与所述射流喷嘴组管路连接，用于汽化射流工质；
所述控制单元包括控制器和姿轨传感器，所述姿轨传感器与所述控制器信号连接，用于向所述控制器传输飞行器本体的姿轨信号，所述控制单元与所述汽化单元电路连接，用于根据接收到的飞行器姿轨信号控制所述汽化单元将射流工质汽化并从所述姿轨信号对应的射流喷嘴组喷射。
优选地，所述偏航喷嘴组在沿飞行器本体的轴向方向上布置在远离所述飞行器本体的质心的一端，并且所述偏航喷嘴组在竖直方向上布置在靠近所述飞行器本体的质心的位置处。
优选地，所述俯仰翻转喷嘴组布置在远离所述飞行器本体的中心轴及质心的部位。
优选地，所述增升喷嘴组布置在所述飞行器本体的质心在底面的投影位置处。
优选地，所述射流孔组为孔阵列结构，各组射流孔交错排列。
优选地，所述姿态控制系统还包括与所述射流喷嘴组连接的流量调节器，所述流量调节器布置在所述射流喷嘴组与所述汽化单元之间，所述流量调节器与所述控制器信号连接。
优选地，所述汽化单元包括直通阀门、与所述直通阀门并行布置的汽化器和温度传感器，所述汽化器的进口端还布置有单向阀，所述温度传感器与所述控制器信号连接。
优选地，所述汽化器为所述飞行器本体的冷却系统。
优选地，所述姿态控制系统还包括压力组件，所述压力组件有三组且与所述偏航喷嘴组、俯仰翻转喷嘴组和增升喷嘴组分别连通，各组压力组件均与所述控制单元信号连接。
优选地，所述压力组件包括用于建立射流总压的压力室和用于检测压力室压力的压力传感器，所述压力传感器与所述控制器连接。
本发明实施例一种跨域飞行器的姿态控制系统与现有技术相比，其有益效果在于：射流喷嘴组布置在飞行器本体上，飞行器本体上布置有与射流喷嘴组一一对应的射流孔组，偏航喷嘴组布置在飞行器本体的上表面，飞行器本体的上下表面分别布置有俯仰翻转喷嘴组，增升喷嘴组布置在飞行器本体的下表面，飞行器本体在高速跨域飞行时，姿轨传感器向控制器传输飞行器本体的姿态和轨迹，控制器控制汽化单元启动，对贮存箱流出的射流工质进行汽化，控制器控制不同的射流喷嘴组开启，射流工质由各个射流喷嘴组以及射流孔组喷出，通过偏航喷嘴组、俯仰翻转喷嘴组和增升喷嘴组分别控制飞行器本体的航向、偏转和高度，调整飞行器本体的飞行状态；飞行器本体在飞行时，射流工质经过射流喷嘴喷出后对外部的来流气体进行干扰，射流工质形成高压区，扩大射流工质对于来流的总体影响范围，增大压力变化区域面积，提高飞行器本体的表面压力，形成较大的表面压力变化，可有效利用射流喷嘴产生飞行控制力，射流工质的推力与来流共同形成飞行控制力，实现基于虚拟气动舵面技术的飞行器控制的目的。
附图说明
图1是本发明的跨域飞行器的姿态控制系统的结构示意图；
图2是本发明的跨域飞行器的姿态控制系统的偏航喷嘴组与俯仰翻转喷嘴组的布置示意图；
图3是本发明的跨域飞行器的姿态控制系统的增升喷嘴组与俯仰翻转喷嘴组的布置示意图；
图4是本发明的跨域飞行器的姿态控制系统的增升喷嘴组的射流示意图；
图5是本发明的跨域飞行器的姿态控制系统的俯仰翻转喷嘴组控制飞行器俯仰时的射流示意图；
图6是本发明的跨域飞行器的姿态控制系统的俯仰翻转喷嘴组控制飞行器翻转时的射流示意图；
图7是本发明的跨域飞行器的姿态控制系统的偏航喷嘴组与俯仰翻转喷嘴组控制飞行器偏航时的射流示意图；
图8是本发明的跨域飞行器的姿态控制系统的射流工质喷射时机体表面的压力状态图；
图9是本发明的跨域飞行器的姿态控制系统控制下的飞行器的机翼展向0.7米位置处的弦向压力分布曲线图；
图10是本发明的跨域飞行器的姿态控制系统的射流喷嘴对飞行器本体产生控制力的原理示意图。
图中，1、贮存箱；2、第一单向阀；3、驱动泵；4、温度传感器；5、第二单向阀；6、直通阀门；7、汽化器；8、输送管路；9、流量调节器；10、压力室；11、压力传感器；12、支管路；13、启闭阀门；14、射流喷嘴组；15、射流孔；16、飞行器本体；17、控制器；18、姿轨信号输入端；19、控制信号输入端；20、信号传输线路；21、偏航喷嘴组；22、俯仰翻转喷嘴组；23、增升喷嘴组。
具体实施方式
下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。以下实施例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。
本发明的一种跨域飞行器的姿态控制系统的优选实施例，如图1至图10所示，该跨域飞行器的姿态控制系统包括射流组、贮存箱1、汽化单元、控制单元和压力组件，射流组包括射流喷嘴组14和与射流喷嘴组相一一对应的射流孔组，射流喷嘴组14布置在飞行器本体16上，射流喷嘴组14、贮存箱1、汽化单元、压力组件分别与控制单元连接，贮存箱1用于存储飞行器本体16的射流工质。
优选地，贮存箱1为飞行器本体16的推进剂箱，射流工质为飞行器本体16的液态推进剂，飞行器本体16的发动机需要低温液态推进剂，如液态甲烷等，将液态推进剂直接作为射流工质，有助于降低该姿态控制系统的复杂度，降低结构质量。在其他实施例中，也可以以氮气、氦气等作为射流工质，在飞行器本体16上增设独立的贮存箱1。
射流孔组包括偏航射流孔组、俯仰翻转射流孔组和增升射流孔组，在飞行器本体16上开设多个射流孔15，多个射流孔形成各个射流孔组，各个射流孔组内的多个射流孔为孔矩阵结构，各组射流孔交错排列。射流工质经过射流喷嘴组14的各个射流喷嘴喷出，并经过射流孔15喷射至飞行器本体16的外部，射流孔15可以为圆形，也可以为矩形或者异形。
射流喷嘴组14包括偏航喷嘴组21、俯仰翻转喷嘴组22和增升喷嘴组23，偏航喷嘴组21、俯仰翻转喷嘴组22和增升喷嘴组23分别包含有多个射流喷嘴，各个射流喷嘴成矩阵形式均匀分布，飞行器本体16上的射流孔15有多个，射流孔15与射流喷嘴一一对应，偏航喷嘴组21、俯仰翻转喷嘴组22和增升喷嘴组23的控制效果相对独立。
每个射流喷嘴上均连接有一个启闭阀门13，启闭阀门13与控制单元信号连接，控制单元用于向各个启闭阀门13发送启闭信号，通过控制各个启闭阀门13的启闭来控制各个射流喷嘴的工作状态。控制单元通过各个启闭阀门13可以对每个射流喷嘴实现单独控制，通过启闭阀门13的状态组合可以实现对射流喷嘴的分块控制，从而改变飞行器本体16的状态。
偏航喷嘴组21布置在飞行器本体16的尾部，偏航喷嘴组21的射流喷嘴以飞行器本体16的中心轴为对称轴对称布置，并且偏航喷嘴组21的射流喷嘴均为水平布置且喷射方向垂直于飞行器本体16的中心轴。控制器17控制偏航喷嘴组21的不同的射流喷嘴启闭，改变射流工质的射出位置和推力大小，可以改变飞行器本体16的航向。偏航喷嘴组21用于控制飞行器本体16的航向，在沿飞行器本体16的轴向方向上，偏航喷嘴组21布置在远离飞行器本体16的质心的一端，在竖直方向上，偏航喷嘴组21布置在靠近飞行器本体16的质心的位置处，可以最大程度的减小偏航喷嘴组21在喷射射流工质时产生的翻转干扰力矩，避免在改变航向时飞行器本体16出现翻转情况。
俯仰翻转喷嘴组22布置在飞行器本体16的尾部且在飞行器本体16的上下表面分别布置，上下表面的俯仰翻转喷嘴组22的位置不可完全重叠。俯仰翻转喷嘴组22以飞行器本体16的中心轴为对称轴对称布置，并且俯仰翻转喷嘴组22的射流喷嘴均为竖直布置且喷射方向为竖直方向。控制器17控制俯仰翻转喷嘴组22的不同的射流喷嘴启闭，改变射流工质的射出位置和推力大小，可以使飞行器本体16产生俯仰翻转力矩。俯仰翻转喷嘴组22用于控制飞行器本体16的翻转，俯仰翻转喷嘴组22布置在远离所述飞行器本体16的中心轴及质心的部位，如在翼身融合飞行器中，俯仰翻转喷嘴组22布置在飞行器本体16的尾部翼端，可以减小与偏航喷嘴组21的耦合，同时也可以增加射流工质射出时对飞行器本体16的力矩的力臂，提高俯仰翻转的效率。
增升喷嘴组23布置在飞行器本体16的质心在底面的投影位置处，增升喷嘴组的射流喷嘴的布置方向根据具体飞行器的需求确定，控制器17控制俯仰翻转喷嘴组22的不同的射流喷嘴启闭，可以改变增升喷嘴组的射流喷嘴的开启数量，从而调节升力的大小。增升喷嘴组23用于控制飞行器本体16的高度，增升喷嘴组布置在质心的投影位置处，射流喷嘴在喷射射流工质时，射流工质对飞行器本体16的作用力仅包含升力，不会对质心产生额外的力矩，避免对飞行器本体16产生阻力。
俯仰翻转喷嘴组22中，飞行器本体16的下表面的射流喷嘴喷射射流工质时对质心提供低头力矩，上表面的射流喷嘴喷射射流工质时对质心提供抬头力矩，飞行器本体16在进行俯仰动作时，上下表面的射流喷嘴单独工作。飞行器进行翻转动作时，由飞行器本体16的中心轴两侧的射流喷嘴协同工作，确保射流喷嘴仅产生翻转力矩，而不产生竖直方向的不平衡力。
偏航喷嘴组21工作时，射流喷嘴喷出的射流工质不可避免地会对飞行器本体16产生不平衡的翻转力矩，因此在飞行器本体16的中心轴两侧的俯仰翻转喷嘴组22与偏航喷嘴组21协同工作，平衡掉偏航喷嘴组21额外产生的翻转力矩，同时由于俯仰翻转喷嘴组22在飞行器本体16的上下表面的射流喷嘴位置不完全重合，可以平衡掉俯仰翻转喷嘴组22产生的竖直方向的不平衡力，保证飞行器本体16平稳转变航向。
贮存箱1与射流喷嘴组14之间通过输送管路8连接，汽化单元与压力组件均布置在输送管路8上，贮存箱1、汽化单元、压力组件和射流喷嘴组14沿射流工质的流动方向顺次布置。汽化单元用于将液态的射流工质转化为汽态，压力组件用于对射流工质加压，提高射流工质喷射时的速度。汽化单元与贮存箱1之间还布置有驱动泵3，驱动泵3与贮存箱1之间布置第一单向阀2，第一单向阀2用于控制射流工质流动方向，防止驱动泵3中的射流工质回流，驱动泵3为射流工质的流动提供动力。
汽化单元包括布置在所述输送管路8上的直通阀门6和汽化器7，直通阀门6与控制单元信号连接，直通阀门6与汽化器7并行布置，汽化器7的进口与输送管路8之间连接有第二单向阀5，第二单向阀5使射流工质不会由汽化器7的进口回流至输送管路8。
优选地，汽化器7为飞行器本体16的冷却系统，输送管路8与冷却系统的冷却介质进出口连接，即飞行器本体16的液态推进剂作为冷却系统的冷却介质。在飞行器本体16飞行时，液态推进剂进入冷却系统，液态推进剂吸收热量对飞行器本体16进行机体热防护，此时液态推进剂受热产生汽化，可以简化整个飞行器的结构复杂性，降低飞行器的重量。在其他实施例中，也可以增设加热系统作为汽化器7对射流工质进行汽化。
跨域飞行器的姿态控制系统还包括流量调节器9，流量调节器9布置在压力组件与汽化单元之间，流量调节器9为电磁阀，流量调节器9用于接收控制单元的信号以调节射流工质的流量，进而调节姿态控制系统的控制力的大小。
压力组件共有三组，三组压力组件与射流喷嘴组14的偏航喷嘴组21、俯仰翻转喷嘴组22和增升喷嘴组23分别连通，三组压力组件均与控制单元信号连接，控制单元控制压力组件分别对射流工质加压。三组压力组件的结构相同，此处仅以一组压力组件为例进行结构说明。
压力组件包括压力室10和压力传感器11，流量调节器9和压力室10沿射流工质的流动方向顺次布置，压力室10经过多个支管路12与各个启闭阀门13连接，启闭阀门13与支管路12一一对应，实现对启闭阀门13分别控制。压力室10用于协助射流工质总压力的建立，压力室10的流出口为孔径逐渐减小的变径孔，射流工质在经过压力室10的流出口流出时压力能转化为动能，加速流出，压力室10的作用等同于火箭发动机燃烧室。压力传感器11与控制单元信号连接，压力传感器11用于检测压力室10内压力，并将该压力信号传输给控制单元，控制单元根据压力信号控制压力室10对射流工质的增压程度，当压力室10内的压力提升至指定值的时候，射流工质射出。
控制单元包括控制器17、姿轨传感器、温度传感器4和启闭阀门13，姿轨传感器、温度传感器4和启闭阀门13均与控制器17通过信号传输线路20信号连接。姿轨传感器用于检测飞行器本体16的姿态和飞行轨迹，并将飞行器本体16的姿轨信号传输给控制器17，控制器17根据姿轨信号控制各个启闭阀门13的状态，从而调节飞行器本体16的姿态与飞行轨迹。控制器17为飞行器本体16的飞控计算机，飞控计算机上布置有姿轨信号输入端18、控制信号输入端19，姿轨传感器检测到的飞行器本体16的状态经过姿轨信号输入端18传输给飞控计算机，机载计算机给出的飞行控制信号经过控制信号输入端19输入飞控计算机，飞控计算机根据姿轨信号、飞行控制信号判断飞行器本体16的飞机轨迹，并改变飞行器本体16的姿态。
温度传感器4布置在汽化单元的入口端，优选地，温度传感器4布置在直通阀门6与汽化器7的入口的汇流位置处，以检测射流工质的温度。温度传感器4将射流工质的温度信号传输给控制器17，控制器17根据温度信号向汽化单元传输汽化信号，选择射流工质的流通路径。控制器17判断射流工质的温度高于设定温度时，直通阀门6开启，射流工质经过直通阀门6进入压力组件；控制器17判断射流工质的温度低于设定温度时，射流工质进入汽化器7，汽化器7对射流工质加热，射流工质加热后进入压力组件。
射流喷嘴对飞行器本体16产生控制力的原理如下：
如图10所示，射流工质经过射流喷嘴以及射流孔15喷出时，飞行器在亚音速情况下，高压射流气体对对来流流场进行干扰，在射流工质喷出后，气体膨胀形成高压区，提高飞行器表面压力；飞行器在超音速情况下，射流工质自射流孔15喷出后，射流工质首先急剧膨胀，射流工质与超音速的来流相遇形成高压区，即产生弓形激波。随后气流分两路，一路气流与超音速来流汇合，一路气流与超声速来流向下运动，在飞行器表面形成高压区，造成边界层分离，向上游运动的气流产生一个较大的顺时针旋转的分离涡，向下游运动的气流产生一个较小的逆时针旋转的分离涡，上游较大的分离涡使超音速来流发生偏转，形成楔形的分离激波。射流工质与来流发生的相互作用，在射流孔15上游形成一道强激波，极大的提高了飞行器本体16的表面射流孔15附近的压力分布，实现了控制力的增强。
如图8所示，该图为射流工质喷射时机体表面的压力状态图。横坐标为轴向距离(单位米)，原点为射流孔15的中心；左侧纵坐标为压力系数，其可以反应飞行器本体16的表面压力分布情况；右侧纵坐标为模型径向距离(单位米)。粗实线为弹体轮廓曲线，方块为试验测量结果，双点划线为无射流情况的压力系数分布曲线，细实线为有射流时压力系数分布曲线。有图可知，有射流时，在射流孔15前方出现了强激波，造成压力峰值，通过合理安置射流喷嘴以及射流孔15位置，可以有效利用该强激波。
如图9所示，该图为飞行器的机翼展向0.7米位置处的弦向压力分布曲线。横坐标为距飞行器尾部距离(单位米)，左侧纵坐标为压力(单位Pa)，其可以反应飞行器本体16表面压力分布情况，右侧纵坐标为机体轮廓垂直方向坐标(单位米)。粗实线为此处飞行器机翼上表面轮廓线，虚线为射流喷嘴组14不工作时，飞行器本体16上表面此位置压力分布曲线，细实线为射流喷嘴组14工作时，机体上表面此位置压力分布曲线，可以看到射流切实对机翼表面压力分布产生了影响，在射流孔15组前方形成了极大的压力峰，就飞行器整体而言，确实产生了可利用的抬头力矩。辅以射流喷嘴产生的直接推力，共同构成了该姿态控制系统为飞行器提供的控制力。
本发明的工作过程为：飞行器飞行时，姿轨传感器将飞行器本体16的姿轨信号通过姿轨信号输入端18传输给控制器17，机载计算机将飞行控制信号经过控制信号输入端19输入控制器17，控制器17控制第一单向阀2开启，驱动泵3运行，射流工质经过贮存箱1进入驱动泵3，射流工质压力增加；温度检测器检测射流工质的温度信号，并且温度检测器将温度信号传输给控制器17，控制器17判断射流工质的温度与设定值之间的关系，射流工质的温度高于设定温度时，直通阀门6开启，射流工质经过直通阀门6进入流量调节器9，射流工质的温度低于设定温度时，第二单向阀5开启，射流工质进入汽化器7中加热，随后进入流量调节器9；流量调节器9接收控制器17的信号并调节射流工质的流量，射流工质流入压力室10，压力室10对射流工质增压，同时控制射流工质的总压力，压力传感器11检测压力室10中的射流工质的压力，并通过信号传输线路20传输给控制器17；射流工质经过支管路12通过启闭阀门13，根据机载计算机给出的飞行控制信号，控制器17控制对应的启闭阀门13开启，射流工质经过对应的射流喷嘴组14以及射流孔15以超音速喷出，控制飞行器的姿态。
综上，本发明实施例提供一种跨域飞行器的姿态控制系统，其射流喷嘴组布置在飞行器本体上，飞行器本体上布置有与射流喷嘴组一一对应的射流孔组，偏航喷嘴组布置在飞行器本体的上表面，飞行器本体的上下表面分别布置有俯仰翻转喷嘴组，增升喷嘴组布置在飞行器本体的下表面，飞行器本体在高速跨域飞行时，姿轨传感器向控制器传输飞行器本体的姿态和轨迹，控制器控制汽化单元启动，对贮存箱流出的射流工质进行汽化，控制器控制不同的射流喷嘴组开启，射流工质由各个射流喷嘴组以及射流孔组喷出，通过偏航喷嘴组、俯仰翻转喷嘴组和增升喷嘴组分别控制飞行器本体的航向、偏转和高度，调整飞行器本体的飞行状态；飞行器本体在飞行时，射流工质经过射流喷嘴喷出后对外部的来流气体进行干扰，射流工质形成高压区，扩大射流工质对于来流的总体影响范围，增大压力变化区域面积，提高飞行器本体的表面压力，形成较大的表面压力变化，可有效利用射流喷嘴产生飞行控制力，射流工质的推力与来流共同形成飞行控制力，实现基于虚拟气动舵面技术的飞行器控制的目的。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和替换，这些改进和替换也应视为本发明的保护范围。
