基于分布式合成雙射流的飛行器無(wú)舵面三軸姿態(tài)控制飛行試驗(yàn)1)

趙志杰 羅振兵 劉杰夫 鄧 雄 彭文強(qiáng) 李石清

(國(guó)防科技大學(xué)空天科學(xué)學(xué)院,長(zhǎng)沙 410073)

引言

機(jī)械舵面會(huì)破壞飛行器良好的隱身性能,增加控制單元重量,且存在飽和、死區(qū)等非線性特性,不利于控制系統(tǒng)設(shè)計(jì).主動(dòng)流動(dòng)控制(active flow control,AFC)技術(shù)可以在無(wú)機(jī)械舵面偏轉(zhuǎn)的情況下,僅通過(guò)在流場(chǎng)敏感點(diǎn)處注入動(dòng)量,改變?nèi)至鲌?chǎng)特征,重構(gòu)飛行器表面壓力分布,產(chǎn)生飛行控制所需的姿態(tài)控制力及力矩,實(shí)現(xiàn)飛行姿態(tài)操控.AFC 具有控制效率高、控制力可調(diào)、易于實(shí)現(xiàn)一體化設(shè)計(jì)等優(yōu)點(diǎn),且具備完全取代飛行器機(jī)械活動(dòng)舵面,大幅提升隱身性能的潛力,目前已廣泛應(yīng)用于飛行控制領(lǐng)域,包括環(huán)量控制[1-6]、推力矢量控制[7-10]、分離流控制[11-15]等,極具應(yīng)用價(jià)值.

主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)目前已在飛行器中得到了廣泛驗(yàn)證.英國(guó)曼徹斯特大學(xué)Crowther 團(tuán)隊(duì)[5]于2005 年設(shè)計(jì)了Tutor 飛行器,利用電動(dòng)空氣壓縮機(jī)驅(qū)動(dòng)的射流環(huán)量控制激勵(lì)器取代副翼,實(shí)現(xiàn)了滾轉(zhuǎn)姿態(tài)操控;2010 年,該團(tuán)隊(duì)聯(lián)合BAE 公司研發(fā)并試飛了DEMON 飛行器[16],利用輔助動(dòng)力單元驅(qū)動(dòng)的射流環(huán)量控制裝置取代升降舵及副翼,并通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)引氣同向流推力矢量控制技術(shù)拓寬俯仰力矩的操縱范圍,實(shí)現(xiàn)了滾轉(zhuǎn)及俯仰姿態(tài)操控;2019 年,該團(tuán)隊(duì)設(shè)計(jì)并試飛了MAGMA 飛行器[17],利用發(fā)動(dòng)機(jī)引氣驅(qū)動(dòng)的射流環(huán)量控制技術(shù)及法向流推力矢量控制技術(shù)實(shí)現(xiàn)了飛行器滾轉(zhuǎn)及俯仰姿態(tài)的操控.南京航空航天大學(xué)史志偉教授團(tuán)隊(duì)以離心風(fēng)機(jī)作為環(huán)量控制裝置的驅(qū)動(dòng)單元,于2014 年試飛了依靠射流環(huán)量控制技術(shù)進(jìn)行滾轉(zhuǎn)操控的常規(guī)布局飛行器[18],2015 年該團(tuán)隊(duì)試飛了依靠射流環(huán)量控制進(jìn)行俯仰和滾轉(zhuǎn)控制的完全無(wú)舵面鴨式布局飛行器[19],2019 年該團(tuán)隊(duì)試飛了依靠射流環(huán)量控制及反向射流控制進(jìn)行三軸姿態(tài)控制的全無(wú)舵面飛翼布局飛行器[20].

現(xiàn)有的射流發(fā)生裝置需要通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)引氣、背負(fù)氣源、軸流風(fēng)扇等方式來(lái)產(chǎn)生足夠強(qiáng)度的射流,但此類裝置能耗較高,且需要復(fù)雜的管路設(shè)計(jì),增加了系統(tǒng)的體積與重量,提高了系統(tǒng)整合的復(fù)雜度;同時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)引氣會(huì)削弱發(fā)動(dòng)機(jī)凈推力與負(fù)載能力,且存在管路泄露、停車失控的風(fēng)險(xiǎn).因此,研發(fā)一種具有質(zhì)量輕、結(jié)構(gòu)緊湊、能耗低、易于實(shí)現(xiàn)一體化設(shè)計(jì)、方便調(diào)控特點(diǎn)的新型流動(dòng)控制單元,具有極高的應(yīng)用潛力.

零質(zhì)量合成射流激勵(lì)器[21-23]具有無(wú)需氣源管路、一體化能力強(qiáng)、質(zhì)量輕、結(jié)構(gòu)緊湊、響應(yīng)快、控制力可調(diào)、能耗低的優(yōu)點(diǎn),在飛行控制領(lǐng)域具有極大的應(yīng)用潛力[24-25],但合成射流能量水平偏低,控制能力稍顯不足,且容易出現(xiàn)壓載失效等問(wèn)題,限制了其工程應(yīng)用.羅振兵團(tuán)隊(duì)設(shè)計(jì)的合成雙射流激勵(lì)器(dual synthetic jet actuator,DSJA)[26]是一種單膜雙腔結(jié)構(gòu),如圖1 所示,除具備合成射流激勵(lì)器的優(yōu)點(diǎn)外,還解決了合成射流激勵(lì)器能量利用率低、易壓載失效的問(wèn)題,同時(shí)提升了其流場(chǎng)控制能力.目前,合成雙射流(dual synthetic jet,DSJ)環(huán)量控制技術(shù)已成功應(yīng)用于無(wú)人機(jī)中,并通過(guò)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證了其滾轉(zhuǎn)控制能力[27].

圖1 合成雙射流激勵(lì)器結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 The structure diagram of DSJA

本研究以前述飛行試驗(yàn)為基礎(chǔ),設(shè)計(jì)了分布式三軸姿態(tài)控制合成雙射流激勵(lì)器,并將其集成于常規(guī)布局飛行器中,通過(guò)飛行試驗(yàn),驗(yàn)證了分布式合成雙射流對(duì)飛行器三軸姿態(tài)的控制能力.

1 分布式三軸姿態(tài)控制合成雙射流激勵(lì)器

滾轉(zhuǎn)環(huán)量控制激勵(lì)器采用雙膜三腔結(jié)構(gòu)[28],兩片壓電振子將腔體分為三個(gè)小腔體,其整體結(jié)構(gòu)如圖2 所示,中間腔體由兩個(gè)膜片共同壓縮膨脹,上、下兩腔體分別由上、下兩膜片分別壓縮膨脹,兩膜片的驅(qū)動(dòng)方向相反.該激勵(lì)器尺寸較小,長(zhǎng)、寬、高分別只有65 mm,69 mm,20 mm,壓電振子直徑為50 mm,單個(gè)重量為41 g,極易實(shí)現(xiàn)一體化設(shè)計(jì).Coanda 半徑r為9 mm,射流出口縫高h(yuǎn)為1 mm,中間及兩側(cè)射流出口縫寬分別為25 mm,13 mm,相關(guān)無(wú)量綱尺寸參數(shù)為r/c=0.039 1,h/c=0.004 34.飛行試驗(yàn)時(shí),設(shè)置正弦波驅(qū)動(dòng)頻率為激勵(lì)器共振頻率——800 Hz (F+=6.13),以保證射流具有較高速度,驅(qū)動(dòng)電壓為 ±170 V,單個(gè)膜片的驅(qū)動(dòng)功率為4.7 W.矩形出口合成射流速度分布具有一定的展向均勻性[29],故僅通過(guò)熱線風(fēng)速儀測(cè)量了每個(gè)出口中心處的速度,距離出口1、出口2、出口3 處1 mm的射流峰值速度分別為48.59 m/s,39.21 m/s,37.58 m/s,速度獲取方法為取150 個(gè)驅(qū)動(dòng)周期峰值速度的平均值.

圖2 滾轉(zhuǎn)環(huán)量控制激勵(lì)器結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Structure diagram of the roll CC actuator

偏航反向DSJ 控制激勵(lì)器采用單膜雙腔結(jié)構(gòu),其整體結(jié)構(gòu)如圖3 所示.該激勵(lì)器長(zhǎng)、寬、高分別只有60 mm,63 mm,17.5 mm,壓電振子直徑為50 mm,單個(gè)重量為38 g.射流出口長(zhǎng)度l、寬度d分別為50 mm,2 mm,兩射流出口間距為16 mm,射流出射角度為150°,相關(guān)無(wú)量綱參數(shù)為d/c=0.0087.飛行試驗(yàn)時(shí),設(shè)置正弦波驅(qū)動(dòng)頻率為激勵(lì)器共振頻率——510 Hz (F+=3.91),驅(qū)動(dòng)電壓為±170 V,單個(gè)膜片的驅(qū)動(dòng)功率為3.7 W,距離出口1、出口2 中心處1 mm 的射流峰值速度分別為36.44 m/s,34.07 m/s.

圖3 偏航反向DSJ 控制激勵(lì)器結(jié)構(gòu)示意圖Fig.3 Structure diagram of the yaw reverse DSJ actuator

俯仰環(huán)量控制激勵(lì)器采用雙膜雙腔結(jié)構(gòu),中間腔體和側(cè)腔體由上、下兩膜片共同壓縮膨脹,兩膜片的驅(qū)動(dòng)方向相反,其整體結(jié)構(gòu)如圖4 所示.該激勵(lì)器長(zhǎng)、寬、高分別為59.5 mm,75.5 mm,20 mm,壓電振子直徑為50 mm,單個(gè)重量為47 g.兩個(gè)射流出口長(zhǎng)l′、寬h′均為51.5 mm,1 mm,Coanda 半徑r′為9 mm,相關(guān)無(wú)量綱尺寸參數(shù)為r′/c′=0.055 2,h′/c′=0.006 13,其中c′為平尾弦長(zhǎng).飛行試驗(yàn)時(shí),設(shè)置正弦波驅(qū)動(dòng)頻率為激勵(lì)器共振頻率(530 Hz),驅(qū)動(dòng)電壓為 ±170 V,單個(gè)膜片的驅(qū)動(dòng)功率為4.3 W,距離出口1、出口2 中心處1 mm 的射流峰值速度分別為31.65 m/s,28.98 m/s.

圖4 俯仰環(huán)量控制激勵(lì)器結(jié)構(gòu)示意圖Fig.4 Structure diagram of the pitch CC actuator

2 試驗(yàn)平臺(tái)與方法

2.1 無(wú)人試飛平臺(tái)及控制策略

選取一架具有上單翼、倒V 尾的常規(guī)布局飛行器作為試飛平臺(tái),其中V 尾下,設(shè)置一段平尾,如圖5(a)所示,飛行平臺(tái)的具體參數(shù)如表1 所示,合成雙射流激勵(lì)器分布式布局方案如圖5(b)所示.

表1 無(wú)人飛行平臺(tái)具體尺寸Table 1 Detailed size of UAV platform

圖5 無(wú)人試飛平臺(tái)Fig.5 Unmanned flight test platform

在激勵(lì)器分布式布局中,滾轉(zhuǎn)環(huán)量控制激勵(lì)器分布式布置于兩側(cè)機(jī)翼翼尖后緣處,射流出口靠近壓力面,通過(guò)減小控制側(cè)機(jī)翼環(huán)量,減小升力、增大阻力,該控制方式已在文獻(xiàn)[1]中進(jìn)行了數(shù)值驗(yàn)證,以下將此種控制方式稱為負(fù)環(huán)量控制,并通過(guò)其實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制.在單側(cè)機(jī)翼中,滾轉(zhuǎn)環(huán)量控制激勵(lì)器沿展向布置4 個(gè),總長(zhǎng)度為260 mm.

偏航反向DSJ 控制激勵(lì)器布置于兩側(cè)機(jī)翼靠近翼尖20%的弦長(zhǎng)處,分別沿吸力面、壓力面展向均勻布置,通過(guò)反向DSJ,增加控制側(cè)機(jī)翼阻力,實(shí)現(xiàn)偏航姿態(tài)控制,該控制方案已在文獻(xiàn)[30]中進(jìn)行了數(shù)值驗(yàn)證.在單側(cè)機(jī)翼中,偏航反向DSJ 控制激勵(lì)器上、下沿展向均勻布置3 個(gè),總長(zhǎng)度為180 mm.

俯仰環(huán)量控制激勵(lì)器分布式布置于V 尾下的平尾后緣,環(huán)量控制射流出口靠近壓力面,通過(guò)出口1 和2 的綜合作用,減小平尾環(huán)量,降低平尾升力,實(shí)現(xiàn)抬頭控制,該控制方案已在文獻(xiàn)[31]中進(jìn)行了數(shù)值驗(yàn)證.該激勵(lì)器沿平尾展向均勻布置8 個(gè),總長(zhǎng)度為476 mm.值得注意的是,該激勵(lì)器與滾轉(zhuǎn)環(huán)量控制激勵(lì)器效果一致,但其產(chǎn)生的升、阻力變化量更大[31],若用于滾轉(zhuǎn)控制,會(huì)增強(qiáng)橫、航向耦合,不利于控制系統(tǒng)設(shè)計(jì),而俯仰控制所需的氣動(dòng)力變化量相對(duì)較大,故此處僅在俯仰通道應(yīng)用該激勵(lì)器.需要說(shuō)明的是,該激勵(lì)器由于其布局形式只能起到減小平尾升力的作用,無(wú)法實(shí)現(xiàn)升力增加,所以只能進(jìn)行抬頭控制.

2.2 飛行航線及試驗(yàn)方法

試飛的飛行航線如圖6 所示:在A點(diǎn),飛行器由右轉(zhuǎn)彎狀態(tài)改出,借助機(jī)械舵面在到達(dá)B點(diǎn)前進(jìn)入平飛狀態(tài);到達(dá)B點(diǎn)后,飛行器近似保持穩(wěn)定平飛,機(jī)械舵面停止操控;到達(dá)C點(diǎn)時(shí),姿態(tài)控制激勵(lì)器開始工作,控制飛行器姿態(tài);在D點(diǎn),機(jī)械舵面介入控制,操控飛行器恢復(fù)正常航線飛行,之后飛行器在舵面和激勵(lì)器的共同作用下進(jìn)入右轉(zhuǎn)彎,在E點(diǎn),關(guān)閉激勵(lì)器,借助機(jī)械舵面保持飛行器右轉(zhuǎn)彎狀態(tài).本研究著重分析在C點(diǎn)開啟激勵(lì)器后,無(wú)舵面操縱情況下的動(dòng)態(tài)響應(yīng).

圖6 飛行航線Fig.6 Flight route

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

在飛行速度為30 m/s 的巡航工況下,測(cè)試了分布式三軸姿態(tài)控制合成雙射流激勵(lì)器對(duì)滾轉(zhuǎn)、偏航、俯仰的控制能力,以下分別對(duì)這三個(gè)通道的試飛工況進(jìn)行分析.

3.1 滾轉(zhuǎn)操控

開啟左側(cè)滾轉(zhuǎn)控制激勵(lì)器負(fù)環(huán)量控制前、后的飛行狀態(tài)機(jī)上視角對(duì)比如圖7 所示.可以發(fā)現(xiàn),在施加控制后,飛行器實(shí)現(xiàn)了向左滾轉(zhuǎn),這是因?yàn)?在左側(cè)負(fù)環(huán)量控制作用下,飛行器左側(cè)機(jī)翼升力減小,會(huì)受到向左的滾轉(zhuǎn)力矩,故會(huì)向左滾轉(zhuǎn).控制過(guò)程中的飛行姿態(tài)參數(shù)變化如圖8 所示.通過(guò)區(qū)間C-D觀察激勵(lì)器的控制效果,在C點(diǎn)作動(dòng)器開始控制飛行器,在D點(diǎn)機(jī)械舵面介入控制,可以發(fā)現(xiàn),左側(cè)負(fù)環(huán)量控制激勵(lì)器的開啟產(chǎn)生了向左的滾轉(zhuǎn)角速度,并不斷增大,最大滾轉(zhuǎn)角速度可達(dá)16.87°/s,飛行器向左發(fā)生滾轉(zhuǎn),且滾轉(zhuǎn)角不斷增大;滾轉(zhuǎn)角速度的變化幾乎沒有延遲,滾轉(zhuǎn)角的變化存在約0.15 s 的延遲.

圖7 左側(cè)滾轉(zhuǎn)CC 激勵(lì)器控制前、后的飛行狀態(tài)對(duì)比Fig.7 Comparison of flight status before and after left-side CC

圖8 左側(cè)滾轉(zhuǎn)CC 激勵(lì)器控制下的飛行姿態(tài)參數(shù)變化Fig.8 Flight attitude parameter changing process under control of left-side CC

開啟右側(cè)滾轉(zhuǎn)控制激勵(lì)器負(fù)環(huán)量控制前、后的飛行狀態(tài)對(duì)比如圖9 所示,可發(fā)現(xiàn),在施加控制后,飛行器實(shí)現(xiàn)了向右滾轉(zhuǎn),這是因?yàn)?在右側(cè)負(fù)環(huán)量控制作用下,飛行器右側(cè)機(jī)翼升力減小,飛行器會(huì)受到向右的滾轉(zhuǎn)力矩,故會(huì)向右滾轉(zhuǎn).控制過(guò)程中的飛行姿態(tài)參數(shù)變化如圖10 所示,可發(fā)現(xiàn),右側(cè)負(fù)環(huán)量控制激勵(lì)器的開啟產(chǎn)生了向右的滾轉(zhuǎn)角速度,并不斷增大,最大滾轉(zhuǎn)角速度達(dá)10.03°/s,飛行器向右發(fā)生滾轉(zhuǎn),且滾轉(zhuǎn)角不斷增大;滾轉(zhuǎn)角速度的變化幾乎沒有延遲,滾轉(zhuǎn)角的變化存在約0.21 s 的延遲.能實(shí)現(xiàn)的最大右滾轉(zhuǎn)角速度要小于最大左滾轉(zhuǎn)角速度,這可能是由于空中側(cè)風(fēng)所致.

圖9 右側(cè)滾轉(zhuǎn)CC 激勵(lì)器控制前、后的飛行狀態(tài)對(duì)比Fig.9 Comparison of flight status before and after right-side CC

圖10 右側(cè)滾轉(zhuǎn)CC 激勵(lì)器控制下的飛行姿態(tài)參數(shù)變化Fig.10 Flight attitude parameter changing process under control of right-side CC

3.2 偏航操控

開啟左側(cè)反向DSJ 激勵(lì)器控制前、后的飛行狀態(tài)機(jī)上視角對(duì)比如圖11 所示,可以發(fā)現(xiàn),在施加控制后,飛行器實(shí)現(xiàn)了向左偏航,并帶有左滾轉(zhuǎn).這是因?yàn)?在左側(cè)反向DSJ 控制下,飛行器左側(cè)機(jī)翼阻力增大,受到向左的偏航力矩,故會(huì)產(chǎn)生右側(cè)滑,右側(cè)滑導(dǎo)致了左滾轉(zhuǎn).控制過(guò)程中的飛行姿態(tài)參數(shù)變化如圖12 所示,可發(fā)現(xiàn),左側(cè)反向DSJ 控制激勵(lì)器的開啟產(chǎn)生了向左的偏航角速度,并不斷增大,最大偏航角速度可達(dá)8.12°/s,同時(shí)在該構(gòu)型下,右側(cè)滑也會(huì)產(chǎn)生向左的滾轉(zhuǎn)角速度,促使飛行器向左發(fā)生滾轉(zhuǎn),且滾轉(zhuǎn)角不斷增大;滾轉(zhuǎn)、偏航角速度的變化幾乎沒有延遲,滾轉(zhuǎn)角的變化存在約0.81 s 的延遲.

圖11 左側(cè)反向DSJ 激勵(lì)器控制前、后的飛行狀態(tài)對(duì)比Fig.11 Comparison of flight status before and after left-side reverse DSJ

圖12 左側(cè)反向DSJ 激勵(lì)器控制下的飛行姿態(tài)參數(shù)變化Fig.12 Flight attitude parameter changing process under control of left-side reverse DSJ

開啟右側(cè)反向DSJ 激勵(lì)器控制前、后的飛行狀態(tài)對(duì)比如圖13 所示,可發(fā)現(xiàn),在施加控制后,飛行器實(shí)現(xiàn)了向右偏航,并帶有右滾轉(zhuǎn).這是因?yàn)?在右側(cè)反向DSJ 控制下,飛行器右側(cè)機(jī)翼阻力增大,受到向右的偏航力矩,故會(huì)產(chǎn)生左側(cè)滑,左側(cè)滑導(dǎo)致了右滾轉(zhuǎn).控制過(guò)程中的飛行姿態(tài)參數(shù)變化如圖14 所示,可發(fā)現(xiàn),右側(cè)反向DSJ 控制激勵(lì)器的開啟產(chǎn)生了向右的偏航角速度,并不斷增大,最大偏航角速度可達(dá)9.09°/s,同時(shí)在該構(gòu)型下,左側(cè)滑也會(huì)產(chǎn)生向右的滾轉(zhuǎn)角速度,促使飛行器向右發(fā)生滾轉(zhuǎn),且滾轉(zhuǎn)角不斷增大;滾轉(zhuǎn)、偏航角速度的變化幾乎沒有延遲,滾轉(zhuǎn)角的變化存在約0.68 s 的延遲.

圖13 右側(cè)反向DSJ 激勵(lì)器控制前、后的飛行狀態(tài)對(duì)比Fig.13 Comparison of flight status before and after right-side reverse DSJ

圖14 右側(cè)反向DSJ 激勵(lì)器控制下的飛行姿態(tài)參數(shù)變化Fig.14 Flight attitude parameter changing process under control of right-side reverse DSJ

3.3 俯仰控制

開啟布置在V 尾下方平尾的俯仰環(huán)量控制激勵(lì)器控制前、后的飛行狀態(tài)機(jī)上視角對(duì)比如圖15 所示,可發(fā)現(xiàn),在施加控制后,飛行器有明顯抬頭,俯仰角增大.這是因?yàn)?在激勵(lì)器控制作用下,飛行器尾部平尾升力減小,受到抬頭力矩作用,且力臂較長(zhǎng),故飛行器抬頭趨勢(shì)明顯.控制過(guò)程中的飛行姿態(tài)參數(shù)變化如圖16 所示,可發(fā)現(xiàn),激勵(lì)器的開啟產(chǎn)生了抬頭角速度,并呈現(xiàn)出波動(dòng)增大的趨勢(shì),該波動(dòng)可能是由合成雙射流控制力矩、自身飛行穩(wěn)定力矩以及空中側(cè)風(fēng)綜合作用所致,最大抬頭角速度可達(dá)7.68°/s,且俯仰角不斷增大;俯仰角速度的變化幾乎沒有延遲,俯仰角的變化存在約0.45 s 的延遲.

圖15 俯仰CC 激勵(lì)器控制前、后的飛行狀態(tài)對(duì)比Fig.15 Comparison of flight status before and after the pitch CC

圖16 俯仰CC 激勵(lì)器控制下的飛行姿態(tài)參數(shù)變化Fig.16 Flight attitude parameter changing process under control of pitch CC

通過(guò)觀察上述飛行參數(shù)的變化,可發(fā)現(xiàn)在利用分布式合成雙射流技術(shù)進(jìn)行三軸姿態(tài)控制時(shí),三軸姿態(tài)角速度都會(huì)產(chǎn)生一定的波動(dòng):一方面這是由于DSJ 操控時(shí)間過(guò)短,飛行器姿態(tài)參數(shù)變化還沒穩(wěn)定,故波動(dòng)較大;另一方面,這可能也與分布式合成雙射流操控力矩與飛行器自身穩(wěn)定力矩及空中側(cè)風(fēng)的綜合作用有關(guān).未來(lái)研究中,會(huì)將分布式三軸姿態(tài)控制合成雙射流激勵(lì)器耦合進(jìn)飛行控制系統(tǒng)中,來(lái)提高其控制穩(wěn)定性.

4 結(jié)論與展望

本研究對(duì)零質(zhì)量合成雙射流激勵(lì)器結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化,設(shè)計(jì)了分布式三軸姿態(tài)控制合成雙射流激勵(lì)器,并將其集成于常規(guī)布局飛行器中,通過(guò)飛行試驗(yàn),驗(yàn)證了自主可控的分布式合成雙射流技術(shù)對(duì)飛行器三軸姿態(tài)的控制能力,結(jié)果表明:

(1) 自主可控的分布式合成雙射流技術(shù)可以通過(guò)主動(dòng)流動(dòng)控制,實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器巡航時(shí)的無(wú)舵面三軸姿態(tài)操控;

(2) 分布式三軸姿態(tài)控制合成雙射流激勵(lì)器可實(shí)現(xiàn)的最大滾轉(zhuǎn)角速度、偏航角速度及俯仰角速度分別為16.87°/s,9.09°/s,7.68°/s.

與背負(fù)氣源、引氣等方案相比,當(dāng)前試飛的分布式合成雙射流技術(shù)控制能力稍顯不足,這一方面是由于激勵(lì)器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)不恰當(dāng),致使腔體流阻較大,射流速度偏低;一方面是受激勵(lì)器電源適配器限制,無(wú)法發(fā)揮分布式合成雙射流的最佳控制效果.故下一步研究中,將通過(guò)改進(jìn)分布式三軸姿態(tài)控制合成雙射流激勵(lì)器結(jié)構(gòu)及優(yōu)化電源適配器兩方面來(lái)提升分布式合成雙射流的流場(chǎng)控制能力.