CN102336267A - 一种飞行模式可变的旋转机翼飞机 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种飞行模式可变的旋转机翼飞机，包括有机身，鸭翼，旋转机翼，尾翼和动力系统，其特征在于：鸭翼对称安装在机身头部两侧；尾翼包括垂直尾翼和水平尾翼，垂直尾翼安装在机身后部，水平尾翼安装在垂直尾翼顶端，形成“T”型尾翼；鸭翼，旋转机翼和水平尾翼在飞机Z方向形成由低到高的阶梯式布局；在鸭翼和水平尾翼上安装有增升装置，在过渡飞行过程中，鸭翼和水平尾翼上产生的升力满足飞机可控飞行所需升力要求。本发明可避免旋翼飞行模式下旋转机翼下洗气流对尾翼的直接冲击，减小旋转机翼下洗气流对平尾的干扰，保证了飞机在旋翼飞行模式和过渡飞行过程中可控。

Description

一种飞行模式可变的旋转机翼飞机

技术领域

本发明涉及航空飞行器技术领域，具体为一种飞行模式可变的旋转机翼飞机。

背景技术

飞机设计的研究者们一直想设计一种飞机兼具高速飞行和狭小空间起降能力，目前在实际应用中，比较成熟的可垂直起降的高速飞行器有类似于“鹞”式攻击机这样的喷气式飞机，以及像V-22“鱼鹰”这样的倾转旋翼飞机。“鹞”式飞机为常规布局，主要利用偏转发动机喷口，改变推力方向的方法实现了垂直起降，但这种实现方式耗油量较大，对发动机要求很高，垂直起降时飞机载荷有限，航程和航时较短；倾转旋翼飞机利用机翼两端的可倾转旋翼实现垂直起降，前飞时旋翼向前倾转成为螺旋桨提供飞机前飞拉力，该类飞行器机械传动系统复杂，结构复杂度高，导致安全性和维护性不佳，旋翼倾转过渡过程控制难度高，动力稳定性差，而且旋翼与机翼之间的气动干扰非常严重。

美国还提出了一种鸭式旋转机翼飞机(CRW)的概念，并制造出两架X-50A“蜻蜓”无人飞行验证机。在目前公开的资料中，X-50A由机身，通过桨毂连接在机身上部的旋转机翼，鸭翼，H型尾翼，涡轮风扇发动机及其燃油系统和飞行控制系统组成；飞机在进行旋翼模式飞行时，旋转机翼高速旋转作旋翼使用，使飞机可以进行垂直起飞和降落，当旋转机翼锁定作为固定翼时，飞机以固定翼模式进行高速飞行。

鸭式旋转机翼飞机解决了倾转旋翼飞机的机械结构复杂等问题，但是两架“蜻蜓”验证机的先后坠毁说明了目前公开的鸭式旋转机翼飞机的技术方案中仍然存在较多严重问题，尤其是飞机在旋翼飞行模式和过渡过程飞行时，旋转机翼下洗气流与尾翼之间会产生强烈的气流干扰，使飞机产生较大和难控的非定常、非线性气动载荷。因此需要对旋转机翼飞机进行进一步研究，使飞机满足在旋翼飞行模式和过渡飞行过程中可控的要求。

发明内容

要解决的技术问题

为解决现有技术中的问题，提供一种适合实用的，在旋翼飞行模式和过渡飞行过程中可控的旋转机翼飞机，本发明提出了一种飞行模式可变的旋转机翼飞机。

技术方案

本发明的技术方案为：

所述一种飞行模式可变的旋转机翼飞机，包括有机身，鸭翼，通过桨毂连接在机身上部的旋转机翼，尾翼和动力系统，其特征在于：鸭翼对称安装在机身头部两侧；尾翼包括垂直尾翼和水平尾翼，垂直尾翼安装在机身后部，水平尾翼安装在垂直尾翼顶端，形成“T”型尾翼；鸭翼，旋转机翼和水平尾翼在飞机Z方向形成由低到高的阶梯式布局；其中Z方向为欧美坐标系下的Z方向；在鸭翼和水平尾翼上安装有增升装置，在旋转机翼卸载的过渡飞行过程中，鸭翼和水平尾翼上产生的升力满足飞机可控飞行所需升力要求；飞机的动力系统包括旋转机翼的旋转驱动系统和飞机前飞动力系统；在旋转机翼上安装有旋转机翼挥舞锁放机构和旋转机翼旋转锁放机构。

所述的一种飞行模式可变的旋转机翼飞机，其特征在于：鸭翼翼根弦线与旋转机翼翼根弦线在飞机Z方向的高度差为h₁，水平尾翼翼根弦线与旋转机翼翼根弦线在飞机Z方向的高度差为h₂，且h₁/2＜h₂＜2h₁。

所述的一种飞行模式可变的旋转机翼飞机，其特征在于：h₁大于鸭翼翼根处弦长。

所述的一种飞行模式可变的旋转机翼飞机，其特征在于：当旋转机翼由旋转机翼挥舞锁放机构和旋转机翼旋转锁放机构锁定为固定翼时，鸭翼与旋转机翼为远距耦合。

所述的一种飞行模式可变的旋转机翼飞机，其特征在于：鸭翼为全动鸭翼，水平尾翼为全动平尾。

所述的一种飞行模式可变的旋转机翼飞机，其特征在于：旋转机翼桨毂为跷跷板式。

所述的一种飞行模式可变的旋转机翼飞机，其特征在于：旋转机翼采用椭圆翼型。

有益效果

本发明提出的一种飞行模式可变的旋转机翼飞机，相比于X-50A“蜻蜓”验证机，采用了T型尾翼，并通过大量的吹风和数值模拟试验，得到了既满足鸭翼、旋转机翼以及尾翼之间气流干扰小，又满足结构强度要求的飞机布局形式：水平尾翼高度处于h₁/2＜h₂＜2h₁范围内时，可避免旋翼飞行模式下旋转机翼下洗气流对尾翼的直接冲击，减小旋转机翼下洗气流对平尾的干扰，保证了飞机在旋翼飞行模式和过渡飞行过程中可控，而在固定翼飞行模式下，鸭翼与旋转机翼的高度差h₁大于鸭翼翼根处弦长，以及鸭翼与旋转机翼采用远距耦合形式，最大限度降低了鸭翼下洗流对旋转机翼和尾翼的干扰；另外处于h₁/2＜h₂＜2h₁范围内的T尾布局，也没有产生不能接受的结构重量，满足飞机结构的可行性要求。

附图说明

图1：本发明的侧视图；

图2：本发明的俯视图；

图3：本发明的前视图；

图4：本发明的结构示意图；

图5：不同尾翼形式的旋转机翼飞机在采用旋翼飞行模式前飞时的俯仰力矩系数对比图；

其中：1-鸭翼；2-机身；3-旋转机翼；4-旋转机翼翼尖喷口；5-旋转机翼桨榖；6-垂直尾翼；7-水平尾翼；8-变距螺旋桨；9-航向控制喷口

具体实施方式

下面结合具体实施例描述本发明：

本实施例为一架飞行模式可变的旋转机翼飞机的无人验证机，飞机的设计起飞总重为466kg。飞行模式为：飞机起飞时，采用旋翼飞行模式，旋转机翼驱动系统驱动旋转机翼3高速旋转，使飞机垂直离地起飞及低速前飞；当飞行速度达到转换速度后，旋转机翼3卸载并通过旋转机翼挥舞锁放机构和旋转机翼旋转锁放机构将旋转机翼3锁定为固定翼，此过程中鸭翼1和水平尾翼7作为主升力面提供升力，飞机前进动力系统提供飞机前飞的动力，进入固定翼飞行模式，这里的转换速度为飞机设计时人为设定的速度值，鸭翼1和水平尾翼7在该速度下能够产生维持飞机可控飞行所需的升力；在固定翼飞行模式中，旋转机翼3作为主升力面，鸭翼1和水平尾翼7主要起控制作用；当飞机降落时，鸭翼1和水平尾翼7作为主升力面提供升力，旋转机翼挥舞锁放机构和旋转机翼旋转锁放机构将旋转机翼3释放，旋转机翼3由旋转机翼驱动系统驱动开始旋转，产生拉力，再次进入旋翼飞行模式，通过旋转机翼3控制飞机垂直着陆。

该实施例包括有机身2，鸭翼1，通过桨毂连接在机身上部的旋转机翼3，尾翼和动力系统。旋转机翼驱动系统采用的是涡喷发动机，通过涡喷发动机喷气进入旋转机翼通气管道，气体由旋转机翼翼尖喷口4喷出，驱动旋转机翼3高速旋转。飞机前进动力系统采用的是涡桨发动机，带动机身后部的变距螺旋桨8驱动飞机高速前飞。

机身2内部包含有发动机、旋转机翼通气管道及操纵机构、燃油油箱、任务载荷和必要飞行仪器设备等，为减小旋转机翼3下洗尾流与机身2之间的气动干扰，在兼顾内部设备布置以及旋转机翼固定时翼面相对安装位置的情况下，需尽量减小机身2的外形尺寸，以减少阻力。本实施例中确定机身为椭圆截面，全长5.3m，最大截面等效直径0.9m。

旋转机翼3通过桨毂5连接在机身2上部，桨毂5为跷跷板式。旋转机翼3在起降飞行过程中高速旋转，在固定翼飞行模式中由旋转机翼挥舞锁放机构和旋转机翼旋转锁放机构将旋转机翼3的挥舞自由度和旋转自由度锁定，作为固定翼飞行。旋转机翼的翼型采用16％相对厚度的椭圆翼型，根稍比为2，展弦比为10，根弦长为0.48m，展长为3.6m。悬停时旋转机翼的拉力约为494kg，满足飞行要求。

鸭翼1对称安装在机身2头部两侧，且为全动鸭翼。鸭翼1所起作用为：在固定翼飞行模式中作为控制舵面；在飞行速度达到转换速度、旋转机翼卸载且不产生升力的过渡飞行过程中，鸭翼1作为升力面，与水平尾翼7配合提供飞机可控飞行所需升力。本实施例中，设定旋转机翼完全卸载时的转换速度为65m/s，鸭翼采用NACA23016翼型，鸭翼根弦长0.42m(鸭翼翼根埋入机身内)，稍弦长为0.22m，半展长为1.3m，面积为0.832m²，，四分之一弦线后掠角为8度，展弦比为8.125，在鸭翼上还安装有增升装置。

尾翼包括垂直尾翼6和水平尾翼7，垂直尾翼6安装在机身后部，水平尾翼7安装在垂直尾翼顶端，形成“T”型尾翼。垂直尾翼6主要起航向稳定性作用，同时也作为支撑水平尾翼7的结构。垂直尾翼6采用相对厚度较大的NACA0018翼型，面积0.35m²，展弦比1.21，根弦长0.63m，高0.65m，稍弦长0.44m，四分之一弦线后掠角13度。水平尾翼为全动尾翼，所起作用包括：在固定翼飞行模式中作为控制舵面，在过渡飞行过程中作为升力面，与鸭翼配合提供飞机可控飞行所需升力。水平尾翼采用NACA23016翼型，根弦长0.44m，稍弦长0.24m，半展长1.4m，，面积0.952m²，四分之一弦线后掠角3度，展弦比8.24。

为了减小鸭翼、旋转机翼以及尾翼之间的强烈气流干扰，增大飞机的稳定性，本实施例中鸭翼、旋转机翼以及水平尾翼在飞机Z方向形成由低到高的阶梯式布局，如图1所示，这里的坐标系采用的是欧美坐标系。采用这样的阶梯式布局，能够减小飞机在旋翼飞行模式和过渡飞行过程中旋转机翼对水平尾翼的强烈气流干扰，同时能够减小飞机在固定翼飞行模式中鸭翼下洗流对旋转机翼的气流干扰。

通过风洞试验和数值模拟计算，我们发现为了尽可能的降低鸭翼、旋转机翼以及尾翼之间的气流干扰，垂直尾翼高度应当尽可能的高，以增大旋转机翼与水平尾翼在Z方向的高度差，从而减小水平尾翼受旋转机翼下洗气流的影响，但是这两者并不是线性关系，当旋转机翼与水平尾翼在Z方向的高度差达到一定值后，水平尾翼受旋转机翼下洗气流的影响就变化很小，而且垂直尾翼高度还受到机身和垂直尾翼结构强度以及飞机总重的限制，所以需要合理选择旋转机翼与水平尾翼在Z方向的高度差，既降低了水平尾翼受旋转机翼下洗气流的影响，又满足飞机结构以及总重要求。我们取鸭翼翼根弦线与旋转机翼翼根弦线在飞机Z方向的高度差为h₁，水平尾翼翼根弦线与旋转机翼翼根弦线在飞机Z方向的高度差为h₂，通过大量风洞吹风实验和数值模拟计算，我们得到当h₁/2＜h₂＜2h₁，h₁大于鸭翼翼根处弦长时，能够实现大大降低飞机在旋翼飞行模式前飞时水平尾翼受旋转机翼下洗气流的影响，减少飞机在固定翼飞行模式下鸭翼对旋转机翼的影响，同时也满足飞机结构以及总重要求。本实施例中，h₁＝0.6m，h₁＝0.7m，图5中给出了不同尾翼形式的旋转机翼飞机在采用旋翼飞行模式前飞时的俯仰力矩系数对比图，其中μ为飞机旋翼飞行模式前飞时的前进比，C_mz为俯仰力矩系数，T型尾翼为本实施例中采用的尾翼形式，H型尾翼为X-50A采用的尾翼形式，从图中可以看出，飞机在旋翼飞行模式前飞时，T型尾翼构型中旋翼下洗气流引起的飞机俯仰力矩明显小于H型尾翼构型中旋翼下洗气流引起的飞机俯仰力矩，说明本实施例达到了降低减小旋转机翼下洗气流对平尾的干扰，保证了飞机在旋翼飞行模式和过渡飞行过程中可控的目的，同时该结构形式也没有产生不能接受的结构重量，满足了本实施例中飞机设计起飞总重为466kg的要求。

另外，本实施例中当旋转机翼由旋转机翼挥舞锁放机构和旋转机翼旋转锁放机构锁定为固定翼时，鸭翼与旋转机翼为远距耦合形式，最大限度降低了鸭翼尾流对旋转机翼的干扰。

Claims (7)

1.一种飞行模式可变的旋转机翼飞机，包括有机身，鸭翼，通过桨毂连接在机身上部的旋转机翼，尾翼和动力系统，其特征在于：鸭翼对称安装在机身头部两侧；尾翼包括垂直尾翼和水平尾翼，垂直尾翼安装在机身后部，水平尾翼安装在垂直尾翼顶端，形成“T”型尾翼；鸭翼，旋转机翼和水平尾翼在飞机Z方向形成由低到高的阶梯式布局；其中Z方向为欧美坐标系下的Z方向；在鸭翼和水平尾翼上安装有增升装置，在旋转机翼卸载的过渡飞行过程中，鸭翼和水平尾翼上产生的升力满足飞机可控飞行所需升力要求；飞机的动力系统包括旋转机翼的旋转驱动系统和飞机前飞动力系统；在旋转机翼上安装有旋转机翼挥舞锁放机构和旋转机翼旋转锁放机构。

2.根据权利要求1所述的一种飞行模式可变的旋转机翼飞机，其特征在于：鸭翼翼根弦线与旋转机翼翼根弦线在飞机Z方向的高度差为h1，水平尾翼翼根弦线与旋转机翼翼根弦线在飞机Z方向的高度差为h₂，且h₁/2＜h₂＜2h₁。

3.根据权利要求2所述的一种飞行模式可变的旋转机翼飞机，其特征在于：h₁大于鸭翼翼根处弦长。

4.根据权利要求3所述的一种飞行模式可变的旋转机翼飞机，其特征在于：当旋转机翼由旋转机翼挥舞锁放机构和旋转机翼旋转锁放机构锁定为固定翼时，鸭翼与旋转机翼为远距耦合。

5.根据权利要求3所述的一种飞行模式可变的旋转机翼飞机，其特征在于：鸭翼为全动鸭翼，水平尾翼为全动平尾。

6.根据权利要求3所述的一种飞行模式可变的旋转机翼飞机，其特征在于：旋转机翼桨毂为跷跷板式。

7.根据权利要求4至6任一所述的一种飞行模式可变的旋转机翼飞机，其特征在于：旋转机翼采用椭圆翼型。

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