CN102530237B - 带有可变几何形状的飞行器 - Google Patents

带有可变几何形状的飞行器 Download PDF

Info

Publication number
CN102530237B
CN102530237B CN201110320155.XA CN201110320155A CN102530237B CN 102530237 B CN102530237 B CN 102530237B CN 201110320155 A CN201110320155 A CN 201110320155A CN 102530237 B CN102530237 B CN 102530237B
Authority
CN
China
Prior art keywords
airfoil section
aircraft
outer airfoil
swing
wing
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201110320155.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN102530237A (zh
Inventor
J·塞弗特
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Defence and Space GmbH
Original Assignee
IDESD AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by IDESD AG filed Critical IDESD AG
Publication of CN102530237A publication Critical patent/CN102530237A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102530237B publication Critical patent/CN102530237B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/42—Adjusting about chordwise axes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B64C3/16—Frontal aspect
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/54—Varying in area
    • B64C3/546—Varying in area by foldable elements
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/56—Folding or collapsing to reduce overall dimensions of aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/06—Aircraft not otherwise provided for having disc- or ring-shaped wings
    • B64C39/068—Aircraft not otherwise provided for having disc- or ring-shaped wings having multiple wings joined at the tips
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/10—Wings
    • B64U30/12—Variable or detachable wings, e.g. wings with adjustable sweep
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/25—Fixed-wing aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2201/00—UAVs characterised by their flight controls
    • B64U2201/20—Remote controls
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Tires In General (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

本发明涉及一种带有用于使飞行特性匹配不同的飞行情况的可变几何形状的飞行器，其包括带有从两侧在横向(y)上伸出的成对的机翼的机身，机翼相应具有关于机身静止布置的内部机翼段和联接到其上的、围绕摆动轴线可摆动的外部机翼段。这种作为“变掠翼飞机”由现有技术已知的飞行器具有一系列缺点。利用本发明，提出一种替代的方案，在其中摆动轴线定向在与飞行器的纵向(x)偏离最大40°的方向上，即例如大致在该纵向(x)上定向。由此可有利地实现例如“空气动力学的偏差驱动”并且/或者消除在弱雷达标记的飞行器形状与实现不仅高能量效率的巡航而且灵活的飞行特性之间的目标冲突。

Description

带有可变几何形状的飞行器
技术领域
本发明涉及一种根据权利要求1的前序部分的带有用于匹配飞行特性的可变几何形状的飞行器和此外这种飞行器的使用或用于在飞行期间改变飞行器的几何形状的方法。
背景技术
由现有技术此类飞机已知为所谓变几何形状的飞机，简称“变掠翼飞机(Schwenkfluegler)”(例如“GrummanF-14Tomcat”、“Mikojan-GurewitschMiG-23和Mig-17”等)。
这种已知的飞行器包括机身(Rumpf)，机身带有从两侧在横向上伸出的成对的机翼，机翼相应具有关于机身静止布置的内部机翼段和联接在其处的、围绕摆动轴线可摆动的外部机翼段，其中，摆动轴线大致在飞行器的竖直方向上定向。
对于这种变掠翼飞机，借助于外部机翼段的可摆动性，机翼的掠形(Pfeilung)和由此几何形状(“构造”)在飞行期间可有利地被改变以匹配飞行特性(空气阻力、升力、机动性等)，以便因此考虑例如在不同的飞行情况中(例如起飞和着陆、巡航、军事战斗任务等)的各个要求。众所周知，较小的掠形例如对于在更大的距离上的高能量效率的飞行(巡航)是有利的，相反较大的掠形尤其对于在特别快速飞行时降低空气阻力带来优点。
但是已知的变几何形状的飞机也具有缺点。除了必须安装用于机翼摆动并且由此提高重量的偏差驱动之外，例如在军事领域中提出越来越高的关于“弱雷达标记的(radarsignaturarm)形状”的要求，以便避免飞行器被雷达截获和/或侦测或至少使变得困难。此外，在该应用领域中还要求，在飞行任务中，如对于战斗飞机应使不仅高能量效率的巡航、而且机动且灵活的飞行特性成为可能。针对满足这些要求的飞行器的设计目标是互补的(komplementaer)。特别高能量效率的巡航仅仅利用大伸展的机翼(细长翼)是可能的。但这种机翼由于例如围绕飞行器的纵轴的相对大的惯性矩而降低了机动性。此外，细长的机翼使合适的摆动运动学的构造(针对给定的机翼面积)变得困难。
发明内容
本发明的目的在于给出一种针对带有可变几何形状的飞行器的替代方案，借助于该方案使“摆动驱动”的简化成为可能，且上述的目标冲突可更好地处理，以便因此扩大例如飞行器的应用领域。
在本发明中，以这种类型的飞行器为出发点的目的由此实现，即，摆动轴线定向在与飞行器的纵向(对应于飞行方向)偏离最大40°、优选地最大20°的方向上。
例如，摆动轴线因此可大致在飞行器的纵向上定向。由此，尤其被认为是与飞行器的纵向偏离最大20°、优选地最大10°的定向。
如果摆动轴线并非精确地在纵向上定向，则根据优选的实施形式设置成摆动轴线关于水平面的倾斜角小于关于由纵向和竖直方向展开(aufspannen)的竖直平面的倾斜角。
通过外部机翼段围绕或多或少在纵向中定向的摆动轴线的可摆动性，有利地可能的是，利用同一飞行器完成否则至少需要两种不同的飞机构造的飞行任务。一方面，高能量效率的构造带有未摆动的外部机翼段和由此“伸展的”机翼，而另一方面(至少一个)机动的构造带有摆动的外部机翼段和这里“有效变短”的机翼。
本发明的另外的特别的优点在于，飞行器可设计有微弱的雷达标记(尤其还在机翼的摆动的状态下)，且摆动机构不必具有自身设置用于摆动的摆动驱动。而摆动可在充分利用空气动力学的力的情况下完成，该力在飞行期间作用于外部机翼段处。
“内部”(机翼段)与“外部”(机翼段)的概念涉及在未摆动状态下的布置，在其中外部机翼段在横向上观察处于比内部机翼段更外面。为了简单起见，针对两个不同机翼段的称呼也用于摆动的状态，尽管该称呼就此而言那么并非完全符合，即“外部机翼段”在摆动的状态下在横向上观察可与“内部机翼段”大致布置在相同的位置。
“机身”概念在本发明的意义中可非常广泛地理解为飞行器的在横向上观察的中央区域。在一个实施形式中，飞行器包括以下意义中的“传统的机身”，即它可清晰地与从两侧伸出的机翼划分开和/或区分开(对此典型的例子是在纵向上大致“雪茄形”地长形延伸的机身)。在另一实施形式中(其在专业领域中已知为“全翼式飞机构造”)，飞行器不包括证实地和/或清晰地可与从两侧伸出的机翼划分开的机身。在这种情况下，机身与机翼之间存在流线的过渡，或者机身在极端情况下由内部机翼段的在横向上观察的内部的端部自身形成。对于后者“全翼式飞机类型”，在横向上观察的飞行器中部可被视作机身。
这种新式方案尤其还适合于军事应用，它可作为无人驾驶的飞行器或作为有人驾驶的飞行器。
在优选的实施形式中，飞行器包括控制装置，其用于在飞行期间依照控制命令和/或根据至少一个飞行状态参数操控外部机翼段的自动摆动。
这种控制装置可体现所谓的航空电子设备(Avionik)(飞行控制系统)的一部分或与之相连接，以便为了实现自动的摆动调整例如设置在外部机翼段处的控制元件诸如舵(“副翼(Querruder)”)或其他可调整的、空气动力学上起作用的机翼部分(例如机翼上侧或下侧处的襟翼)。
在有人驾驶的飞行器的情况下，可提供相应的控制命令以通过飞行员的相应的操作命令起动自动摆动。对于无人驾驶的飞行器，控制命令可通过总归存在用于控制飞行器的远程控制系统传输到飞行器。在两种情况下，控制命令也可替代地或附加地以自动的方式生成(例如通过“自动驾驶仪”或另外的自动工作的飞行控制部)，以便对于预定的飞行路线使飞行器的特性(在各个实际的路线部段)大致匹配当地的要求。
飞行状态参数(替代或附加于用于起动和/或执行摆动过程的控制命令，其例如可作为传感地获得的测量变量被提出)可以包括诸如当前的飞行速度(优选地“真实的飞行速度”)、当前的空气动力学的负载情况、不同方向上的加速度、围绕不同轴线的转动加速度等。
根据一个实施形式，飞行器包括设置在摆动轴线区域中的稳定装置，用于在未摆动状态下相对于由例如空气动力学的力或还有惯性力引起的所不期望的摆动止动外部机翼段。在向上可摆动的外部机翼段的情况下，尤其要考虑升力，其否则在没有这种止动的情况下可能导致外部机翼段向上的所不期望的摆动。
该稳定装置根据改进方案借助于控制装置可这样操控，即，通过不激活或至少减小止动作用，摆动由作用在外部机翼段处的空气动力学的力触发。替代或附加于充分利用空气动力学的力，作为“摆动驱动”还可设置有另外的驱动、例如电驱动，其例如可安置在限定所涉及的摆动轴线的支承装置的区域中。
当从未摆动的机翼状态开始例如设置有外部机翼段向上的摆动时，为了引起该摆动因此有利地可利用总之在外部机翼段处存在的升力。为此只可适当地减小或完全消除稳定装置的止动作用。尤其在后者的情况下，如果外部机翼段设有可调节的控制元件(在最简单的情况下例如副翼)，该控制元件针对部分地或完全地通过空气动力学的力所实现的摆动过程可被适当地操控，则是有利的。它例如由所提及的控制装置控制，必要时与航空电子系统相连接。
优选地，摆动设置有至少110°、进一步优选地至少120°的摆动角度。对于这种情况，即，从外部机翼段的未摆动的状态开始多于一个另外的摆动状态可被占据，即可以分级地或无级地操控至少一个“中间位置”，因此上面所提及的摆动角度可理解为未摆动状态(“伸展的机翼”)与“最大摆动状态”(终端位置)之间的角度差。
概念“伸展的机翼”应当尤其表示例如外部机翼段关于内部机翼段的布置，在其中由这两个机翼段所展开的平面大致一致或在大多数情况下以较小的角度相交。
根据有利的实施形式，在最大摆动状态下外部机翼段的自由端部的边缘相互平行延伸，尤其两者大致在飞行器的纵向上(使得它们例如也可无隙地相接触)。
在一个实施形式中，飞行器包括(必要时另外的)稳定装置，用于在摆动状态、尤其例如“最大摆动”状态下止动外部机翼段的自由端部。对于这种止动存在不同的可能性：
在一个实施形式变体中，飞行器例如包括布置在机身处的稳定装置，用于将外部机翼段的自由的端部止动于机身处并且/或者在彼此处止动。
根据另一实施形式变体，这种稳定装置被布置在在竖直方向上从机身伸出的方向舵组(Seitenleitwerk)处(尤其在其自由端部处)。
根据另一实施形式变体，这种稳定装置被布置在在机身处在两侧在横向上伸出的升降舵组(Hoehenleitwerk)处。
这种稳定装置的又一实施形式变体例如设置成它自身布置在外部机翼段的自由端部处，以便在彼此处固定摆动的机翼段的自由端部(必要时没有连接至飞行器的机身或与机身成一定间距)。为了实现该实施形式变体，可达到彼此接合的联结件例如可设置在外部机翼段的自由端部处。
如已提及的那样，根据一个实施形式可设置成，在全翼式飞机(Nurfluegler)的意义下的飞行器不具有确定的机身。在该实施形式中，工作负载可被安置在机翼段中。飞行驱动可集成在例如在摆动轴线的区域中的翼面处。在内部的刚性机翼(“内部机翼段”)处可摆动的“外部机翼段”装配在其侧向的端部处，其中，其侧向的外端部在摆动的状态中优选地可彼此连接和止动。
在优选的实施形式中设置成，摆动轴线这样布置，即飞行器的翼展通过摆动可大致减半。鉴于此，例如可设置如下成，翼展可通过摆动过程减小至少40％、尤其减小至少50％。
在一个实施形式中设置成机翼在未摆动状态中具有正的前缘掠形(Vorderkantenpfeilung)和/或正的后缘掠形。
如果作为这样的外部机翼段在未摆动状态下在前缘处并且/或者后缘处具有正的掠形，则在适当选择摆动轴线的定向时，可以在摆动状态下实现对于许多应用或飞行情况有利的在前缘处或在后缘处的负的掠形(如果外部机翼段相应地被相当程度地摆动)。
就此而言要补充说明的是，外部机翼的掠形角度一方面在未摆动状态下并且另一方面在摆动状态下，相当程度上可彼此独立地选择(从在未摆动状态下确定的掠形开始，决定性地由摆动轴线的相应可选择的定向来确定在摆动状态下的掠形)。
在一个实施形式中设置成，外部机翼段的前缘的走向关于内部机翼段的前缘的走向向后错置，并且/或者外部机翼段的后缘的走向关于内部机翼段的后缘的走向向后错置。这种机翼错置(Versatz)、尤其在未摆动的机翼状态下通过降低空气阻力常常提供空气动力学优点。
在一个实施形式中，外部机翼段具有大致对称的翼面轮廓。在此要考虑的是，在外部机翼段的相应的相当程度的摆动时，其上侧和下侧彼此交换。就此而言如果是非对称的轮廓(其例如在未摆动状态下提供升力)，则由于在摆动状态下的压力作用(Abtriebswirkung)常常是有缺点的。在这方面，外部机翼段的带有操控可调节的、空气动力学作用的控制元件(例如舵等)的已提及的设计是非常有利的，以便通过这种元件的相应调节来调整外部机翼段取决于实际摆动状态的空气动力学的作用。优选地，外部机翼段相应设有舵(“副翼”)，其在所涉及的机翼段的大致整个长度(翼展)上(例如在其长度的至少90％上)延伸，由此它能够承担所谓的拱形襟翼(Woelbklappe)的功能。
根据用于改变根据本发明的飞行器的几何形状的方法的第一方面，设置成它在飞行期间在充分利用空气动力学的力的情况下实现改变，该力作用在外部机翼段处。
这些力例如取决于当前的飞行状态，使得通过飞行器的适当的控制可使得这种针对两个摆动方向的“空气动力学的摆动驱动”成为可能。在优选的改进方案中，外部机翼段自身设有可调节的、空气动力学作用的控制元件，优选地舵(在机翼后缘处)，使得或多或少可独立于当前的飞行状态通过该控制元件的对应调节来执行摆动。
布置在外部机翼段处的控制襟翼(Steuerklappe)和/或舵在此优选地这样设计，使得通过其调节可引起外部机翼段在两个摆动方向上的摆动。对于在外部机翼段的后缘处的舵，这可意味着它从外部机翼段的中间平面不仅可向上、而且可向下摆出。
根据用于改变飞行器的几何形状的该方法的改进方案设置成，飞行器装备有布置在摆动轴线的区域中的稳定装置，且该稳定装置以一定的阻力抵抗摆动运动。利用这种“摆动制动”可有利地避免过于快速的摆动。此外通过这种“缓冲了的摆动”可有利地简化在摆动期间用于控制在外部机翼段处的控制元件的控制开支。根据一个变体设置成，在执行摆动时使用一种摆动辅助装置，借助于该摆动辅助装置，需要时可施加制动摆动运动的转矩和/或支持转动运动的转矩到所涉及的外部机翼段上。对于制动的转矩和/或支持的转矩的需求例如可针对摆动过程的相应预先确定的分段已经由结构所决定地得出。替代地或附加地，这种需求也可基于由控制装置以传感的方式获得的摆动运动的参数(例如当前的摆动角度、当前的摆动角速度等)通过控制算法来确定，接下来该控制装置相应地操控摆动辅助装置。
根据上文所述的用于改变飞行器几何形状的另外的改进方案设置有摆动的控制部，即，基于以传感的方式所获得的摆动角度位置和所期望的摆动运动(例如时间上的摆动过程)实现飞行器的空气动力学作用的控制元件、尤其例如在外部机翼段处的控制襟翼或舵的调节。在摆动期间，控制元件的这样控制和调整的调节根据一个改进方案也可与上面所提及的摆动辅助装置的操控相结合。
根据用于改变飞行器的几何形状的方法的第二方面(其也可与第一方面相结合)设置成，在飞行期间在飞行状态下，几何形状的改变(通过外部机翼段的摆动)利用显著减小的空气动力学的力(尤其例如在外部机翼段处)实现。由此一方面减小了该风险，即，在飞行稳定性方面，由于摆动的起动而发生空气动力学特性的太剧烈的改变。另一方面，通过该措施在空气动力学的摆动驱动的情况下避免过于快速的摆动。如果为了引起摆动替代地或附加地设置有独立的驱动(例如电动机驱动)和/或所提及的摆动辅助装置，则有利地导致对这种驱动和/或这种装置的功率能力的更低的要求。
概念“显著减小的空气动力学的力”应理解为这种力，其引起作用到外部机翼段上的关于摆动轴线的转矩，其最高为对于正常的直线飞行(巡航)所产生的转矩的50％、优选地最高25％。
鉴于此，在所谓的弹道飞行(Parabelflug)期间例如可设置有摆动的执行。在弹道飞行期间，作用有很大程度上减小的空气动力学作用力，使得在本发明的范围中该特殊的飞行状态下有利地可用于改变飞行器的构造。
附图说明
接下来根据实施例参考附图进一步描述本发明。其中：
图1示出了根据实施例的根据本发明的飞行器的示意性的俯视图，在带有伸展的机翼的“第一构造”中示出，
图2示出了图1的飞行器的前视图，
图3示出了飞行器的俯视图，而在带有摆动的外部机翼段的“第二构造”中示出，
图4示出了图3的飞行器的前视图，以及，
图5示出了机翼沿着图3中的线V-V的剖面图。
具体实施方式
图1和图2示出了飞行器10，其包括带有从两侧在横向y上伸出的成对的机翼14-1和14-2的机身12，机翼14-1和14-2相应具有关于机身12静止布置的“内部机翼段”16-1或16-2和联接在其处的“外部机翼段”20-1或20-2，其关于内部机翼段16-1或16-2可围绕在纵向(飞行方向)x上定向的摆动轴线18-1或18-2摆动。
在该实施例中双重(机身中部的左边和右边)设置的、而其作用类似的部件(例如机翼14-1和机翼14-2)的参考数字都进行编号(相应通过连接符和数字“1”或“2”来补充)。在下文中也通过未加补充的参考数字涉及单个的这种部件或这种部件的整体。
在所示的实施例中，飞行器10的机身12在纵向x上长形延伸且成大致“雪茄形”。在所示的示例中，为了驱动在机身12的尾部区域中设置有喷气式发动机(Strahltriebwerk)22。
飞行器10的控制借助于航空电子系统24经由操控上可调整的、航空动力学上起作用的控制元件实现。在所示出的示例中，控制元件包括内部的侧翼26(在内部机翼段16处)、外部的侧翼28(在外部机翼段处)、升降舵(Hoehenruder)30(在其升降舵组处)和方向舵(Seitenruder)(在图中不可见，在方向舵组32处)。
所示的示例的特别之处为在纵向x上观察外部机翼段20-1或20-2相对内部机翼段16-1或16-2向后存在的错置。该错置提供了空气动力学优点且使能够不同于所示出的示例，尤其放弃升降舵组连同升降舵30。
利用外部机翼段20围绕摆动轴线18的可摆动性，以接下来详细描述的方法可改变飞行器10的几何形状或称“构造”。利用该变化可在飞行期间有利地实现飞行特性匹配不同的飞行情况。
从飞行器10的在图1和图2中所示出的“第一构造”出发，在所示出的示例中仅设置有另一构造，其在下文中被称为“第二构造”且在图3和图4中示出。
带有在横向y上“伸展的机翼”的第一构造(图1和图2)尤其设置用于起飞和着陆以及高能量效率的巡航，而第二构造(图3和图4)提供飞行器10的机动的和灵活的飞行特性，在其中外部机翼段20从其起始位置出来向上摆动大约140°(参看图2中的箭头)。
在所示的示例中，摆动轴线18大致位于两个机翼14的相应的翼展中部(从横向y上观察)的区域之中，使得对于根据第二构造(图3和图4)的摆动结束位置有利地造成机翼段20的彼此直接相邻的或接触的自由的端部。由此，这些自由端部在第二构造中可通过可带到相互接合的联结件36-1和36-2在彼此处固定，从而产生非常牢固的、从前面观察(参看图4)大致菱形的连接。大的升力或压力通过该连接更容易被吸收。此外在第二构造中，相比较而言“短的机翼”(在y方向上观察)是有利的，“短的机翼”在所示的示例中前后与机身12相连接，使得从上面观察也产生大致菱形的连接。有利地，在第二构造中，在强负载的飞行策略中所引起的在机翼14的区域中的弯曲力矩相对较小，这是因为杠杆臂几乎减半(与第一构造相比)。
航空电子系统24控制用于飞行器10的正常控制的控制元件的调节，并且此外还控制根据本发明所设置用于在飞行期间改变飞行器10的构造的摆动过程。根据优选的实施，在飞行状态下的构造改变利用在外部机翼段20处的显著减小的空气动力学的力实现，例如在所谓的弹道飞行期间。由此在摆动期间，在机翼14处的空气动力学的负载有利地被保持很小。
不同于所示出的示例，摆动轴线18也可略微偏离纵向x定向，例如与纵向x偏离小于30°。如果摆动轴线18不是精确地定向在纵向x上，则根据优选的实施形式变体设置成摆动轴线18关于水平面(x-y平面)的倾斜角小于关于由纵向x和竖直方向z展开的竖直平面(x-z平面)倾斜角。
两种构造之间的过渡借助于航空电子系统24通过外部机翼段的自动的摆动实现，其中，相应的摆动过程的起动可依照控制命令和/或根据至少一个传感地获得的飞行状态参数(例如飞行速度)进行。根据改进方案，在摆动过程的起动之后，航空电子系统24利用显著减小的空气动力学的力将飞行器10设置到飞行状态中，例如所谓的弹道飞行，以便使能够进行可尽可能好地控制的摆动过程。
有利地，摆动在充分利用空气动力学的力的情况下完成，该力在飞行期间作用在外部机翼段20和/或其副翼28处。因此在所示的示例中，放弃本身设置用于摆动的驱动(例如电驱动)。
从第一构造(图1和2)开始，例如在消除设置在摆动轴线18的区域中的支承装置34的止动作用之后，实现外部机翼段20空气动力学驱动的摆动(此处：向上大约140°)到第二构造(图3或图4)中。
在摆动过程期间，支承装置34提供一定的制动力(或制动力矩)，以便避免过于快速的摆动。例如可基于液压的制动装置中的粘性的机油摩擦提供这种制动作用。必要时，所涉及的制动装置可根据传感地获得的飞行状态参数进行控制，并且/或者提供依赖于当前摆动角度的制动作用。
在第一构造(图1和图2)中的飞行期间，同一支承装置34另一方面作为稳定装置起作用以在未摆动状态(第一构造)下相对于所不期望的摆动可靠地止动外部机翼段20。
根据当前的飞行状态，为了引起摆动，外部副翼28的相应控制的舵偏转(Ruderausschlag)可以是必需的，或者为了获得带有所期望的速度的“明确规定的”摆动过程可使用该舵偏转。为此例如可借助于航空电子系统24实现外部的副翼28的合适的控制并且/或者基于传感地获得的飞行状态参数(尤其包括当前的摆动角度)实现其他控制元件的合适的控制。
同样“空气动力学驱动地”从第二构造(图3和图4)开始，由控制元件通过航空电子系统24的适当的控制也可发动或执行构造变化回到第一构造之中(图1和图2)。
在所示的示例中因此对于两个摆动方向优选地不需要附加的驱动(例如在支承装置的区域中的电驱动)，以便将机翼14带到相应期望的构造中。
在第二构造(图3和图4)中通过另外的稳定装置也实现机翼构造有利的稳定，该稳定装置在所示的示例中由已经提及的、可达到彼此接合的联结件36-1和36-2构成，联结件36-1和36-2布置在外部机翼段20-1或20-2的自由的端部处并用于在最大摆动状态下(第二构造)止动外部机翼段的自由的端部。
通过同样借助于航空电子系统24控制的联结件36，外部机翼段20的自由的端部在所示的示例中在第二构造中在彼此处止动。替代地或附加地，通过相应修改的联结件36和另外的联结件的布置，例如可设置成该端部止动于机身12处或止动于飞行器10的静止布置在机身12处的部分处。为此，机身12的合适的部分例如为方向舵组32和升降舵组。
替代地或附加地，为了稳定第二构造还设置有止动作用，其由支承装置32(在摆动轴线18的区域中)提供。如果通过支承装置34例如反正形成了已提及的摆动制动和/或摆动辅助装置，则止动作用在结构上可有利地设置为带有“锁止的制动作用”的该支承装置34的极限的调节。
根据也设置在所示的示例中的优选的设计方案，在最大摆动状态下(此处：第二构造)外部机翼段的自由的端部的边缘彼此平行地、尤其两者大致在纵向x上延伸，使得两者例如可无隙地相接触并且/或者以简单的方式使用所提及的联结件以稳定第二构造。
不同于所示实施例，除了第一和第二构造，还设置有至少一个带有关于第一构造小于140°的摆动角度的“中间位置”，在其中支承装置34可设置有外部机翼段20相对于摆动的相应的止动。
在所示的示例中，不仅内部机翼段16而且外部机翼段20在第一构造(图1和图2)中都相应拥有正的前缘掠形和正的后缘掠形。在摆动至第二构造(图3和图4)中之后，对于外部机翼段相反则得到负的前缘掠形和负的后缘掠形。
通过第二构造中的该“掠形组合”(前面正的掠形和后面负的掠形)，实现了良好的飞行稳定性和可控制性。在重心与空气动力学的作用点之间产生适宜的纵向间距。此外通过机翼段16和20的所提及的掠形获得从前面和从后面有利地减小的雷达标记。最后，在跨音速和超音速的速度范围中获得较小的波阻。
不同于所示的示例，而在第二构造中同样可设置有机翼段20的正的掠形。为了以该方式修改所示的示例，例如可选择摆动轴线18的定向，其尽管同样在水平面(x-y平面)上延伸，但与竖直平面(x-z平面)偏离一定角度延伸，该角度大于在第一构造中的机翼段20的“掠形角度”(此处：大约30°)。
此外不同于所示的示例，也可考虑如下布置，在其中外部机翼段20在未摆动状态下具有接近于0°(例如小于10°)的前缘掠形和/或后缘掠形。
图5是沿着图3中的线V-V的剖面图，且表明了在第二构造中机翼段16-1和20-1的轮廓的相对布置和定向。
如所示出的那样，内部机翼段16-1具有(针对两种构造)相对于在纵向x上的气流的相同的正的定位角(Anstellwinkel)a。在图5中所示出的第二构造中，外部机翼段20(考虑围绕此处在纵向x上定向的摆动轴线18的摆动)具有负的定位角，数值为b。
鉴于在两种构造中有利的飞行特性和飞行稳定性，(正)的定位角a的数值优选地大于定位角b的数值。
为了在外部机翼在两种构造之间过渡时补偿或避免由定位角b的正负符号变换(Vorzeichenwechsel)引起的空气动力学的升力作用的反转，在所示的示例中在大致整个长度上(在横向y上)延伸的外部的副翼28是非常有帮助的。该副翼28在该情况下一定程度上可作为“拱形襟翼”起作用，以便能够在相应的构造状态或摆动状态中有目的地调整所期望的升力作用或压力作用。
此外鉴于此，如果如所示那样至少外部机翼段20具有关于其弦线大致对称的轮廓，则是优选的。
通过不仅内部机翼段16而且外部机翼段20带有以副翼26或28(其在第二构造中在纵向x上观察位于“前面和后面”)的形式的控制面的设置，有利地可获得总升力的非常直接的和有效的改变。在该情况下，在控制飞行器时，副翼有利地如升降舵一样使用并且被对称地偏转。对于传统的飞行器，为此首先必须围绕横向轴线(方向y)旋转，以便改变机翼14处的定位角和由此升力。结果是时间延迟的作用。

Claims (13)

1.一种带有用于匹配飞行特性的可变几何形状的飞行器，其包括：
机身；
在两侧上在横向上从机身伸出的成对的机翼，其中，该成对的机翼中的每个机翼具有关于机身静止布置的内部机翼段和与该内部机翼段相邻的外部机翼段，外部机翼段设置成能够围绕摆动轴线摆动，其中，所述摆动轴线定向在与飞行器的纵向偏离最大40°的方向上，且大致在所述纵向上定向，其中，当外部机翼段处于未摆动状态中时，
外部机翼段的前缘的走向关于内部机翼段的前缘的走向向后错置，且外部机翼段的后缘的走向关于内部机翼段的后缘的走向向后错置，以使得，外部和内部机翼的前缘在摆动轴线处错置且外部和内部机翼的后缘在摆动轴线处错置，
其中，外部机翼段完全地在内部机翼段之后。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其还包括控制装置(24)，所述控制装置(24)用于在飞行期间依照控制命令和/或根据至少一个飞行状态参数操控所述外部机翼段(20)的自动的摆动。
3.根据前述权利要求1至2中任一项所述的飞行器，其特征在于，在充分利用空气动力学的力的情况下完成所述摆动，所述空气动力学的力在飞行期间作用到所述外部机翼段(20)处。
4.根据前述权利要求1至2中任一项所述的飞行器，其还包括设置在所述摆动轴线(18)的区域中的稳定装置，所述稳定装置用于在未摆动的状态中相对于由空气动力学的力所引起的不期望的摆动止动所述外部机翼段(20)。
5.根据权利要求4所述的飞行器，其特征在于，所述稳定装置借助于控制装置(24)能够这样操控，即，通过不激活或至少减小止动作用来设置由作用在所述外部机翼段(20)处的空气动力学的力所引起的摆动。
6.根据前述权利要求1至2中任一项所述的飞行器，其特征在于，使得带有至少110°的摆动角度的所述摆动是可能的。
7.根据前述权利要求1至2中任一项所述的飞行器，其还包括用于在摆动状态中止动所述外部机翼段(20)的自由端的稳定装置。
8.根据前述权利要求1至2中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述摆动轴线(18)这样布置，使得所述飞行器的翼展通过所述摆动大致减半。
9.根据前述权利要求1至2中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述机翼(14)在未摆动状态中具有正的前缘掠形和/或正的后缘掠形。
10.根据前述权利要求1至2中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述外部机翼段(20)的前缘的走向关于所述内部机翼段(16)的前缘的走向向后错置，并且/或者所述外部机翼段(20)的后缘的走向关于所述内部机翼段(16)的后缘的走向向后错置。
11.根据前述权利要求1至2中任一项所述的飞行器，其特征在于，使得带有至少120°的摆动角度的所述摆动是可能的。
12.一种用于改变飞行器的几何形状的方法，其包括：
通过调节布置在外部机翼段上的控制襟翼或舵而在飞行期间改变具有联接至铰接的外部机翼段的固定的内部机翼段的飞行器的几何形状，以使得，利用作用在飞行器的外部机翼段上的空气动力学的力来实现外部机翼段在摆动的状态和未摆动的状态之间的摆动，且其中，空气动力学的力是起作用以使外部机翼段在摆动方向上摆动的唯一的力，其中，外部机翼段完全地在内部机翼段之后。
13.一种带有用于匹配飞行特性的可变几何形状的飞行器，其包括：
机身；
在两侧上在横向上从机身伸出的成对的机翼，其中，该成对的机翼中的每个机翼具有关于机身静止布置的内部机翼段和与该内部机翼段相邻的外部机翼段，外部机翼段设置成能够围绕摆动轴线摆动，其中，所述摆动轴线定向在与飞行器的纵向偏离最大40°的方向上，且大致在所述纵向上定向；
布置在摆动轴线的区域中且设置用于在未摆动的状态中相对于由空气动力学的力所引起的不期望的摆动而止动所述外部机翼段的稳定装置；以及
布置在外部机翼段上的空气动力学作用的控制元件，其中，该空气动力学作用的控制元件为控制襟翼或舵，
其中，空气动力学作用的控制元件和稳定装置可操控以使得外部机翼段由于作用在外部机翼段上的空气动力学的力而摆动，且
其中，该空气动力学的力是起作用以使外部机翼段在摆动方向上摆动的唯一的力，
其中，外部机翼段完全地在内部机翼段之后。
CN201110320155.XA 2010-10-11 2011-10-11 带有可变几何形状的飞行器 Active CN102530237B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102010048139.4 2010-10-11
DE102010048139A DE102010048139A1 (de) 2010-10-11 2010-10-11 Fluggerät mit variabler Geometrie

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102530237A CN102530237A (zh) 2012-07-04
CN102530237B true CN102530237B (zh) 2016-05-25

Family

ID=44799520

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201110320155.XA Active CN102530237B (zh) 2010-10-11 2011-10-11 带有可变几何形状的飞行器

Country Status (10)

Country Link
US (1) US8757538B2 (zh)
EP (1) EP2439138B1 (zh)
JP (1) JP5922367B2 (zh)
KR (1) KR20120037353A (zh)
CN (1) CN102530237B (zh)
BR (1) BRPI1106276A2 (zh)
CA (1) CA2754499A1 (zh)
DE (1) DE102010048139A1 (zh)
IL (1) IL215629A0 (zh)
RU (1) RU2011140976A (zh)

Families Citing this family (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9499252B2 (en) * 2011-10-01 2016-11-22 The Boeing Company Wing fold controller
US9296469B2 (en) 2011-10-01 2016-03-29 The Boeing Company Horizontal folding wingtip
US9290260B2 (en) 2011-10-01 2016-03-22 The Boeing Company Wing fold controller
US9211946B2 (en) 2011-10-01 2015-12-15 The Boeing Company Wing fold system with latch pins through multiple mating lugs
US9415857B2 (en) 2012-10-30 2016-08-16 The Boeing Company Wing fold system
US9469392B2 (en) 2012-10-30 2016-10-18 The Boeing Company Wing fold system rotating latch
US9079663B2 (en) * 2013-02-27 2015-07-14 Northrop Grumman Systems Corporation Canard-locked oblique wing aircraft
FR3010805A1 (fr) * 2013-09-13 2015-03-20 Airbus Operations Sas Procede et dispositif d'aide au pilotage d'un aeronef lors d'un vol parabolique en vue de generer une impesanteur dans l'aeronef.
US9359065B2 (en) * 2013-09-24 2016-06-07 The Boeing Company System and method for optimizing performance of an aircraft
GB2535488A (en) * 2015-02-17 2016-08-24 Airbus Operations Ltd An arrangement for effecting movement of a wing tip device between a flight configuration and a ground configuration
CN104875873B (zh) * 2015-05-06 2017-03-01 万绍明 一种具有气动布局的飞机机翼和使用该机翼的飞机
CN105480402B (zh) * 2015-11-19 2019-04-12 北京航空航天大学 一种新型布局太阳能无人机方案
GB2546246A (en) 2016-01-05 2017-07-19 Airbus Operations Ltd An aircraft wing with a movable wing tip device for load alleviation
CN105539807A (zh) * 2016-01-15 2016-05-04 杨汉波 一种前后双桨双翼可变形飞机
US10926874B2 (en) * 2016-01-15 2021-02-23 Aurora Flight Sciences Corporation Hybrid propulsion vertical take-off and landing aircraft
GB2551554B (en) * 2016-06-22 2018-08-15 Airbus Operations Ltd Methods of configuring a wing tip device on an aircraft
US10933975B2 (en) * 2016-12-20 2021-03-02 Bio Cellular Design Aeronautics Africa Sa Variable geometry airframe for vertical and horizontal flight
FR3063487B1 (fr) * 2017-03-02 2021-05-28 Fly R Aeronef a voilure rhomboedrique a geometrie variable
EP3604122B1 (en) * 2017-03-23 2023-06-14 Tsinghua University Aircraft with super high aspect ratio based on self-unfolding folding wing technology
US10822101B2 (en) 2017-07-21 2020-11-03 General Electric Company Vertical takeoff and landing aircraft having a forward thrust propulsor
DE102019003739B3 (de) 2019-05-24 2020-06-18 Friedrich Grimm Flugzeug mit einem Faltsystem
JP2020097419A (ja) * 2020-02-27 2020-06-25 中松　義郎 翼回転垂直離着陸長距離航空機
CN112265631B (zh) * 2020-10-16 2022-07-12 中国空气动力研究与发展中心 一种可变展弦比模块化拼装的盒式折叠翼无人机布局
US12030612B2 (en) * 2021-10-11 2024-07-09 The Boeing Company Variable position airfoil
US11787524B2 (en) * 2021-10-29 2023-10-17 The Boeing Company Structural arrangement and method for counteracting a vertical moment of a strut-braced wing
CN117246502B (zh) * 2023-09-06 2024-07-05 北京航空航天大学 一种翻折翼飞行器

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2925233A (en) * 1957-02-18 1960-02-16 Chance Vought Aircraft Inc Aircraft wing fold system
US5988563A (en) * 1997-12-30 1999-11-23 Mcdonnell Douglas Corporation Articulating winglets
US7275722B2 (en) * 2003-11-10 2007-10-02 Airbus Uk Limited Wing tip device
CN101380999A (zh) * 2008-10-22 2009-03-11 中国航空工业空气动力研究院 风洞模型折叠变形机翼

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2166564A (en) * 1936-03-04 1939-07-18 Douglas Aircraft Co Inc Airplane having folding wings
GB820009A (en) * 1956-04-03 1959-09-16 Mini Of Supply Improvements in or relating to aircraft capable of flight at supersonic speeds
US3139248A (en) * 1961-06-15 1964-06-30 Alvarez-Calderon Alberto Variable geometry system and apparatus for aircraft
US3218005A (en) * 1961-12-06 1965-11-16 Calderon Alberto Alvarez High lift system for high speed aircraft
FR1388089A (fr) * 1963-12-27 1965-02-05 Aviation Louis Breguet Sa Avion à configuration variable
GB1075403A (en) * 1964-06-04 1967-07-12 British Aircraft Corp Ltd Improvements in space vehicles
FR1517039A (fr) * 1967-02-01 1968-03-15 Dassault Avions Dispositif de commande d'organes montés sur les voilures mobiles d'avions ou aérodynes à géométrie variable
US3463419A (en) * 1967-08-17 1969-08-26 North American Rockwell Variable-geometry vehicle
US3490720A (en) * 1968-11-26 1970-01-20 Ryan Aeronautical Co V/stol aircraft with variable geometry rotor/wing
US3981460A (en) * 1973-08-30 1976-09-21 Robert N. Starr Staggered channel wing-type aircraft
DE2756107C2 (de) * 1977-12-16 1980-02-28 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen Hochwirksames Seitenleitwerk mit variabler Flügelgeometrie
US4455004A (en) * 1982-09-07 1984-06-19 Lockheed Corporation Flight control device for airplanes
US4538779A (en) * 1982-09-30 1985-09-03 The Boeing Company Caster type empennage assembly for aircraft
US4702441A (en) * 1984-12-31 1987-10-27 The Boeing Company Aircraft wing stall control device and method
US4698041A (en) * 1985-08-05 1987-10-06 Madhava Dasa Multiple configuration model aircraft
DE3710703A1 (de) * 1987-03-31 1988-10-13 Manfred Uellenberg Tragfluegelsystem fuer starrfluegelflugzeuge mit zwei auftriebserzeugenden tragfluegeln
US5007875A (en) * 1987-10-02 1991-04-16 Madhava Dasa Multiple configuration model aircraft
US5118052A (en) * 1987-11-02 1992-06-02 Albert Alvarez Calderon F Variable geometry RPV
US5072894A (en) * 1989-10-02 1991-12-17 Rockwell International Corporation Apparatus and method for increasing the angle of attack operating range of an aircraft
US5645250A (en) * 1993-08-26 1997-07-08 Gevers; David E. Multi-purpose aircraft
US6227487B1 (en) * 1999-05-05 2001-05-08 Northrop Grumman Corporation Augmented wing tip drag flap
US6392213B1 (en) * 2000-10-12 2002-05-21 The Charles Stark Draper Laboratory, Inc. Flyer assembly
US6886778B2 (en) * 2003-06-30 2005-05-03 The Boeing Company Efficient wing tip devices and methods for incorporating such devices into existing wing designs
US7841559B1 (en) * 2006-02-16 2010-11-30 Mbda Incorporated Aerial vehicle with variable aspect ratio deployable wings
US8146855B2 (en) * 2008-09-03 2012-04-03 Anvar Ismailov Unmanned air vehicle

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2925233A (en) * 1957-02-18 1960-02-16 Chance Vought Aircraft Inc Aircraft wing fold system
US5988563A (en) * 1997-12-30 1999-11-23 Mcdonnell Douglas Corporation Articulating winglets
US7275722B2 (en) * 2003-11-10 2007-10-02 Airbus Uk Limited Wing tip device
CN101380999A (zh) * 2008-10-22 2009-03-11 中国航空工业空气动力研究院 风洞模型折叠变形机翼

Also Published As

Publication number Publication date
CA2754499A1 (en) 2012-04-11
BRPI1106276A2 (pt) 2016-01-19
DE102010048139A1 (de) 2012-04-12
IL215629A0 (en) 2012-02-29
RU2011140976A (ru) 2013-04-20
EP2439138B1 (de) 2019-06-12
EP2439138A2 (de) 2012-04-11
JP5922367B2 (ja) 2016-05-24
US8757538B2 (en) 2014-06-24
CN102530237A (zh) 2012-07-04
US20120085858A1 (en) 2012-04-12
JP2012081956A (ja) 2012-04-26
EP2439138A3 (de) 2017-07-12
KR20120037353A (ko) 2012-04-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102530237B (zh) 带有可变几何形状的飞行器
AU2017252251B2 (en) Wind finding and compensation for unmanned aircraft systems
US11021241B2 (en) Dual rotor, rotary wing aircraft
CN104816824B (zh) 基于双飞控系统的固定结构式垂直起降飞机及其控制方法
CN200995782Y (zh) 一种新型飞机
US6641082B2 (en) Aircraft ferrying system and method thereof
EP2599719A1 (en) Aircraft with an integral aerodynamic configuration
CN102695649A (zh) 飞机的控制系统、飞机的控制方法以及飞机
US8820673B2 (en) Rotary-wing and fixed-wing aircraft
CN102356024A (zh) 包括用于影响飞行器的方向稳定性的设备的飞行器以及用于影响飞行器的方向稳定性的方法
CN105905295A (zh) 垂直起降固定翼飞行器
CN105235889A (zh) 一种飞行器自适应菱形翼布局
CN102133847A (zh) 飞行汽车
US9296478B2 (en) Aircraft having at least two aircraft fuselages and a first wing arrangement with at least two wing sections that are not connected to each other
CN109878698A (zh) 具有在飞行中改变的构型的飞机
Stone The T-wing tail-sitter research UAV
CN116635298A (zh) 具机身和机翼集成在气动翼型中的垂直起降飞行器
CN111232208A (zh) 翼尖柔性连接固定翼组合无人机及其姿态控制方法
CN110015403A (zh) 飞机和用于在飞行中变更飞机的构型的方法
CN208715466U (zh) 基于流场控制的无人机控制装置及无人机
CN114537674A (zh) 一种可分离式飞行器、操控方法及电子设备
US20140151511A1 (en) Aircraft with at least two aircraft fuselages and two main wings
CN108820186A (zh) 基于流场控制的无人机控制装置及无人机
CN107521686B (zh) 一种可垂直起降的变结构飞行器
Kniffin et al. Formation Flight for Fuel Saving in Coronet Mission-Part B: Full Mission Analysis

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CP03 Change of name, title or address

Address after: German Tao Fujixing

Patentee after: AIRBUS DEFENCE AND SPACE GMBH

Address before: Otto Brun, Germany

Patentee before: Idesd AG

CP03 Change of name, title or address