CN102582824A

CN102582824A - 一种变翼巡航飞行器

Info

Publication number: CN102582824A
Application number: CN2012100447783A
Authority: CN
Inventors: 唐胜景; 杨贯通; 赵林东; 郭杰
Original assignee: Beijing Institute of Technology BIT
Current assignee: Beijing Institute of Technology BIT
Priority date: 2012-02-23
Filing date: 2012-02-23
Publication date: 2012-07-18
Anticipated expiration: 2032-02-23
Also published as: CN102582824B

Abstract

本发明提供一种变翼巡航飞行器，包括机身、机翼、加速段尾翼以及巡航段尾翼；所述机翼通过变翼机构与机身相连，所述变翼机构包括摆杆、翼杆、三角连件、推杆、活塞和作动筒，机翼固连于翼杆上；外部驱动力通过驱动活塞在作动筒中的前后运动，并通过推杆和三角连件传递给用于连接机翼的翼杆上，从而实现对机翼后掠角和机翼相对机身位置的控制。本发明机身和机翼之间通过变翼机构相连，通过外力驱动变翼机构上的活塞，利用三角连件将驱动力传递给机翼，实现对机翼后掠角变化和机翼相对机身位置变化的控制，本发明变翼机构实现简单、重量轻、体积小，其可以满足巡航飞行器上的使用要求。

Description

一种变翼巡航飞行器

技术领域

本发明涉及一种变翼巡航飞行器，具体涉及一种机翼后掠角可变、并且能够实现巡航段亚音速末段超音速飞行的巡航飞行器，属于飞行器设计技术领域。

背景技术

巡航飞行器能够实现长航时、长航程飞行，通过防区外发射，实现对远距离目标的打击。巡航飞行器大部分飞行时间都处于等高等速平飞的巡航状态，在这种状态下，巡航飞行器的升阻比最高、单位耗油量最小。但是随着现代战场形势不断发生变化，对巡航飞行器来说，要求其能同时适应高低空、高低速的不同飞行状态，以突破航空母舰完备的防御系统。而固定外形的巡航飞行器难以满足广泛的速域和空域要求，可变翼巡航飞行器则可以通过改变气动外形保持飞行状态中的最佳气动性能，满足突防要求。

变翼有多种形式，比如变后掠角、变前掠角、变展长、扑翼、柔性翼等。变翼技术最初在飞机上得到成功应用，其中变后掠角方式应用广泛。1951年美国贝尔公司研制出世界上第一架可变后掠翼试验机X-5。上世纪六十年代美国通用动力公司借鉴了可变后掠翼试验机的技术成果，研制出世界上第一种实用可变后掠翼战斗攻击机F111。美国的F-14雄猫战斗机也采用变后掠翼技术，飞行中机翼后掠角的变化范围为20°～68°。当前通常采用液压传动装置或曲柄滑块机构实现后掠角的变化，但是液压传动装置体积大且笨重，曲柄滑块机构上的滑块通过丝杠带动，其存在结构笨重、速度慢等缺点，因此以上两种变后掠角的方法皆不适宜需要适应不同飞行状态的巡航飞行器。

发明内容

本发明的目的是为了解决上述问题，提出一种变翼巡航飞行器，该飞行器控制机翼后掠角变化的机构体积小、重量轻，其可以满足巡航飞行器的使用。

实现本发明的技术方案如下：

一种变翼巡航飞行器，包括机身、机翼、加速段尾翼以及巡航段尾翼；所述机身内部从飞行器头部至尾部依次包括导引头舱、前设备舱、前油舱、战斗部、后设备舱和机翼伺服系统舱、后油舱、固体火箭发动机、加速段尾翼舵机、发动机辅助设备舱以及涡扇发动机；其中在巡航段时，所述涡扇发动机为飞行器的飞行提供动力；在末段时，涡扇发动机脱落，所述固体火箭发动机为飞行器的飞行提供动力；

所述机翼通过变翼机构与机身相连，所述变翼机构包括摆杆、翼杆、三角连件、推杆、活塞和作动筒，机翼固连于翼杆上；其中，摆杆的一端通过第一铰支座连接于机身上；摆杆的另一端通过摆动轴与翼杆的一端活动连接；翼杆的另一端通过旋转轴与三角连件前杆的前端活动连接；三角连件通过第二铰支座连接于机身上，并可绕第二铰支座旋转，且三角连件前杆和三角连件曲柄之间形成固定的夹角θ；三角连接曲柄的前端通过推动轴与推杆的一端活动连接；推杆的另一端固连于活塞上，所述活塞位于机身中轴线位置上的作动筒中，并可在外部驱动力的作用下沿作动筒移动；外部驱动力通过驱动活塞在作动筒中的前后运动，并通过推杆和三角连件传递给用于连接机翼的翼杆上，从而实现对机翼后掠角和机翼相对机身位置的控制。

有益效果

本发明机身和机翼之间通过变翼机构相连，通过外力驱动变翼机构上的活塞，利用三角连件将驱动力传递给机翼，实现对机翼后掠角变化的控制，同时控制机翼相对机身前移。本发明变翼机构实现简单、重量轻、体积小，其可以满足巡航飞行器上的使用要求。

其次，本发明在巡航段时，涡扇发动机为飞行器的飞行提供动力，实现亚音速的飞行；在末段时，涡扇发动机脱落，固体火箭发动机为飞行器的飞行提供动力，实现超音速的飞行，实现对目标的有效毁伤。

再次，本发明对摆杆、翼杆、三角连件前杆、三角连件后杆和推杆的长度，以及对第一铰支座和第二铰支座之间的距离进行合理的设计，使得本发明能够通过活塞的小距离运动实现机翼后掠角和相对位置同时改变，最终实现弹翼后掠角从0°变化到60°，相对位置前移180mm。

附图说明

图1为本发明巡航飞行器的总体气动布局；

图2为本发明巡航飞行器机身内各部件设置的结构示意图；

图3为本发明变翼机构的示意图(实线所示为大后掠角状态，虚线所示为小后掠角状态)；

图4为本发明机翼变形效果图；

图5为本发明巡航飞行器飞行中质心压心变化曲线；

图6为本发明巡航飞行器在不同阻尼比下的攻角响应曲线；

1-机身，2-机翼，3-加速段尾翼，4-巡航段尾翼，5-导引头舱，6-前设备舱，7-前油舱，8-战斗部，9-后设备舱和机翼伺服系统舱，10-后油舱，11-固体火箭发动机，12-加速段尾翼舵机，13-发动机辅助设备舱，14-进气道，15-涡扇发动机，16-摆杆，17-翼杆，18-三角连件前杆，19-三角连件曲柄，20-推杆，21-活塞，22-作动筒。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步详细说明。

本发明的一种变翼巡航飞行器，如图1所示，包括机身1、机翼2、加速段尾翼3以及巡航段尾翼4。如图2所示，由于巡航飞行器内部的空间有限，因此需要对机身1内部包含的各器件进行合理的排布，本发明机身1内部从飞行器头部至尾部依次包括导引头舱5、前设备舱6、前油舱7、战斗部8、后设备舱和机翼伺服系统舱9、后油舱10、固体火箭发动机11、加速段尾翼舵机12、发动机辅助设备舱13以及涡扇发动机15。其中在巡航段时，所述涡扇发动机15为飞行器的飞行提供动力；在末段时，涡扇发动机15脱落，所述固体火箭发动机11为飞行器的飞行提供动力。

机翼2通过变翼机构与机身1相连，如图3所示，所述变翼机构包括摆杆16、翼杆17、三角连件、推杆20、活塞21和作动筒22，机翼2固连于翼杆17上；其中，摆杆16的一端通过第一铰支座连接于机身1上，并可绕摆杆铰支座旋转；摆杆16的另一端通过摆动轴与翼杆17的一端活动连接；翼杆17的另一端通过旋转轴与三角连件前杆18的前端活动连接；三角连件通过第二铰支座连接于机身1上，并可绕第二铰支座旋转，且三角连件前杆18和三角连件曲柄19之间形成固定的夹角80°；三角连接曲柄19的前端通过推动轴与推杆20的一端活动连接；推杆20的另一端固连于活塞21上，所述活塞20位于固连于机身中轴线位置上的作动筒22中，并可在外部驱动力的作用下沿作动筒22进行移动；外部驱动力通过驱动活塞21在作动筒22上的前后运动，并通过推杆20和三角连件传递给用于连接机翼的翼杆17上，从而实现对机翼后掠角和机翼相对机身位置的控制。

为了使本发明巡航飞行器可以满足在不同的阶段以不同的速度飞行，进而达到更好攻击目标的目的，下面对巡航飞行器的飞行过程列举实例进行说明。

巡航飞行器由载机携带并在空中发射，发射后涡扇发动机15工作，由前油舱7和后油舱10为其供油，使得飞行器加速到巡航速度进入巡航阶段。巡航时飞行器的可变形机翼2处于最小后掠角状态，其能在0.8Ma的速度下长时间巡航飞行，经过30分钟左右后，燃油耗尽，飞行器接近目标上空；此时飞行器抛离第一级巡航发动机即涡扇发动机15，开启第二级固体火箭发动机11，并且改变机翼2的后掠角至60°，使得飞行器在末段从0.8Ma的速度迅速提高到2Ma，并且保持2Ma的速度飞行，最终以蛇形机动或跃升机动两种方式攻击目标。

其中巡航段结束后改变机翼2的后掠角的过程为：后设备舱和机翼伺服系统舱9内的伺服系统工作，控制系统给作动筒22控制信号，作动筒22启动液压或气压缸，通过液压力或气压力推动活塞21运动，固连在活塞21上的推杆20带动三角连件运动；三角连件继续把驱动力传递给翼杆17，用于调整机翼2的后掠角，其中摆杆16用来调整翼杆姿态，翼杆17是机翼2的一部分，摆动轴和旋转轴分别位于翼弦长的35％处和95％处，摆动轴位于旋转轴的前方，摆杆长度为242mm，翼杆长度为267mm，三角连件前杆长度为235mm，三角连件后杆长度为50mm，推杆长度为100mm，第一铰支座和第二铰支座之间的距离为294mm，作动筒的中轴线与机身的中轴线重合，并与机身固连，作动筒前端距离机身头部的的距离为2850mm。因此能够通过活塞的小距离运动实现机翼后掠角和相对位置同时改变，最终实现弹翼后掠角从0°变化到60°，相对位置前移180mm，如图4所示。

同时，变翼机构能够使机翼2相对机身整体前移，根据质心变化改变飞行器的压心位置，能够避免飞行器处于过度稳定状态，质心和压心的相对位置变化见附图5。经过对飞行器的纵向动态特性分析得知，当阻尼比分别为0.138、0.5、0.7时，超调量对应为64.5％、16.3％和4.6％，调节时间对应为6.08s、1.87s和1.02s，响应曲线如图6所示。选定恰当阻尼，飞行器的被控特性良好。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种变翼巡航飞行器，包括机身(1)、机翼(2)、加速段尾翼(3)以及巡航段尾翼(4)；其特征在于，所述机身(1)内部从飞行器头部至尾部依次包括导引头舱(5)、前设备舱(6)、前油舱(7)、战斗部(8)、后设备舱和机翼伺服系统舱(9)、后油舱(10)、固体火箭发动机(11)、加速段尾翼舵机(12)、发动机辅助设备舱(13)以及涡扇发动机(15)；其中在巡航段时，所述涡扇发动机(15)为飞行器的飞行提供动力；在末段时，涡扇发动机(15)脱落，所述固体火箭发动机(11)为飞行器的飞行提供动力；

所述机翼(2)通过变翼机构与机身(1)相连，所述变翼机构包括摆杆(16)、翼杆(17)、三角连件、推杆(20)、活塞(21)和作动筒(22)，机翼(2)固连于翼杆(17)上；其中，摆杆(16)的一端通过第一铰支座连接于机身(1)上；摆杆(16)的另一端通过摆动轴与翼杆(17)的一端活动连接；翼杆(17)的另一端通过旋转轴与三角连件前杆(18)的前端活动连接；三角连件通过第二铰支座连接于机身(1)上，并可绕第二铰支座旋转，且三角连件前杆(18)和三角连件曲柄(19)之间形成固定的夹角θ；三角连接曲柄(19)的前端通过推动轴与推杆(20)的一端活动连接；推杆(20)的另一端固连于活塞(21)上，所述活塞(20)位于机身中轴线位置上的作动筒(22)中，并可在外部驱动力的作用下沿作动筒(22)移动。

2.根据权利要求1所述变翼巡航飞行器，其特征在于，所述θ等于80°，所述摆动轴和旋转轴分别位于翼弦长的35％处和95％处，所述摆杆长度为242mm，翼杆长度为267mm，三角连件前杆长度为235mm，三角连件后杆长度为50mm，推杆长度为100mm，第一铰支座和第二铰支座之间的距离为294mm。