CN105752319A - 一种采用全自由度尾翼的固定翼飞机及操纵方法 - Google Patents

Abstract

本发明针对固定翼飞机设计了一种新的尾翼结构，并针对该结构提出了一操纵方式，飞机姿态的操控可以完全由尾翼实现，机翼可以没有任何活动翼面，使得其拥有优于常规布局飞机的机动性能以及隐身性能。

Description

一种采用全自由度尾翼的固定翼飞机及操纵方法

技术领域

本发明属于航空领域，是一种采用全自由度尾翼的固定翼飞机。

背景技术

采用常规操纵方式的固定翼飞机通过控制机翼和尾翼的舵面来实现飞机姿态的改变，由于舵面只占翼面的一小部分，很难令飞机有足够的力做大机动动作。因此需要对现有的飞机的结构及操纵方式进行改进，令飞机在拥有良好隐身性能的同时提高其机动能力。

发明内容

本发明设计了一种新的固定翼飞机结构及操纵方式，飞机姿态的操控可以完全由尾翼实现，机翼可以没有任何活动翼面。本发明涉及的固定翼飞机其尾翼是有翼型的，当来流经过尾翼时，会产生垂直于尾翼翼面的升力。两个尾翼的操纵互相独立，都可以实现绕机体坐标系X轴旋转和改变迎角两个动作，通过独立控制两个尾翼绕机体坐标系X轴的角度以及自身的迎角，可以实现飞机滚转、平飞、低头、抬头、转向以及大机动规避等一系列动作。该飞机在平飞状态时，尾翼处于水平位置，相当于没有垂尾，从而可以有效减少雷达反射面积，提升飞机隐身性能；由于机翼部分没有任何活动翼面，因此有效减少了飞机的表面缝隙，有利于提升飞机的隐身性能。

本发明的优点和积极效果是：

1.本发明设计的尾翼可绕机体坐标系X轴旋转，这样在飞机巡航平飞时，可以令尾翼处于机体坐标系Y方向，提或令两个尾翼向机体坐标系Z轴方向略微收起并增加尾翼的迎角，此时飞机拥有和V形尾或者无垂尾飞机同样的隐身性能。

2.本发明设计的飞机尾翼可绕机体坐标系X轴旋转，作用在飞机上的气动力变化范围较广，并且全机焦点位置也随尾翼旋转角度而改变，其俯仰、转向、超声速机动能力都要强于采用常规操纵方式的飞机。

附图说明

图1为飞机外形图；

图2为翼型naca0012的升力系数随迎角变化曲线图；

图3为飞机平飞状态尾翼位置图；

图4为飞机低头状态尾翼位置图；

图5为飞机抬头状态尾翼位置图；

图6为焦点位置随尾翼与机体坐标系Y轴夹角的变化曲线；

图7为无倾斜左转状态尾翼位置图；

图8为无倾斜右转状态尾翼位置图；

图9为飞机抬头并转向状态尾翼位置图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详述。本发明为固定翼飞机设计了一种新的结构及操纵方式，飞机姿态的操控完全由尾翼实现，其尾翼是有翼型的，当来流经过尾翼时，会产生垂直于尾翼翼面的升力。两个尾翼的操纵互相独立，都可以实现绕机体坐标系X轴旋转和改变迎角两个动作。飞机外形图如图1所示。当两个尾翼的迎角不同时，作用在尾翼上升力也不相同，如果尾翼采用对称翼型(如naca0012)，在临界迎角范围内气流作用在尾翼上的升力与迎角之间是线性关系，图2所示为对称翼型naca0012在雷诺数为50000时升力系数随迎角变化的曲线图。假设一个尾翼的迎角为α，另一个尾翼的迎角为β，此时作用在两个尾翼上的气动力不相等，气流会对飞机产生一个滚转力矩，飞机由此可以做滚转动作。如果不需要滚转，则只要保持两个尾翼的迎角相同。当飞机平飞时，两个尾翼处于机体坐标系Y方向，提供令飞机保持水平姿态的纵向平衡力矩，此时飞机的尾翼位置图参见图3。如果需要提高飞机的航向静稳定性，也可以令两个尾翼向机体坐标系Z轴方向略微收起并增加尾翼的迎角，此时尾翼仍然可以提供令飞机保持水平姿态的纵向平衡力矩。此时飞机拥有和V形尾或者无垂尾飞机同样的隐身性能。

采用常规操纵方式的固定翼飞机其俯仰姿态的控制主要是通过操纵平尾的升降舵实现的，升降舵是位于平尾后缘，可绕其转轴上下转动的舵面。当舵面偏转时，可以改变平尾的有效弯度，产生附加升力，因而对飞机质心形成附加的操纵力矩。一般地，当舵面向下偏转时平尾上的升力增大，飞机低头；舵面向上偏转时平尾上的升力减小，飞机抬头。本发明设计的飞机需要低头时，两个尾翼处于机体坐标系Y方向，通过增加尾翼的迎角令作用在尾翼上的升力增大，使飞机低头，尾翼位置参见图4。当飞机抬头时需要减小平尾上的升力，对于本发明设计的飞机，主要有两种操纵方式可以减小作用在尾翼上的升力：(1)不改变两个尾翼与机体坐标系Y轴之间的夹角，减小两个尾翼的迎角；(2)不改变两个尾翼的迎角，令两个尾翼向机体坐标系Z轴正(或负)方向收起相同的角度，此时飞机的尾翼位置参见图5。由于有两种令飞机抬头的方式，因此可以根据具体情况做出最合适的选择。采用常规操纵方式的飞机仅仅通过升降舵操纵飞机的俯仰姿态，当飞机以超音速飞行时，升降舵的效率将会有明显的下降，其原因是在超音速情况下扰动不能向前传播，升降舵的偏转只能在舵面部位产生压力差，而本发明设计的飞机由于整个尾翼都可以偏转，可以大大提高飞机的操纵性能，尤其是在超音速飞行时的操纵能力。并且采用这种全自由度尾翼操纵方式的飞机可以在不改变尾翼迎角的情况下，通过调整两个尾翼与机体坐标系Y轴之间的夹角改变飞机的纵向操纵力矩，除了可以多出一种选择方式，还可以确保飞机在尾翼迎角不能变化的情况下依然可以维持飞机俯仰姿态的操纵。因此本发明设计的飞机其改变俯仰姿态的能力要强于采用常规操纵方式的飞机。

飞机是否具有纵向静稳定性与力矩系数曲线在平衡点处的斜率有关，因此可以利用力矩系数导数C_mα(力矩系数C_m对迎角α的导数)作为飞机纵向静稳定性的判据。当C_mα小于0时，飞机纵向静稳定；当C_mα大于0时，飞机纵向静不稳定。C_mα的工程表达式如式(1)所示。

$\begin{array}{c}{C}_{m\mathrm{\α}}=\frac{\∂C_m}{\∂\mathrm{\α}}=\frac{\∂C_m}{\∂C_L}\frac{\∂C_L}{\∂\mathrm{\α}}\\ =\frac{\∂C_L}{\∂\mathrm{\α}}({\stackrel{\‾}{x}}_{cg}-{\stackrel{\‾}{x}}_{ac})\end{array}---\left(1\right)$

其中，是飞机质心的位置，是全机焦点位置，由于升力系数C_L对迎角α的导数总是大于零，因此当全机焦点位于质心之后时，飞机纵向静稳定；当全机焦点位于质心之前时，飞机纵向静不稳定。对于静稳定飞机，当迎角突然增加△α，飞机将产生负的力矩增量，在该力矩作用下飞机将低头，具有恢复到原来平衡状态迎角的趋势；对于静不稳定飞机，当迎角突然增加△α，飞机将产生正的力矩增量，运动趋势将是飞机更加偏离原来的平衡状态。采用常规操纵方式的飞机利用改变平尾迎角产生飞机纵向操纵力矩，在临界迎角范围内气流作用在平尾上的升力与迎角之间是线性关系，因此平尾产生的纵向操纵力矩与迎角之间也是线性关系，力矩系数导数C_mα与迎角无直接关系，故而仅仅改变平尾迎角不会影响飞机的静稳定性。本发明设计的飞机由于其尾翼可以绕机体坐标系X轴旋转，将两个尾翼与机体坐标系Y轴间的夹角从0°变为60°时，由AVL软件计算得出全机焦点位置将从6.57变为6.05，焦点位置随尾翼与机体坐标系Y轴夹角的变化曲线如图6所示。当飞机平飞(巡航)时，两个尾翼与机体坐标系Y轴间的夹角较小，焦点位置靠后，飞机纵向静稳定，具有保持原有飞行状态的趋势。当飞机以增加尾翼与机体坐标系Y轴间夹角的方式令飞机抬头时，全机焦点前移，飞机纵向静不稳定，飞机操纵将更加灵活。采用常规操纵方式的飞机其全机焦点位置会随马赫数的改变而发生变化，低速情况焦点位于平均气动弦c前缘0.23～0.24弦长处，超声速时则位于接近平均气动弦c中点处，焦点后移会造成飞机静稳定性过强，飞机机动性就会变差。对于本发明设计的飞机，当其进行超声速飞行时可以通过增加尾翼与机体坐标系Y轴间夹角来降低飞机静稳定性，从而可以拥有优于采用常规操纵方式飞机的超声速机动能力。

采用常规操纵方式的飞机其转向动作主要通过操纵轴向、法向过载以及飞机的倾斜角，利用飞机升力在水平平面内的分力提供向心力实现的，这种机动动作被称为盘旋。本发明设计的飞机可以通过独立控制两个尾翼的迎角来操纵飞机的法向过载与倾斜角，因此也可以像采用常规操纵方式的飞机那样做盘旋动作。除了可以利用盘旋动作进行倾斜转向，本发明设计的飞机还可以利用直接侧向力令飞机实现无倾斜转向。假设飞机的尾翼在迎角较小时的升力系数为C_L1，迎角较大时的升力系数为C_L2，其中C_L2可以达到C_L1的两倍，此时一个尾翼就能提供两个尾翼在小迎角时所能提供的纵向平衡力矩。如果令其中一个尾翼位于机体坐标系Y方向，另一个尾翼位于机体坐标系Z方向，此时飞机可以进行无倾斜转向。当飞机需要左转时其尾翼位置图参见图7，当飞机需要右转时其尾翼位置参见图8。相比于传统操纵方式，这种直接侧向力控制方式可以迅速改变飞机机头偏航指向，令飞机快速指向目标，构成抢先攻击目标的条件。由于飞机姿态与速度在无倾斜转向过程不断变化，如果需要保持尾翼提供的侧向力与纵向平衡力矩，两个尾翼的迎角也需要不断变化。

目前空战要求飞机具有高转弯率和高的加减速能力，大量模拟空战结果表明，采用过失速技术是非常有效的措施。当飞机作为攻击方时，采用过失速机动可以迅速增加飞机迎角，容易获得瞄准敌机的机会；当飞机作为被攻击方时，采用过失速机动可以有效降低飞机速度，有利于躲避敌方攻击。飞机在战场中面临多重防空火力网，对于本发明涉及的飞机，当其遭受攻击时，可以令两个尾翼同时位于机体坐标系Z轴的位置，尾翼位置如图9所示。此时尾翼会产生一个两倍于正常转向时的偏航力矩，飞机机头迅速偏转，从而产生侧向力，并且该状态下的尾翼不提供纵向平衡力矩，全机焦点大大前移，增加了飞机静不稳定性，因此飞机迎角将迅速超过失速迎角，飞机会急剧减速并拥有很高的转弯速率，有利于躲避敌方攻击。

Claims (10)

1.一种固定翼飞机，其特征在于，包含，一全自由度尾翼组，该全自由度尾翼组包含至少两个尾翼，该尾翼可绕机体坐标系X轴旋转，且该尾翼可改变迎角。

2.一种如权利要求1所述的固定翼飞机，其特征在于，该尾翼操纵相互独立。

3.一种如权利要求1所述的固定翼飞机，其特征在于，该尾翼具有翼型。

4.一种如权利要求1至3所述的固定翼飞机，其特征在于，该飞机的机翼没有舵面。

5.一种如权利要求1所述的固定翼飞机的操纵方法，其特征在于，令两个尾翼的迎角不同，可产生绕机体坐标系X轴的滚转力矩。

6.一种如权利要求1所述的固定翼飞机的操纵方法，所述两个尾翼处于机体坐标系Y方向，可提供令飞机保持水平姿态的纵向平衡力矩。

7.一种如权利要求1所述的固定翼飞机的操纵方法，飞机的低头动作是令所述两个尾翼处于机体坐标系Y方向，令尾翼迎角变大，提供令飞机低头的纵向力矩实现的。

8.一种如权利要求1所述的固定翼飞机的操纵方法，飞机的抬头动作是令所述两个尾翼向机体坐标系Z轴方向收起，减小尾翼提供的纵向力矩实现的。

9.一种如权利要求1所述的固定翼飞机的操纵方法，飞机无倾斜转向动作是令所述一个尾翼位于机体坐标系Y方向，该尾翼提供令飞机保持水平姿态的纵向平衡力矩，所述另一个尾翼位于机体坐标系Z方向，该尾翼提供飞机侧向力矩实现的。

10.一种如权利要求1所述的固定翼飞机的操纵方法，飞机的大机动规避动作(迅速抬头并转向)是通过令两个尾翼同时位于机体坐标系Z方向实现的。