CN108609201A - 轻型单发混合动力飞机缩比验证机 - Google Patents

轻型单发混合动力飞机缩比验证机 Download PDF

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雷虎
平丽浩
曾锐
周义
李洪淼
李春祥
杨永阳
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems

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Abstract

本发明公开了一种轻型单发混合动力飞机缩比验证机，包括验证机本体、飞行参数采集系统、飞控系统和用于接收遥控器发送的控制信号的接收机，飞行参数采集系统、飞控系统和接收机设置于验证机本体上且飞行参数采集系统和接收机与飞控系统为电连接。本发明的轻型单发混合动力飞机缩比验证机，采用相似理论缩比模型，利用缩比验证机在真实大气环境中进行模拟真实飞行状态，采集飞行参数，为轻型单发混合动力飞机的设计和飞机性能摸底提供一种低成本，低风险的试验平台，实验结果更接近工程实际，具有周期短、成本低和风险小等特点。

Description

轻型单发混合动力飞机缩比验证机
技术领域
本发明属于飞机技术领域，具体地说，本发明涉及一种轻型单发混合动力飞机缩比验证机。
背景技术
缩比验证机飞行试验是新机研发重要手段之一，是风洞试验和全尺寸飞机飞行试验之间的桥梁纽带，在新型飞机设计和试验中发挥重要作用。风洞、缩比验证机和样机试验是当代航空的三大试验手段，有力地支持了飞机的设计和试飞。
利用缩比验证机在真实大气环境中进行模拟飞行，研究和验证总体设计方案，气动外形方案的可行性。与风洞试验不同的是缩比验证机需要完成预定的飞行任务或动作，不受风洞实验的局限性影响，同时具有气动、结构、飞行、控制、重量分布等问题更接近工程实际等特点。与全尺寸飞机飞行试验相比，缩比验证机试验具有周期短、成本低、风险小等特点。
现有技术缺少适于轻型单发混合动力飞机的缩比验证机，不能为轻型单发混合动力飞机的研发和飞机性能摸底提供先进、可靠的试验平台。
发明内容
本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明提供一种轻型单发混合动力飞机缩比验证机，目的是为轻型单发混合动力飞机提供试验平台。
为了实现上述目的，本发明采取的技术方案为：轻型单发混合动力飞机缩比验证机，包括验证机本体、飞行参数采集系统、飞控系统和用于接收遥控器发送的控制信号的接收机，飞行参数采集系统、飞控系统和接收机设置于验证机本体上且飞行参数采集系统和接收机与飞控系统为电连接。
所述验证机本体包括验证机身、机翼、水平尾翼、升降舵、方向舵、设置于验证机身上的发动机和与发动机连接的螺旋桨，机翼、水平尾翼和方向舵与验证机身连接，升降舵与水平尾翼连接。
所述机翼与所述验证机身为可拆卸式连接，机翼设置两个。
所述验证机本体还包括设置于所述机翼上的襟翼、副翼、襟翼舵机和副翼舵机，襟翼舵机通过舵机连杆与襟翼连接，副翼舵机通过舵机连杆与副翼连接，襟翼舵机和副翼舵机与所述飞控系统为电连接。
所述验证机本体还包括方向舵舵机和升降舵舵机，方向舵舵机通过舵机连杆与所述方向舵连接，升降舵舵机通过舵机连杆与所述升降舵连接。
所述验证机本体还包括用于控制所述发动机的转速的电子调速器，电子调速器与所述飞控系统为电连接。
所述验证机本体还包括设置于所述验证机身上的空速管以及设置于空速管上的迎角传感器和侧滑角传感器，迎角传感器和侧滑角传感器与所述飞控系统为电连接。
所述验证机本体还包括设置于所述验证机身的机头上的加速度传感器，加速度传感器与所述飞控系统为电连接。
本发明的轻型单发混合动力飞机缩比验证机，采用相似理论缩比模型，利用缩比验证机在真实大气环境中进行模拟真实飞行状态，采集飞行参数，为轻型单发混合动力飞机的设计和飞机性能摸底提供一种低成本，低风险的试验平台，实验结果更接近工程实际，具有周期短、成本低和风险小等特点。
附图说明
本说明书包括以下附图，所示内容分别是：
图1是本发明轻型单发混合动力飞机缩比验证机的俯视图；
图2是本发明轻型单发混合动力飞机缩比验证机的主视图；
图3是本发明轻型单发混合动力飞机缩比验证机的控制原理图；
图中标记为：1、验证机身；2、机翼；3、襟翼；4、副翼；5、水平尾翼；6、升降舵；7、方向舵；8、电池包；9、螺旋桨；10、空速管；11、飞控系统；
具体实施方式
下面对照附图，通过对实施例的描述，对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明，目的是帮助本领域的技术人员对本发明的构思、技术方案有更完整、准确和深入的理解，并有助于其实施。
如图1至图3所示，本发明提供了一种轻型单发混合动力飞机缩比验证机，包括验证机本体、飞行参数采集系统、飞控系统和用于接收遥控器发送的控制信号的接收机，飞行参数采集系统、飞控系统和接收机设置于验证机本体上且飞行参数采集系统和接收机与飞控系统为电连接。
具体地说，如图1至图3所示，验证机本体的外形和结构按照实际真实的轻型单发混合动力飞机进行设计，接收机、飞行参数采集系统和飞控系统固定设置在验证机本体上，地面操作人员通过操作遥控器，遥控器发送的控制信号通过接收机接收，接收机将接收到的信号传递至飞控系统，飞控系统根据控制信号发送相关命令，控制验证机本体进行飞行。在验证机本体飞行过程中，飞行参数采集系统采集飞行参数。
作为优选的，验证机本体上设有与飞控系统为电连接的三轴数字陀螺仪，三轴数字陀螺仪用于获取验证机本体在三维空间绕自身旋转的角速度，三轴数字陀螺仪将获取的角速度信号发送到飞控系统，飞控系统对角速度信号进行处理分析后，再发送相关命令，控制验证机本体进行姿态调节，以保持飞行过程中的稳定性，降低了对操纵人员的技术要求，方便控制验证机本体进行飞行。
如图1和图2所示，验证机本体包括验证机身1、机翼2、水平尾翼5、升降舵6、方向舵7、设置于验证机身1上的发动机和与发动机连接的螺旋桨9，机翼2、水平尾翼5和方向舵7与验证机身1连接，升降舵6与水平尾翼5连接，水平尾翼5位于验证机身1的尾部，水平尾翼5设置一个，机翼2设置两个，两个机翼2分别在验证机身1的一侧与验证机身1连接。电池包8通过安装架固定安装在验证机身1的内部，发动机通过另一安装架固定安装在验证机身1的内部，螺旋桨9的桨毂与发动机的输出轴固定连接，螺旋桨9位于验证机身1的外部，发动机运转，驱动螺旋桨9进行旋转，产生使验证机本体进行飞行的推进力。
机翼2与验证机身1为可拆卸式连接，作为优选的，机翼2与验证机身1之间为插接连接，方便机翼2与验证机身1之间的拆装，从而可以将整机进行分解，方便验证机转运运输。
如图1和图2所示，验证机本体还包括设置于机翼2上的襟翼3、副翼4、襟翼舵机和副翼舵机，襟翼舵机通过舵机连杆与襟翼3连接，副翼舵机通过舵机连杆与副翼4连接，襟翼舵机和副翼舵机与飞控系统为电连接。襟翼3通过襟翼转轴与机翼2转动连接，副翼4通过副翼转轴与机翼2转动连接，襟翼3和副翼4为沿机翼2的长度方向依次布置，副翼4并位于襟翼3和验证机身1之间。各个机翼2上分别设置一个襟翼3、一个副翼4、一个襟翼舵机和一个副翼舵机，襟翼舵机用于控制襟翼3进行偏转，副翼舵机用于控制副翼4进行偏转，襟翼舵机和副翼舵机受到飞控系统的控制。
如图1和图2所示，验证机本体还包括方向舵舵机和升降舵舵机，方向舵舵机通过舵机连杆与方向舵7连接，升降舵舵机通过舵机连杆与升降舵6连接。方向舵7通过方向舵转轴与验证机身1转动连接，升降舵6通过升降舵转轴与水平尾翼5转动连接，升降舵6位于方向舵7的上方，升降舵舵机用于控制升降舵6进行偏转，方向舵舵机用于控制方向舵7进行偏转，方向舵舵机和升降舵舵机受到飞控系统的控制。
如图3所示，验证机本体还包括用于控制发动机的转速的电子调速器，电子调速器固定安装在验证机身1的内部，电子调速器与飞控系统为电连接，电子调速器的信号线端与飞控系统连接，电子调速器的动力电源线端连接于电池包8。
如图1所示，验证机本体还包括设置于验证机身1上的空速管10以及设置于空速管10上的迎角传感器和侧滑角传感器，迎角传感器和侧滑角传感器与飞控系统为电连接，迎角传感器和侧滑角传感器的信号输出端连接于飞控系统。空速管10设置一个，空速管10安装于其中一个机翼2上，空速管10的信号输出端连接于飞控系统的信号输入端。
如图3所示，验证机本体还包括设置于验证机身1的机头上的加速度传感器，加速度传感器与飞控系统为电连接。验证机本体还包括设置于襟翼转轴上且用于检测襟翼3的偏转角度的第一舵偏角传感器、设置于副翼转轴上且用于检测副翼4的偏转角度的第二舵偏角传感器、设置于方向舵转轴上且用于检测方向舵7的偏转角度的第三舵偏角传感器和设置于升降舵转轴上且用于检测升降舵6的偏转角度的第四舵偏角传感器，第一舵偏角传感器、第二舵偏角传感器、第三舵偏角传感器和第四舵偏角传感器与飞控系统为电连接。
以上结合附图对本发明进行了示例性描述。显然，本发明具体实现并不受上述方式的限制。只要是采用了本发明的方法构思和技术方案进行的各种非实质性的改进；或未经改进，将本发明的上述构思和技术方案直接应用于其它场合的，均在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.轻型单发混合动力飞机缩比验证机，其特征在于：包括验证机本体、飞行参数采集系统、飞控系统和用于接收遥控器发送的控制信号的接收机，飞行参数采集系统、飞控系统和接收机设置于验证机本体上且飞行参数采集系统和接收机与飞控系统为电连接。
2.根据权利要求1所述的轻型单发混合动力飞机缩比验证机，其特征在于：所述验证机本体包括验证机身、机翼、水平尾翼、升降舵、方向舵、设置于验证机身上的发动机和与发动机连接的螺旋桨，机翼、水平尾翼和方向舵与验证机身连接，升降舵与水平尾翼连接。
3.根据权利要求2所述的轻型单发混合动力飞机缩比验证机，其特征在于：所述机翼与所述验证机身为可拆卸式连接，机翼设置两个。
4.根据权利要求2或3所述的轻型单发混合动力飞机缩比验证机，其特征在于：所述验证机本体还包括设置于所述机翼上的襟翼、副翼、襟翼舵机和副翼舵机，襟翼舵机通过舵机连杆与襟翼连接，副翼舵机通过舵机连杆与副翼连接，襟翼舵机和副翼舵机与所述飞控系统为电连接。
5.根据权利要求2至4任一所述的轻型单发混合动力飞机缩比验证机，其特征在于：所述验证机本体还包括方向舵舵机和升降舵舵机，方向舵舵机通过舵机连杆与所述方向舵连接，升降舵舵机通过舵机连杆与所述升降舵连接。
6.根据权利要求2至5任一所述的轻型单发混合动力飞机缩比验证机，其特征在于：所述验证机本体还包括用于控制所述发动机的转速的电子调速器，电子调速器与所述飞控系统为电连接。
7.根据权利要求2至6任一所述的轻型单发混合动力飞机缩比验证机，其特征在于：所述验证机本体还包括设置于所述验证机身上的空速管以及设置于空速管上的迎角传感器和侧滑角传感器，迎角传感器和侧滑角传感器与所述飞控系统为电连接。
8.根据权利要求2至7任一所述的轻型单发混合动力飞机缩比验证机，其特征在于：所述验证机本体还包括设置于所述验证机身的机头上的加速度传感器，加速度传感器与所述飞控系统为电连接。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110803297A (zh) * 2019-10-18 2020-02-18 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种用于ccar29部直升机单发性能的适航试验方法
CN112660416A (zh) * 2020-12-24 2021-04-16 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种层流流动控制技术验证机
CN112697380A (zh) * 2020-12-10 2021-04-23 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种标准空速管位置误差的标校结构

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101774429A (zh) * 2010-02-26 2010-07-14 成都飞机设计研究所 用于垂绳式回收的小型无人机气动布局
CN204956947U (zh) * 2015-09-11 2016-01-13 周艺哲 一种可多向采集实时画面的航模
CN107247839A (zh) * 2017-06-08 2017-10-13 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 一种低速风洞虚拟飞行试验飞机模型设计方法
CN206652246U (zh) * 2017-04-19 2017-11-21 西安航空学院 对地侦查固定翼飞机航模
US20180067006A1 (en) * 2014-10-29 2018-03-08 Bell Helicopter Textron Inc. Method and system for measuring torque in a tiltrotor aircraft

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101774429A (zh) * 2010-02-26 2010-07-14 成都飞机设计研究所 用于垂绳式回收的小型无人机气动布局
US20180067006A1 (en) * 2014-10-29 2018-03-08 Bell Helicopter Textron Inc. Method and system for measuring torque in a tiltrotor aircraft
CN204956947U (zh) * 2015-09-11 2016-01-13 周艺哲 一种可多向采集实时画面的航模
CN206652246U (zh) * 2017-04-19 2017-11-21 西安航空学院 对地侦查固定翼飞机航模
CN107247839A (zh) * 2017-06-08 2017-10-13 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 一种低速风洞虚拟飞行试验飞机模型设计方法

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110803297A (zh) * 2019-10-18 2020-02-18 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种用于ccar29部直升机单发性能的适航试验方法
CN112697380A (zh) * 2020-12-10 2021-04-23 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种标准空速管位置误差的标校结构
CN112697380B (zh) * 2020-12-10 2023-04-07 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种标准空速管位置误差的标校结构
CN112660416A (zh) * 2020-12-24 2021-04-16 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种层流流动控制技术验证机

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