CN109625244B - 可折叠的前掠式舵翼组件 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种可折叠的前掠式舵翼组件，包括：舵翼，所述舵翼为四片，以X型设置于飞行器尾部形成前掠式尾舵的气动布局，所述舵翼的上部为翼面，下部为翼根；翼盒，所述翼盒安装在所述飞行器内部的主体基座侧边，所述翼盒中开设有一槽体，所述槽体的内部设置有一折叠组件，所述翼根的底部嵌入所述槽体，所述翼根与所述折叠组件中的转轴铰接；锁扣装置，所述锁扣装置安装在所述飞行器内部的主体基座上，所述锁扣装置包括锁紧盘、推杆、导筒、解锁作动器和剪切保险丝。本发明的可折叠的前掠式舵翼组件梢弦长大于根弦长，并采用X型前掠式尾舵的气动布局形式，可在同样的折叠空间下提高飞行器的翼面效率。

Description

可折叠的前掠式舵翼组件
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，特别涉及一种可折叠的前掠式舵翼组件。
背景技术
随着飞行器技术的发展，飞行器的质量和外形尺寸成为技术水平的重要标志之一。可折叠舵翼是飞行器飞行时主要的承力部件之一，可有效减小飞行器的尺寸。可折叠舵翼将舵翼的一部分或者全部进行折叠，并加以约束，在飞行器发射后，舵翼的折叠部分解除约束，自动展开。其中，舵翼面的主要功能是使飞行器具有一定的操纵能力和机动能力，以便控制飞行器按一定的轨迹飞行，减少或消除外界干扰因素的影响，以达到航迹精度的要求。因此，舵翼面的面积形状与位置直接影响到舵翼面效率，结构设计要求舵翼面的气动性能良好、升力大、阻力小、重量轻、承载力大、气动加热小，能够适应气流震颤、冲击，并满足可靠性、经济性、易维护和保养的要求。
现有的可折叠舵翼的航空没有充分利用折叠型舵面的结构空间，往往需要加大尾舵展长来提高舵效，需要更高的结构强度设计，且容易引起与机体器件间的空间干涉。
发明内容
本发明提供了一种可折叠的前掠式舵翼组件，通过设计可折叠舵翼的梢弦长大于根弦长，并采用X型前掠型尾舵的气动布局形式，可在同样的折叠空间下提高飞行器的翼面面积与翼面效率，解决可折叠舵翼的翼面利用率低、空间干涉大的问题。
为了达到上述目的，本发明提供了一种可折叠的前掠式舵翼组件，包括：
舵翼，所述舵翼为四片，以X型设置于飞行器尾部形成前掠式尾舵的气动布局，所述舵翼的前后缘为层流翼型，所述舵翼的前掠角为15°，所述舵翼的梢弦长大于根弦长，所述舵翼的上部为翼面，下部为翼根，所述翼面下方的边缘设有一凸台，所述翼根呈L型，所述翼根的底部开设有一接口；
翼盒，所述翼盒安装在所述飞行器内部的主体基座侧边，所述翼盒中开设有一槽体，所述翼盒下方的侧壁相对开设有两个通孔与所述槽体连通，所述通孔内均安装有一套筒，所述套筒部分突出于所述槽体，所述槽体的内部设置有一折叠组件，所述折叠组件包括转轴和涡卷弹簧，所述转轴穿过所述槽体，两端套装在所述套筒内，端头突出于所述翼盒的侧壁，所述涡卷弹簧卡装在所述套筒的突出部上，所述翼根的底部嵌入所述槽体，通过所述翼根底部的接口铰接于所述转轴上；
锁扣装置，所述锁扣装置安装在所述飞行器内部的主体基座上，所述锁扣装置包括锁紧盘、推杆、导筒、解锁作动器和剪切保险丝，所述锁紧盘与所述推杆的第一端连接，所述推杆的第二端安插在所述导筒的第一端内部，所述推杆的第二端的端头通过所述剪切保险丝与所述解锁作动器的工作部连接，所述解锁作动器固定于所述主体基座上，所述解锁作动器的工作部突出于所述导筒的第二端内部。
其中，所述解锁作动器与一气动装置连接。
其中，所述翼根底部设置有一凹槽，所述凹槽设置在所述接口上方，所述凹槽内安装有一压簧，所述压簧与一定位销连接。
其中，所述翼盒的内壁设置有一定位孔。
其中，所述推杆上设有一限位孔，所述限位孔通过插入一连接销将所述推杆锁定。
其中，所述转轴的端头通过螺钉均固定有一旋转轮，所述旋转轮边缘设置有多个卡位弧边，其中一个所述卡位弧边与一定位螺钉卡紧。
本发明具有以下有益效果：
本发明上述实施例所述的可折叠的前掠式舵翼组件的舵翼为四片，为X型前掠式尾舵的气动布局形式，能够担负俯仰、偏航和滚转操纵的全部功能，并保证纵向、航向、稳定性；舵翼的梢弦长大于根弦长，不仅可满足折叠后空间要求，还可以在不增大舵翼展长的情况下显著提高舵面效率，使全弹具有良好的稳定性和操纵性，并具有较小的铰链力矩，同时并满足载机内埋挂载要求。
附图说明
图1为本发明的实施例中可折叠的前掠式舵翼组件的结构图；
图2为本发明的实施例中装配有可折叠的前掠式舵翼组件的飞行器主视图；
图3为本发明的实施例中装配有可折叠的前掠式舵翼组件的飞行器俯视图；
图4为本发明的实施例中可折叠的前掠式舵翼组件的舵翼和翼盒示意图；
图5为本发明的实施例中可折叠的前掠式舵翼组件的翼盒的剖视图。
【附图标记说明】
1-翼面；2-翼根；3-翼盒；4-锁紧盘；5-推杆；6-剪切保险丝；7-导筒；8-解锁作动器；9-连接销；10-气动装置；11-凸台；12-套筒；13-转轴；14-涡卷弹簧；15-压簧；16-定位销；17-旋转轮；18-螺钉；19-定位螺钉；20-舵翼展开；21-舵翼收拢；22-主体基座。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
如图1、图2和图3所示，本发明的实施例提供了一种飞可折叠的前掠式舵翼组件，包括：舵翼，所述舵翼为四片，以X型设置于飞行器尾部形成前掠式尾舵的气动布局，所述舵翼的前后缘为层流翼型，所述舵翼的前掠角为15°，所述舵翼的梢弦长大于根弦长，所述舵翼的上部为翼面1，下部为翼根2，所述翼面1下方的边缘设有一凸台11，所述翼根2呈L型，所述翼根2的底部开设有一接口；翼盒3，所述翼盒3安装在所述飞行器内部的主体基座22侧边，所述翼盒3中开设有一槽体，所述翼盒3下方的侧壁相对开设有两个通孔与所述槽体连通，所述通孔内均安装有一套筒12，所述套筒12部分突出于所述槽体，所述槽体的内部设置有一折叠组件，所述折叠组件包括转轴13和涡卷弹簧14，所述转轴13穿过所述槽体，两端套装在所述套筒12内，端头突出于所述翼盒3的侧壁，所述涡卷弹簧14卡装在所述套筒12的突出部上，所述翼根2的底部嵌入所述槽体，通过所述翼根2底部的接口铰接于所述转轴13上；锁扣装置，所述锁扣装置安装在所述飞行器内部的主体基座22上，所述锁扣装置包括锁紧盘4、推杆5、导筒7、解锁作动器8和剪切保险丝6，所述锁紧盘4与所述推杆5的第一端连接，所述推杆5的第二端安插在所述导筒7的第一端内部，所述推杆5的第二端的端头通过所述剪切保险丝6与所述解锁作动器8的工作部连接，所述解锁作动器8固定于所述主体基座22上，所述解锁作动器8的工作部突出于所述导筒7的第二端内部。
本发明的上述实施例所述的舵翼，以X型轴对称分布于称于飞行器尾部，使升力和侧力基本一致，飞行器在各个方向上的产生最大机动过载，且过载能力相同，不需要倾斜就可快速地产生侧向过载，使得产生升力都具有快速响应特性，适于在各方向上机动性要求较高的飞行器；同时舵翼采用前掠式的气动布局，舵翼前掠角为15°，迎面气流按前掠角分解成法向分量和展向分量，法向分量产生升力，展向分量不产生升力，由于翼面1上的气流展向流动指向翼根，大迎角飞行时气流从翼根分离，克服了翼尖失速问题，可用升力大，提高了空气动力效能，使飞行器在亚音速飞行时具有非常好的气动性能，显著提高其在仰角状态下的机动性；另外，前掠式舵翼可以保障舵翼与机身之间更好地连接，并且X型轴对称合理地分配舵翼所承受的压力，提高了飞行器在飞行时的气动性能，同时可使飞机的内容积增大，为设置内部挂载创造了条件。
进一步地，前后缘为层流翼型，层流翼型的最大厚度位置更靠后缘，前缘半径较小，上表面比较平坦，气流达到接近舵翼后缘升压区之前，尽可能在更长的距离上继续加速，保持层流流动，可以推迟由层流向湍流的转捩，翼面1表面流场的优化，有效减小翼面1的摩阻和波阻，进而减小飞行器的整体阻力，提高飞行器的升阻特性，另外，舵翼的梢弦长大于根弦，可提供较大舵面法向载荷，增加飞行器的可用过载，同时提升舵面效率，较高的舵面效率可以减小飞行器在飞行过程中气流对控制系统的影响，稳定飞行器的飞行姿态，提高飞行轨迹的精度、抗风能力和纵横向稳定性。
进一步地，舵翼下部为翼根2，翼根2为L型，可满足折叠后空间要求，如图5所示，翼根2嵌入翼盒3中，翼根2的底部开设的接口与穿设过翼盒3的转轴13在翼盒3的槽体内铰接，转轴13两端套装有套筒12，套筒12安装在翼盒3下方侧壁开设的通孔内，部分突出于翼盒3的槽体内，涡卷弹簧14卡装在套筒12的突出部位，避免直接卡装于转轴13上，当转轴13逆时针转动带动翼根2向翼盒3的槽体内偏转，舵翼慢慢往飞行器内部收拢，同时转轴13两端的套筒12也随转轴13旋转，使得涡卷弹簧14逐渐卷紧，可产生2N·m的力矩，此时套筒12可保护转轴13，避免由于涡卷弹簧14卷紧时产生的应力而受损。
进一步地，翼盒3安装在飞行器内部的主体基座22侧边，舵翼收拢21后，翼面1进入飞行器内部，通过安装在主体基座22上的锁扣装置锁紧，具体地，翼面1下方的边缘设有一凸台11，锁扣装置中的锁紧盘4卡在凸台11上，锁紧盘4与推杆5的第一端连接，推杆5的第二端安插在导筒7的第一端内，通过推杆5在导筒7内前后移动，推动锁紧盘4向前松开凸台11，或向后卡紧凸台11，实现对舵翼的解锁与扣紧。
进一步地，推杆5的第二端的端头通过剪切保险丝6与解锁作动器8的工作部连接，解锁作动器8的工作部突出于导筒7的第二端内部，推杆5由剪切保险丝6向后拉扯，保证锁紧盘4将凸台11扣紧，当需要解锁时，解锁作动器8的工作部剪断剪切保险丝6，使推杆5解除约束。
其中，所述解锁作动器8与一气动装置10连接。
本发明的上述实施例所述的解锁作动器8固定于主体基座22上，与安装在主体基座22内部的气动装置10连接，当执行解锁时，气动装置10触发解锁作动器8的工作部将剪切保险丝6剪断，同时解锁作动器8的工作部内气孔被打开，气动装置10通过气孔向导筒7内充入高压气体，使气压迅速增大推动推杆5向前移动，锁紧盘4随之被推离凸台11，舵翼被解锁。
其中，所述翼根2底部设置有一凹槽，所述凹槽设置在所述接口上方，所述凹槽内安装有一压簧15，所述压簧15与一定位销16连接。
其中，所述翼盒3的内壁设置有一定位孔。
本发明的上述实施例所述的舵翼被解锁后，在涡卷弹簧14产生的力矩作用下转轴13发生回复反弹，开始顺时针转动，带动翼根2向翼盒3的槽体外偏转，舵翼慢慢往飞行器外部展开，如图5所示，翼根2底部设置有一凹槽，当凹槽随翼根2转到翼盒3内壁的定位孔处，舵翼即展开到位，凹槽内的定位销16在与之连接的压簧15弹性作用下，滑入翼盒3内壁的定位孔内，从而防止舵翼展开20后在飞行过程中因气流震动而发生偏移或者异常收拢。
其中，所述推杆5上设有一限位孔，所述限位孔通过插入一连接销9将所述推杆5锁定。
本发明的上述实施例所述的限位孔设置在距锁紧盘4十毫米处的推杆5上，在舵翼收拢21状态下，剪切保险丝6拉紧推杆5，限位孔内插入一连接销9，将推杆5固定，进一步加固锁紧盘4与凸台11间的扣紧力，防止被涡卷弹簧14的卷缩力矩过大拉断剪切保险丝6时舵翼异常弹回展开；特别地，本发明限位孔内有气孔与气动装置10连接，当需要展开舵翼时，气动装置10通过气孔喷射高压气体使连接销9弹出，同时解锁作动器8的工作部剪断剪切保险丝6，气动装置10喷射的高压气体从解锁作动器8的工作部中气孔向导筒7内充入高压气体推动推杆5向前推进，锁紧盘4随之向前移动10mm远离凸台11，舵翼解除约束开始展开。
其中，所述转轴13的端头通过螺钉18均固定有一旋转轮17，所述旋转轮17边缘设置有多个卡位弧边，其中一个所述卡位弧边与一定位螺钉19卡紧。
如图4所示，本发明的上述实施例所述的可折叠的前掠式舵翼组件，通过逆时针转动连接在转轴13端头的旋转轮17，使舵翼收拢21后，旋转轮17上的一个卡位弧边与定位螺钉19对齐，通过拧紧定位螺钉19可固定转轴13，保持舵翼收拢21状态的稳定，防止由于涡卷弹簧14的卷缩力矩过大导致舵翼异常展开；当舵翼收拢21后，旋转轮17上的一个卡位弧边与定位螺钉19对齐，通过拧紧定位螺钉19可固定转轴13，保持舵翼收拢21状态的稳定，防止舵翼展开20后在飞行过程中因气流震动而发生偏移或者异常收拢。
本发明的上述实施例中可折叠的前掠式舵翼组件经过风洞试验测试后，法向载荷和舵面效率数据如下：
风洞试验尾舵翼法向载荷数据(单位：N)，0海拔高度
al(攻角) -2度 0度 2度 4度
Ma＝0.8 -185.48 9.96 198.11 415.12
Ma＝1.5 -266.21 86.76 353.92 783.21
舵面效率(配平攻角配平比)
al(攻角) -2度 0度 2度 4度
Ma＝0.8 1:1.81 1:1.73 1:1.84 1:1.95
Ma＝1.5 1:1.67 1:1.51 1:1.62 1:1.74
由测试结果可见，本发明实施例中的可折叠的前掠式舵翼组件在不增大尾舵展长的情况下，通过前掠式的层流翼型，显著提高了舵面效率，使飞行器具有良好的稳定性和操纵性，可以减小舵翼收拢之后的外倾尺寸。
以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种可折叠的前掠式舵翼组件，其特征在于，包括：
舵翼，所述舵翼为四片，以X型设置于飞行器尾部形成前掠式尾舵的气动布局，所述舵翼的前后缘为层流翼型，所述舵翼的前掠角为15°，所述舵翼的梢弦长大于根弦长，所述舵翼的上部为翼面，下部为翼根，所述翼面下方的边缘设有一凸台，所述翼根呈L型，所述翼根的底部开设有一接口；
翼盒，所述翼盒安装在所述飞行器内部的主体基座侧边，所述翼盒中开设有一槽体，所述翼盒下方的侧壁相对开设有两个通孔与所述槽体连通，所述通孔内均安装有一套筒，所述套筒部分突出于所述槽体，所述槽体的内部设置有一折叠组件，所述折叠组件包括转轴和涡卷弹簧，所述转轴穿过所述槽体，两端套装在所述套筒内，端头突出于所述翼盒的侧壁，所述涡卷弹簧卡装在所述套筒的突出部上，所述翼根的底部嵌入所述槽体，通过所述翼根底部的接口铰接于所述转轴上；
锁扣装置，所述锁扣装置安装在所述飞行器内部的主体基座上，所述锁扣装置包括锁紧盘、推杆、导筒、解锁作动器和剪切保险丝，所述锁紧盘与所述推杆的第一端连接，所述推杆的第二端安插在所述导筒的第一端内部，所述推杆的第二端的端头通过所述剪切保险丝与所述解锁作动器的工作部连接，所述解锁作动器固定于所述主体基座上，所述解锁作动器的工作部突出于所述导筒的第二端内部。
2.根据权利要求1所述的一种可折叠的前掠式舵翼组件，其特征在于，所述解锁作动器与一气动装置连接。
3.根据权利要求1所述的一种可折叠的前掠式舵翼组件，其特征在于，所述翼根底部设置有一凹槽，所述凹槽设置在所述接口上方，所述凹槽内安装有一压簧，所述压簧与一定位销连接。
4.根据权利要求1所述的一种可折叠的前掠式舵翼组件，其特征在于，所述翼盒的内壁设置有一定位孔。
5.根据权利要求1所述的一种可折叠的前掠式舵翼组件，其特征在于，所述推杆上设有一限位孔，所述限位孔通过插入一连接销将所述推杆锁定。
6.根据权利要求1所述的一种可折叠的前掠式舵翼组件，其特征在于，所述转轴的端头通过螺钉均固定有一旋转轮，所述旋转轮边缘设置有多个卡位弧边，其中一个所述卡位弧边与一定位螺钉卡紧。
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