CN109703758B - 双向飞翼飞行器气动外形和设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种双向飞翼飞行器气动布局及设计方法，包括包括低速模态机翼、高速模态机翼、低速模态副翼、高速模态副翼、低速模态升降舵、高速模态升降舵、低速模态垂尾和高速模态垂尾；低速模态副翼采用低速模态机翼翼梢作为全动舵面，低速模态升降舵采用低速模态机身的尾端作为舵面，低速模态垂尾位于飞行器低速模态机身上表面的对称面上且位于低速模态升降舵之前；高速模态副翼采用高速模态机翼翼梢作为全动舵面，高速模态升降舵采用高速模态机身的尾端作为舵面，高速模态垂尾位于飞行器高速模态机身上表面的对称面上且位于高速模态升降舵之前。解决常规舵面布局控制能力不足的问题。

Description

双向飞翼飞行器气动外形和设计方法

技术领域

本发明涉及一种双向飞翼飞行器气动外形，属于飞行器外形设计技术领域。

背景技术

双向飞翼新概念气动布局由迈阿密大学查葛城教授在2009年左右提出，飞行器外形近似为菱形，亚声速时以大展弦比外形飞行(低速模态)，加速到模态转换速度后飞行器绕垂直轴旋转90°，以小展弦比外形实现高速飞行(高速模态)。借助大/小展弦比飞行模态转变，满足不同速域对气动布局的需求，使飞行器全速域气动性能接近最优。

对双向飞翼布局的研究目前仍处于探索阶段，其控制舵面布局采用传统的机翼后缘分裂式舵面。该种舵面形式的主要缺点有：(1)低速大展弦比模态/高速小展弦比模态升降舵控制力臂较短、俯仰方向控制能力仅为2°～3°量级，阻力代价大；(2)高速小展弦比模态副翼舵面效率低、滚转方向控制能力差，阻力代价大；(3)方向控制采用分裂式方向舵，在超/高超声速时效率急剧降低，偏航控制能力不足。总体来看，传统舵面布局应用于双向飞翼飞行器存在控制能力不足问题，严重制约了该布局的工程实用化进程。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种双向飞翼飞行器气动外形和设计方法，解决常规舵面外形控制能力不足的问题。

本发明的技术解决方案：

根据本发明的一个方面，本发明提出了一种双向飞翼飞行器气动外形，包括低速模态机翼、高速模态机翼、低速模态副翼、高速模态副翼、低速模态升降舵、高速模态升降舵、低速模态垂尾和高速模态垂尾；

所述的低速模态时的高速模态机翼为飞行器低速模态机身，低速模态副翼采用低速模态机翼无高速模态升降舵一侧翼梢作为全动舵面，低速模态升降舵采用低速模态机身的尾端作为舵面，低速模态垂尾位于飞行器低速模态机身上表面的对称面上且位于低速模态升降舵之前；

所述的高速模态时的低速模态机翼为飞行器高速模态机身，高速模态副翼采用高速模态机翼无低速模态升降舵一侧翼梢作为全动舵面，高速模态升降舵采用高速模态机身的尾端作为舵面，高速模态垂尾位于飞行器高速模态机身上表面的对称面上且位于高速模态升降舵之前。

所述的低速模态升降舵和高速模态升降舵的舵轴与飞行器对应姿态下的翼展方向平行，低速模态升降舵和高速模态升降舵为后缘舵，绕前部舵轴转动。

所述的低速模态副翼和高速模态副翼的舵轴与飞行器对应姿态下的翼展方向平行，低速模态副翼和高速模态副翼为全动舵，绕中心舵轴转动。

所述的低速模态升降舵、高速模态升降舵、低速模态副翼和高速模态副翼外形为低/高速模态机翼设计的一部分，形状由机翼的气动外形决定。

所述的低速模态升降舵舵面面积占全机投影面积的5％～10％，高速升降舵舵面面积占全机投影面积的3％～7％。

所述的低速模态副翼面积占全机投影面积的3％～7％；高速模态副翼面积占全机投影面积的4％～8％。

所述的低速模态垂尾的舵轴与飞行器俯视投影面垂直，为全动式方向舵，在高速模态飞行时，低速模态垂尾方向与飞行方向一致。

所述的高速模态垂尾的舵轴与飞行器俯视投影面垂直，为全动式方向舵，低速模态飞行时，高速模态垂尾与飞行方向一致。

根据本发明的另一个方面，本发明提供了一种双向飞翼飞行器气动外形的设计方法，设计方法如下：

第一步，确定飞行器低/高速模态升降舵舵面面积、低/高速模态副翼面积和低/高速模态垂尾面积；

第二步，飞行器在高速模态飞行时，低速模态垂尾方向与飞行方向一致，低速模态飞行时，高速模态垂尾方向与飞行方向一致。

本发明与现有技术相比的有益效果：

(1)本发明通过俯仰方向通过机身后缘升降舵控制，滚转方向采用机翼外侧全动副翼控制，偏航方向机身后侧垂尾控制，增加了低速大展弦比模态/高速小展弦比模态的舵面控制力臂，解决了常规舵面布局控制能力不足的问题；

(2)本发明采用机翼的一部分来完成升降舵和副翼的功能，设计简单，容易实现，有很高的实用性。

(3)本发明的高速模态垂尾在低速模态飞行时，旋转90°与飞行方面平行，低速模态垂尾在高速模态飞行时，旋转90°与飞行方面平行，减小附加力和附加力矩，保证飞行时的高升阻比。

附图说明

本发明共有12幅附图。

图1是本发明提出的双向飞翼低速大展弦比模态示意图；

图2是本发明提出的双向飞翼高速小展弦比模态示意图；

图3是本发明提出的双向飞翼低速模态升降舵、副翼偏转示意图；

图4是本发明提出的双向飞翼低速模态垂尾偏转示意图；

图5是本发明提出的双向飞翼高速模态升降舵、副翼偏转示意图；

图6是本发明提出的双向飞翼高速模态垂尾偏转示意图；

图7是本发明提出的双向飞翼低速模态舵面俯仰力矩控制能力示意图；

图8是本发明提出的双向飞翼低速模态垂尾偏航力矩控制能力示意图；

图9是本发明提出的双向飞翼低速模态副翼滚转力矩控制能力示意图；

图10是本发明提出的双向飞翼高速模态舵面俯仰力矩控制能力示意图；

图11是本发明提出的双向飞翼高速模态垂尾偏航力矩控制能力示意图；

图12是本发明提出的双向飞翼高速模态副翼滚转力矩控制能力示意图。

图中，低速模态机翼1、低速模态升降舵2、低速模态副翼3、低速模态垂尾4、高速模态升降舵5、高速模态副翼6、高速模态垂尾7、高速模态机翼8。

具体实施方式

下面结合具体实例及附图对本发明进行详细说明。

实施例1、如图1和图2所示，本发明提出了一种双向飞翼飞行器气动外形，包括低速模态机翼1、高速模态机翼8、低速模态副翼3、高速模态副翼6、低速模态升降舵2、高速模态升降舵5、低速模态垂尾4和高速模态垂尾7；

低速模态时的高速模态机翼8为飞行器低速模态机身，低速模态副翼3采用低速模态机翼1无高速模态升降舵一侧翼梢作为全动舵面，低速模态升降舵2采用低速模态机身的尾端作为舵面，低速模态垂尾4位于飞行器低速模态机身上表面的对称面上且位于低速模态升降舵2之前。

高速模态时的低速模态机翼1为飞行器高速模态机身，高速模态副翼6采用高速模态机翼8无低速模态升降舵一侧翼梢作为全动舵面，高速模态升降舵5采用高速模态机身的尾端作为舵面，高速模态垂尾7位于飞行器高速模态机身上表面的对称面上且位于高速模态升降舵5之前。

如图3和图5所示，低速模态升降舵2和高速模态升降舵5的舵轴与飞行器对应姿态下的翼展方向平行，低速模态升降舵2和高速模态升降舵5为后缘舵，绕前部舵轴转动；低速模态副翼3和高速模态副翼6舵轴与飞行器对应姿态下的翼展方向平行，低速模态副翼3和高速模态副翼6为全动舵，绕中心舵轴转动。

低速模态升降舵2、高速模态升降舵5、低速模态副翼3和高速模态副翼6外形为低/高速模态机翼1和8设计的一部分，形状由机翼的气动外形决定。

低速模态升降舵2舵面面积占全机投影面积的5％～7％，舵面最大可用偏角-30°～+30°，高速模态升降舵舵面5面积占全机投影面积的5％～7％，舵面最大可用偏角-20°～+20°，在一个实施例中，低速模态升降舵和高速升降舵的舵面面积可以取一样的大小，在满足设计参数的前提下，使飞行器的结构更简洁。

如图4所示，低速模态垂尾4的舵轴与飞行器俯视投影面垂直，为全动式方向舵，在高速模态飞行时，低速模态垂尾4绕舵轴旋转90°，方向与飞行器平行。

低速模态垂尾4的垂尾前缘后掠角为45°～50°，低速模态飞行时可用舵偏角范围-20°～+20°。

如图6所示，高速模态垂尾7的舵轴与飞行器俯视投影面垂直，为全动式方向舵，低速模态飞行时垂尾绕舵轴旋转90°。

高速模态垂尾7，前缘后掠角45°～50°，高速模态飞行时可用舵偏角范围-20°～+20°。

本发明提出了纵向/偏航/滚转独立控制的舵面布局手段：俯仰方向通过机身后缘升降舵控制，滚转方向采用机翼外侧全动副翼控制，偏航方向机身后侧垂尾控制，增加了低速大展弦比模态/高速小展弦比模态的舵面控制力臂，解决了常规舵面布局控制能力不足的问题，如图7到12所示，根据图示的数值分析结果表明，本发明俯仰方向控制攻角范围可达8°以上，高速模态下方向舵/副翼调整比可达1左右。

实施例2，根据本发明的另一个方面，本发明提供了一种双向飞翼飞行器气动外形的设计方法，设计方法如下：

确定低速模态升降舵、低速模态副翼、高速模态升降舵和高速模态副翼的位置；

根据飞行器在低速模态和高速模态的纵向操稳匹配需要，分别设计飞行器低速模态升降舵舵面面积和高速模态升降舵舵面面积，舵面面积越大意味着控制能力强，但会同时造成铰链力矩过大等问题，升降舵偏角以舵面不失效为约束,取低速模态升降舵舵面面积占全机投影面积的5％～10％，舵面最大可用偏角-30°～+30°，高速模态升降舵舵面面积占全机投影面积的3％～7％，舵面最大可用偏角-20°～+20°，根据飞行器的升降舵的面积，确定舵轴的位置，舵轴与飞行器对应模态下的翼展方向平行；

根据飞行器在低速模态和高速模态的滚转操稳匹配需求，设计飞行器低速模态副翼面积和高速模态副翼面积，舵面面积越大意味着控制能力强，但会同时造成铰链力矩过大问题，取低速模态副翼面积占全机投影面积的3％～7％，舵面最大可用偏角-20°～+20°，高速模态升降舵舵面面积占全机投影面积的4％～8％，舵面最大可用偏角在-20°～+20°，根据飞行器的副翼面积，确定舵轴的位置，舵轴与飞行器对应模态下的翼展方向平行；

根据飞行器低速模态和高速模态的偏航操稳匹配需求，设计飞行器低速模态垂尾的面积和高速模态垂尾的面积和垂尾前缘后掠角的角度,为尽量提升垂尾控制能力，应将低速垂尾布置于机身后侧、低速升降舵前方，垂尾翼根处后缘可削尖避免低速升降舵与垂尾之间干涉,低速模态垂尾前缘后掠角在40°～50°，可用舵偏角范围-20°～+20°，高速模态垂尾前缘后掠角45°～65°，高速小展弦比模态飞行时可用舵偏角范围-20°～+20°；

设计低速模态垂尾和高速模态垂尾的舵轴，其与飞行器俯视投影面垂直，且垂尾可以绕舵轴旋转90°，高速模态飞行时低速模态垂尾绕舵轴旋转90°，方向与飞行方向一致，低速大展弦比模态飞行时高速模态垂尾绕舵轴旋转90°，方向与飞行方向一致。

低速模态升降舵、高速模态升降舵、低速模态副翼和高速模态副翼外形为机翼设计的一部分，形状由机翼的气动外形决定。

本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (8)

1.一种双向飞翼飞行器气动外形，其特征在于：包括低速模态机翼、高速模态机翼、低速模态副翼、高速模态副翼、低速模态升降舵、高速模态升降舵、低速模态垂尾和高速模态垂尾；

所述的低速模态时的高速模态机翼为飞行器低速模态机身，低速模态副翼采用低速模态机翼无高速模态升降舵一侧翼梢作为全动舵面，低速模态升降舵采用低速模态机身的尾端作为舵面，低速模态垂尾位于飞行器低速模态机身上表面的对称面上且位于低速模态升降舵之前；

所述的高速模态时的低速模态机翼为飞行器高速模态机身，高速模态副翼采用高速模态机翼无低速模态升降舵一侧翼梢作为全动舵面，高速模态升降舵采用高速模态机身的尾端作为舵面，高速模态垂尾位于飞行器高速模态机身上表面的对称面上且位于高速模态升降舵之前；

所述的低速模态升降舵和高速模态升降舵的舵轴与飞行器对应姿态下的翼展方向平行，低速模态升降舵和高速模态升降舵为后缘舵，绕前部舵轴转动，所述的低速模态副翼和高速模态副翼的舵轴与飞行器对应姿态下的翼展方向平行，低速模态副翼和高速模态副翼为全动舵，绕中心舵轴转动。

2.根据权利要求1所述的双向飞翼飞行器气动外形，其特征在于：所述的低速模态升降舵、高速模态升降舵、低速模态副翼和高速模态副翼外形为机翼设计的一部分，形状由机翼的气动外形决定。

3.根据权利要求1所述的双向飞翼飞行器气动外形，其特征在于：所述的低速模态副翼面积占全机投影面积的3％～7％；所述的高速模态副翼面积占全机投影面积的4％～8％。

4.根据权利要求1所述的双向飞翼飞行器气动外形，其特征在于：所述的低速模态垂尾的舵轴与飞行器俯视投影面垂直，为全动式方向舵，在高速模态飞行时，低速模态垂尾方向与飞行方向一致；所述的低速模态垂尾的垂尾前缘后掠角为40°～50°。

5.根据权利要求1所述的双向飞翼飞行器气动外形，其特征在于：所述的高速模态垂尾的舵轴与飞行器俯视投影面垂直，为全动式方向舵，低速模态飞行时，高速模态垂尾方向与飞行方向一致；所述的高速模态垂尾，前缘后掠角45°～65°。

6.一种权利要求1所述的双向飞翼飞行器气动外形的设计方法，其特征在于，通过以下步骤实现：

第一步，确定飞行器低/高速模态升降舵舵面面积、低/高速模态副翼面积和低/高速模态垂尾面积；

所述的低速模态升降舵舵面面积占全机投影面积的5％～10％，所述的高速模态升降舵舵面面积占全机投影面积的3％～7％；所述的低速模态副翼面积占全机投影面积的3％～7％，所述的高速模态升降舵舵面面积占全机投影面积的4％～8％；

第二步，飞行器在高速模态飞行时，低速模态垂尾方向与飞行方向一致，低速模态飞行时，高速模态垂尾方向与飞行方向一致。

7.根据权利要求6所述的双向飞翼飞行器气动外形的设计方法，其特征在于：所述的低速模态升降舵、高速模态升降舵、低速模态副翼和高速模态副翼外形为机翼的一部分，形状由机翼的气动外形决定。

8.根据权利要求6所述的双向飞翼飞行器气动外形的设计方法，其特征在于：所述的低速模态垂尾前缘后掠角在40°～50°，所述的高速模态垂尾前缘后掠角45°～65°。

Images