CN110182353A - 一种可变机翼外翼后掠角和可倾斜小翼的飞翼式飞机 - Google Patents
一种可变机翼外翼后掠角和可倾斜小翼的飞翼式飞机 Download PDFInfo
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Abstract
本发明公开了一种可变机翼外翼后掠角和可倾斜小翼的飞翼式飞机，飞翼式飞机具有内翼前缘、外翼前缘、小翼、外翼后缘、内翼后缘、升降副翼，外翼设置在内翼的两侧，小翼设置在外翼的翼梢，外翼与小翼均采用柔性蒙皮结构，外翼与内翼之间设置有第一作动机构，小翼与外翼之间设置有第二作动机构。本发明的优点：保证飞机具有较高的升阻力特性；提高了飞翼式飞机可达到的最大飞行速度，同时减小了各个速度阶段的阻力，使其更能够在战斗机上发挥自己的效能。
Description
技术领域
本发明属于航空器领域，具体设计一种可变机翼外翼后掠角和可倾斜小翼的飞翼式飞机。
背景技术
后掠机翼主要用于现代跨音速飞机和超音速飞机。双后掠机翼外翼后掠角的选择对于飞机整体性能起着至关重要的作用；小的外翼后掠角，有利于改善跨音速飞机的机动性，但在超音速飞行时，升力较小，无法实现快速飞行；大的外翼后掠角，有利于实现超音速飞行，完成突防任务，但在起飞降落时，升力较小，无法实现短距离滑跑。可变机翼外翼后掠角飞机最大的优点就是可以改变后掠角度，使飞机在高低速飞行中的性能都能得到优化。世界上第一种变后掠翼战斗机是由美国通用动力公司于1965年成功研制的F-111，1970年开始服役的米格-23是苏联20世纪80年代主要截击机种之一。
翼梢小翼能有效降低飞机的诱导阻力。但传统翼梢小翼仅能在巡航状态减小阻力，而在起飞、爬升等非设计状态的减阻效率较低。可倾折的翼梢小翼却能很好的解决这个问题，根据飞行状态实时的改变小翼的倾转角度，能在整个飞行包线中提供最佳的减阻效果。空客公司和布里斯托大学共同开展的“morphlet”项目，采用伺服电机作为驱动小翼倾转角度的机构，在保持巡航减阻不变的情况下，可以在起飞阶段将升阻比提高3％。
随着经济的发展，人们对飞行任务综合要求不断提高，飞机能够在不同的条件下稳定执行多种任务始终保持良好的飞行性能是人们对于飞行器提出的新的要求，也是飞翼式飞机发展的一大趋势。电子技术和计算机控制技术的发展,线控增稳技术和放宽静稳定性技术逐渐成熟,为飞翼式气动布局飞机的发展提供了条件。飞翼式飞机没有机身，所以其机翼必须比常规的机翼厚得多，低速飞行时没有太大影响，但是当飞机接近音速时，机翼就会产生比较大的阻力效用，所以飞翼不适合高速飞行，它们对阻力比一般飞机更为敏感。飞翼具有良好的升阻特性，由于没有垂尾，也有利于提高飞机的隐身性，从这一点上来看，它很适合作为战斗机来使用，但是为保障飞翼良好的机动性以及升阻特性，飞翼多采用小的翼载，飞行速度较低，但若想增大飞翼的飞行速度从而运用于战斗机，必不可少的就是增加其翼载，所以这也是飞翼现阶段发展过程中不可避免的矛盾。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明提供了一种可变机翼外翼后掠角和可倾斜小翼的飞翼式飞机。旨在完善现有的飞翼式飞机无法解决良好的机动性和用于战斗飞行需要较高速度的矛盾，并且无法做到在所有情况下都能保持减阻效果的不足之处，通过将可变机翼外翼后掠角和可倾折小翼这两项变体技术与飞翼式飞机相结合的手段，发明出一种能兼顾高速和低速飞行、同时实现机动性与快速隐身性以及在不同飞行阶段都能有效做到减阻的飞翼式飞机。
本发明具体方案如下：
一种可变机翼外翼后掠角和可倾斜小翼的飞翼式飞机，所述飞翼式飞机具有内翼前缘、外翼前缘、小翼、外翼后缘、内翼后缘、升降副翼，外翼设置在内翼的两侧，小翼设置在外翼的翼梢，所述外翼与小翼均采用柔性蒙皮结构，所述外翼与内翼之间设置有第一作动机构，所述第一作动机构用于驱动外翼在前后方向的掠角，所述小翼与外翼之间设置有第二作动机构，所述第二作动机构用于驱动小翼在垂直方向上倾转，
所述飞翼式飞机控制方法分为：
1)、起飞阶段，采用小机翼外翼后掠角和没有倾斜角度的小翼，可以增加机翼前缘的升力，减小起飞划跑距离，并在不额外增加其他阻力的同时减小诱导阻力；
2)、巡航阶段，采用中机翼外翼后掠角和中等角度倾斜的小翼，在保证升力的前提下更有效的减小了亚声速巡航时的诱导阻力，可使飞翼的航程更远，续航时间更长；
3)、突防阶段，采用大的机翼外翼后掠角和大角度倾斜的小翼，在完成任务阶段，大的后掠角以及飞翼结构的气动外形在提升速度的同时，也可有效提高飞翼的机动性和隐身性，在超声速阶段的飞行中，大角度倾转的翼梢小翼可更加有效的减小诱导阻力；
4)、降落阶段，同起飞阶段的变体结构。
进一步地，所述外翼与小翼的内部设置有柔性支撑杆。
进一步地，外翼上具有与内翼相对位置不变的点，所述第一作动机构包括第一电机、与第一电机输出轴连接的第一摇杆、与第一摇杆铰接的第二摇杆，所述第二摇杆与外翼可旋转连接。
进一步地，所述第二作动机构包括第二电机、与第二电机输出轴连接的第三摇杆、与机翼外翼固连的第一杆、与小翼固连的第二杆，所述第一杆与第二杆通过端部铰接，所述第三摇杆的一端可在第二杆上移动。
本发明的技术解决方案：可变机翼外翼后掠角和可倾折小翼式的飞翼飞机的设计，其结构包括翼身融合的整体外形、升降副翼、动力装置和控制系统、以及此次设计的重点：可变后掠角的机翼外翼、可倾折的翼梢小翼和连接它们的作动机构。其中小翼基本呈现梯形，可变后掠角的机翼外翼呈现平行四边形，通过柔性蜂窝蒙皮技术在变体飞机上的运用，可以有效改变机翼后掠角度和小翼倾折角度，保障飞翼式飞机良好的气动布局和升阻特性。作动机构分别设置在小翼与可变后掠角的机翼外翼之间和可变后掠角的机翼外翼与固定的前段机翼之间，起到可调整角度的作用。
本发明的优点：可变机翼外翼后掠角和可倾折小翼的飞翼式飞机的设计，首先秉承了飞翼式飞机良好的机动性和隐身性的性能，可以保证飞机具有较高的升阻力特性；其次加入了可变角度的机翼外翼后掠角和小翼的设计，提高了飞翼式飞机可达到的最大飞行速度，同时减小了各个速度阶段的阻力，使其更能够在战斗机上发挥自己的效能。
附图说明
附图1是可变机翼外翼后掠角和可倾斜小翼的飞翼式飞机整机俯视图；
附图2是机翼外翼后掠角变角度示意图；
附图3是小翼倾折不同角度及小翼立体的示意图；
附图4是外翼与内翼之间的作动机构；
附图5是小翼与外翼之间的作动机构；
图中内翼前缘1、外翼前缘2、小翼3、外翼后缘4、内翼后缘5、升降副翼6、机翼外翼的中间位置7、机翼外翼向前掠的最大位置8、机翼外翼向后掠的最大位置9、小翼最大倾斜角的位置10、小翼中等倾斜角的位置11、小翼没有倾斜角的位置12、机翼外翼与内翼相对位置不变的点13、第一摇杆14、第二摇杆15、第一杆16、第二杆17、第三摇杆18。
具体实施方式
可变机翼外翼后掠角和可倾斜小翼的飞翼式飞机是为了在实际飞行的前提下，提升飞机的升阻比和隐身性能，兼顾高速低速气动性能的优点。
结合图1-5，本发明的具体方案为，一种可变机翼外翼后掠角和可倾斜小翼的飞翼式飞机，所述飞翼式飞机具有内翼前缘1、外翼前缘2、小翼3(可倾折的翼梢小翼)、外翼后缘4、内翼后缘5、升降副翼6，外翼设置在内翼的两侧，小翼3设置在外翼的翼梢，所述外翼与小翼3均采用柔性蒙皮结构，所述外翼与内翼之间设置有第一作动机构，所述第一作动机构用于驱动外翼在前后方向的掠角，所述小翼与外翼之间设置有第二作动机构，所述第二作动机构用于驱动小翼在垂直方向上倾转。所述外翼与小翼3的内部设置有柔性支撑杆(图中未示出)。外翼上具有与内翼相对位置不变的点13，所述第一作动机构包括第一电机(图中未示出)、与第一电机输出轴连接的第一摇杆14、与第一摇杆14铰接的第二摇杆15(带动外翼绕点13旋转的摇杆)，所述第二摇杆15与外翼可旋转连接。所述第二作动机构包括第二电机(图中未示出)、与第二电机输出轴连接的第三摇杆18(可带动小翼旋转的摇杆)、与机翼外翼固连的第一杆16、与小翼固连的第二杆17，所述第一杆16与第二杆17通过端部铰接，所述第三摇杆18的一端可在第二杆17上移动。
本发明可变机翼外翼后掠角和可倾折小翼的飞翼式飞机主要实施步骤包括：
1、起飞阶段。采用较小的机翼外翼后掠角8(机翼外翼向前掠的最大位置8)和没有倾斜角度的小翼12(小翼没有倾斜角的位置)，可以增加机翼前缘的升力，减小起飞划跑距离，并在不额外增加其他阻力的同时减小诱导阻力。
2、巡航阶段。采用中等的机翼外翼后掠角7(机翼外翼的中间位置7)和中等角度倾斜的小翼11(小翼中等倾斜角的位置11)，在保证升力的前提下更有效的减小了亚声速巡航时的诱导阻力，可使飞翼的航程更远，续航时间更长。
3、突防阶段。采用较大的机翼外翼后掠角9(机翼外翼向后掠的最大位置9)和较大角度倾斜的小翼10(小翼最大倾斜角的位置10)，在完成任务阶段，大的后掠角以及飞翼结构的气动外形在提升速度的同时，也可有效提高飞翼的机动性和隐身性，在超声速阶段的飞行中，大角度倾转的翼梢小翼可更加有效的减小诱导阻力。
4、降落阶段。同起飞阶段的变体结构。
具体的实施例：运用可变机翼外翼后掠角和可倾折小翼式的飞翼飞机，本例给定飞行速度v＝200m/s、后掠角度α＝30°、小翼倾转角β＝30°的巡航时飞机参数，按照本专利所述设计方法，该飞翼飞机在设计条件下可完全实现指定任务。
运用本专利生成的飞机在结合变体飞机与飞翼式飞机优势的同时，实现了高低速飞行时最优的升力、机动特性和减阻效果，能够有效完成飞行任务，从而提高飞机的总体性能。
Claims (4)
1.一种可变机翼外翼后掠角和可倾斜小翼的飞翼式飞机，其特征在于：所述飞翼式飞机具有内翼前缘(1)、外翼前缘(2)、小翼(3)、外翼后缘(4)、内翼后缘(5)、升降副翼(6)，外翼设置在内翼的两侧，小翼(3)设置在外翼的翼梢，所述外翼与小翼(3)均采用柔性蒙皮结构，所述外翼与内翼之间设置有第一作动机构，所述第一作动机构用于驱动外翼在前后方向的掠角，所述小翼与外翼之间设置有第二作动机构，所述第二作动机构用于驱动小翼在垂直方向上倾转，
所述飞翼式飞机控制方法分为：
1)起飞阶段，采用小机翼外翼后掠角和没有倾斜角度的小翼，可以增加机翼前缘的升力，减小起飞划跑距离，并在不额外增加其他阻力的同时减小诱导阻力；
2)巡航阶段，采用中机翼外翼后掠角和中等角度倾斜的小翼，在保证升力的前提下更有效的减小了亚声速巡航时的诱导阻力，可使飞翼的航程更远，续航时间更长；
3)突防阶段，采用大的机翼外翼后掠角和大角度倾斜的小翼，在完成任务阶段，大的后掠角以及飞翼结构的气动外形在提升速度的同时，也可有效提高飞翼的机动性和隐身性，在超声速阶段的飞行中，大角度倾转的翼梢小翼可更加有效的减小诱导阻力；
4)降落阶段，同起飞阶段的变体结构。
2.如权利要求1所述的一种可变机翼外翼后掠角和可倾斜小翼的飞翼式飞机，其特征在于：所述外翼与小翼(3)的内部设置有柔性支撑杆。
3.如权利要求1所述的一种可变机翼外翼后掠角和可倾斜小翼的飞翼式飞机，其特征在于：外翼上具有与内翼相对位置不变的点(13)，所述第一作动机构包括第一电机、与第一电机输出轴连接的第一摇杆(14)、与第一摇杆(14)铰接的第二摇杆(15)，所述第二摇杆(15)与外翼可旋转连接。
4.如权利要求1所述的一种可变机翼外翼后掠角和可倾斜小翼的飞翼式飞机，其特征在于：所述第二作动机构包括第二电机、与第二电机输出轴连接的第三摇杆(18)、与机翼外翼固连的第一杆(16)、与小翼固连的第二杆(17)，所述第一杆(16)与第二杆(17)通过端部铰接，所述第三摇杆(18)的一端可在第二杆(17)上移动。
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