CN117246502B - 一种翻折翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞行器技术领域，并公开了一种翻折翼飞行器，包括：机身和折叠机翼，折叠机翼与机身的侧面中轴线平行设置；折叠机翼包括左机翼和右机翼，左机翼和右机翼均由依次连接的内翼段、中翼段和外翼段构成，内翼段、中翼段和外翼段上均设置有后缘操纵舵面；左机翼和右机翼内部为若干翼梁和若干翼肋交错连接构成的机翼骨架，内翼段、中翼段和外翼段内部对应的翼梁之间通过翻折机构连接；左机翼和右机翼的外翼段的末端中均设置有翼尖翼肋，翼尖翼肋中安装有互补连接机构。本发明技术方案能够满足隐身、减重、灵活避障等更高要求，拓展了飞翼布局飞行器的操纵方式并提高操纵效率。

Description

一种翻折翼飞行器

技术领域

本发明属于飞行器技术领域，特别是涉及一种翻折翼飞行器。

背景技术

在飞行器市场无人化、轻小型化驱动和主动控制技术、材料技术等先进配套技术发展的促进下，变体飞行器以其特有的跨工况适应性优势获得人们的青睐。

其中最受关注的变体议题是大尺度的机翼变体。这是因为，在传统非变体飞行器中固定翼飞行器占主要地位，而固定翼飞行器气动性能、飞行性能与机翼几何形状和尺寸密切相关，变体技术恰好能够使单一飞行器形成不同的机翼形状，进而获得不同的性能效果。

机翼变体飞行器在军民两方面都具有极高的研究价值。一方面在飞行器起降平台多样化趋势下，军用航空领域从快速响应、多用途能力和特种作战能力的性能指标出发，对炮射无人机、潜射无人机、机载可回收无人机等机翼变体飞行器提出更大需求。另一方面，随着国民经济不断增长、人民对生活质量提出更高要求，民用汽车领域携手民用航空，针对城市陆域交通拥挤问题，力图发展以变体飞行汽车为代表的“空陆两栖”交通工具。

材料变体一般借助柔性材料的变形、柔性囊体充放气等方式实现机翼变体，其优点是变体过程中及变体前后飞行器结构始终保持连续，但其发展主要受到柔性材料变形能力和可靠性的限制，目前不常被应用于大尺度变体的设计中。

目前主流的机翼机械变体主要有机翼面内转动(变后掠)、翼段展向伸缩(伸缩翼)和机翼空间折叠(折叠翼)三种方式。其中变后掠改变全机重心的纵向站位，对飞行器纵向稳定性影响较大，且驱动机构占据较大机身空间；伸缩翼的驱动机构也占据较大机身空间，同时为保证翼段伸出后的机翼刚度，需额外突出机身两侧的支撑结构，引起更大结构增重。而折叠翼不改变重心纵向站位，主要的变体机构远离机身，变动部分为更加轻小的机翼翼段，是目前发展最广泛的机械变体方式和技术之一。

目前主流的折叠翼方案是美国提出的“Z”翼飞行器，其设计理念为，在巡航时采用完全展开的较大展弦比构型，以较高升阻比提高航程和升限；在高速机动时采用机翼内段贴身的较小展弦比更高刚度构型，配合发动机更高功率，实现低空高速攻击。

但该方案变体前后的机翼参考面积、全机浸湿面积巨大变化对升力有很大影响，需要足够大的飞行速度在较小升力面的构型下平衡重力，且其折叠后全机气动焦点大幅后移，限制其可进行折叠变体的区间在超声速范围。而其在机翼折叠后的机动构型中，唯一担任翼面作用的原外翼段仅靠折叠部位的铰链支撑，在结构重量要求和工艺技术限制下难以获得明显优于比折叠前构型的刚度，过多限制其承受高马赫数飞行过载的能力，难以充分发挥其变体设计的初衷。

发明内容

本发明的目的是提供一种翻折翼飞行器，以解决上述现有技术存在的问题。

为实现上述目的，本发明提供了一种翻折翼飞行器，包括：

机身和安装于所述机身两侧的折叠机翼，所述折叠机翼与所述机身的侧面中轴线平行设置；

所述折叠机翼包括对称安装于所述机身两侧的左机翼和右机翼，所述左机翼和所述右机翼均由依次连接的内翼段、中翼段和外翼段构成，所述内翼段为具有弯度的高升力翼型，所述中翼段和所述外翼段均为对称翼型，且所述内翼段、中翼段和所述外翼段上均设置有后缘操纵舵面；

所述左机翼和所述右机翼内部为若干翼梁和若干翼肋交错连接构成的机翼骨架，所述内翼段、中翼段和所述外翼段内部对应的翼梁之间通过翻折机构连接；

所述左机翼和所述右机翼的外翼段的末端中均设置有翼尖翼肋，所述翼尖翼肋中安装有互补连接机构。

可选的，所述机身包括：机身骨架、进气道、主油箱和发动机；

所述进气道与所述发动机连通设置；

所述机身骨架位于所述左机翼和所述右机翼的翼体根部之间，所述机身骨架的前半段由各折叠机翼的翼梁交接构成，所述机身骨架的后半段由若干依次排列的机身隔框构成；

所述发动机穿插设置于若干所述机身隔框中，所述进气道设置于所述机身骨架的前半段中，所述主油箱为凹形油箱，并贴合设置于所述进气道下部及两侧。

可选的，所述内翼段包括内翼骨架和位于所述内翼骨架内部的副油箱；

所述内翼骨架包括：第一内翼梁、第二内翼梁和第三内翼梁；

所述第一内翼梁和所述第二内翼梁平行设置，且均贯穿所述折叠机翼内部并超出所述内翼段根部；所述第三内翼梁一端与所述第二内翼梁连接，另一端与所述机身尾部连接；

所述第一内翼梁、第二内翼梁和所述第三内翼梁设置有若干翼肋。

可选的，所述中翼段与所述内翼段、所述外翼段的连接处均设置有若干特型翼肋，所述特型翼肋中设置有所述翻折机构。

可选的，所述翻折机构为伞式整流罩，包括对称设置的内侧伞式整流罩和外侧伞式整流罩，所述内侧伞式整流罩和所述外侧伞式整流罩之间通过整流罩伞轴连接，所述整流罩伞轴固定设置于相邻所述特型翼肋之间。

可选的，所述内侧伞式整流罩包括：内侧整流罩伞骨和内侧整流罩柔性蒙皮；

所述内侧整流罩柔性蒙皮安装于相邻所述特型翼肋之间，所述内侧整流罩柔性蒙皮和所述整流罩伞轴之间通过若干内侧整流罩伞骨连接，若干所述内侧整流罩伞骨呈放射性排列。

可选的，所述外侧伞式整流罩包括：外侧整流罩伞骨和外侧整流罩柔性蒙皮；

所述外侧整流罩柔性蒙皮安装于相邻所述特型翼肋之间，所述外侧整流罩柔性蒙皮和所述整流罩伞轴之间通过若干外侧整流罩伞骨连接，若干所述外侧整流罩伞骨呈放射性排列。

可选的，所述互补连接机构包括互补连接的第一连接机构和第二连接机构；

所述第一连接机构包括：环形电动磁吸装置负极和电动伸缩插销，所述环形电动磁吸装置负极设置于所述左机翼的翼尖翼肋一侧，且所述左机翼的翼尖翼肋一侧还安装有所述电动伸缩插销；

所述第二连接机构环形电动磁吸装置正极和插销槽；

所述环形电动磁吸装置正极设置于所述右机翼的翼尖翼肋一侧，且所述右机翼的翼尖翼肋一侧还开设有所述插销槽；

所述环形电动磁吸装置正极与所述环形电动磁吸装置负极对应设置，所述插销槽和所述电动伸缩插销对应设置。

本发明的技术效果为：

本发明提供的一种翻折翼飞行器具有多功能适应性布局，翼身融合飞翼布局和进气道融入机身的布置，符合减少翼身干扰阻力的需要。本发明也符合军用隐身飞行器需求，可使用柔性后缘舵面进行操纵，进一步遏制全机雷达散射截面大小；若面向隐身需求不大的设计指标，可使用传统后缘偏转舵面，控制降低全机设计成本。

本发明提供的一种翻折翼飞行器通过对机翼进行折叠可具有多种变体方案，能够通过机翼翻折替代传统尾翼操纵面，三段翼面均设有后缘操纵舵面(可为柔性变后缘设计或传统偏转后缘设计)。其中内翼段后缘舵面作用同传统的耦合襟副翼舵面，中翼段后缘舵面在“机动模式”下替代传统飞行器布局中的尾翼方向舵，外翼段后缘舵面在“机动模式”下替代传统飞行器布局中的尾翼升降舵。在翻折过程中，通过中外翼段后缘舵面偏转，改变中外翼段翼型弯曲方向，进而改变所受气动载荷方向。在受气动载荷向上阶段，可以借气动载荷作用驱动翼面翻折；外翼段后缘舵面进一步偏转，使翼段所受气动载荷向下，可使“机动模式”的上部翼段仍产生正升力，以此避免变体达到“机动模型”后全机升阻比损失过大。

本发明的三段翼面中内翼段的有效面积最大，气动效率最高，作为提供升力占比最大的主翼面。其不参与变体，在变体各模式下为全机提供的局部升力差距不大，是本发明变体前后气动性能维持的重要保障。

通过机翼翻折过程中的左右非同步翻折控制和“机动模式”下的联翼气动构型特点，可通过机翼变体实现对全机的滚转偏航控制，以此代替传统方向舵和升降舵作用。一方面实现了更加简洁的外形设计，为满足隐身、减重、灵活避障等更高要求打下基础；另一方面机翼翻折拓展了飞翼布局飞行器的操纵方式并提高操纵效率；

本发明在翻折过程中采用短时发动机全油门推进提速补充损失升力，确保飞行中变体的安全性。对于翻折机构，采用蜗轮蜗杆机构将沿展向扭矩转换成沿弦向扭矩实现机翼翻折。考虑可能出现机构驱动力不足的情况，可通过耦合襟副翼偏转使升力方向转变，利用气动载荷辅助驱动翻折，增强变体可靠性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

构成本申请的一部分的附图用来提供对本申请的进一步理解，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：

图1为本发明实施例中的翻折翼飞行器气动布局图，其中，图1(a)为本发明实施例中的翻折翼飞行器巡航模式气动布局图，图1(b)为本发明实施例中的翻折翼飞行器典型过渡模式气动布局图，图1(c)为本发明实施例中的翻折翼飞行器机动模式气动布局图；

图2为本发明实施例中的翻折翼飞行器巡航模式9km工况气动数据示意图；

图3为本发明实施例中的翻折翼飞行器典型过渡模式9km工况气动数据示意图；

图4为本发明实施例中的翻折翼飞行器机动模式9km工况气动数据示意图；

图5为本发明实施例中的翻折翼飞行器飞行包线比较示意图；

图6为本发明实施例中的翻折翼飞行器受气动载荷，结构轻微变形达到平衡时示意图；其中，图6(a)为本发明实施例中的翻折翼飞行器“巡航模式”机翼初始形态示意图，图6(b)为本发明实施例中的翻折翼飞行器“巡航模式”机翼平衡形态示意图，图6(c)为本发明实施例中的翻折翼飞行器“机动模式”机翼初始形态示意图；图6(d)为本发明实施例中的翻折翼飞行器“机动模式”机翼平衡形态示意图；

图7为本发明实施例中的机翼右段俯视图；

图8为本发明实施例中的翻折翼飞行器总体布局结构图，其中，图8(a)为本发明实施例中的翻折翼飞行器巡航模式示意图，图8(b)为本发明实施例中的翻折翼飞行器机动模式示意图；

图9为本发明实施例中的翻折翼飞行器机身、机翼骨架结构示意图；

图10为本发明实施例中的翻折翼飞行器翻折处各翼段翼梁结构形状及相对位置示意图，其中，图10(a)为本发明实施例中的翻折翼飞行器巡航模式翻折处内翼段、中翼段翼梁结构形状及相对位置示意图，图10(b)为本发明实施例中的翻折翼飞行器典型过渡模式翻折处内翼段、中翼段和外翼段翼梁结构形状及相对位置示意图；

图11为本发明实施例中的翻折翼飞行器翻折处两翼段端面翼肋结构相对位置示意图，其中，图11(a)为本发明实施例中的翻折翼飞行器巡航模式翻折处两翼段端面翼肋结构相对位置示意图，图11(b)为本发明实施例中的翻折翼飞行器机动模式翻折处两翼段端面翼肋结构相对位置图；

图12为本发明实施例中的翻折翼飞行器翻折处双侧伞式整流罩示意图，其中，图12(a)为本发明实施例中的翻折翼飞行器巡航模式双侧伞式整流罩示意图，图12(b)为本发明实施例中的翻折翼飞行器机动模式双侧伞式整流罩示意图；

图13为本发明实施例中的翻折翼飞行器翼尖连接机构示意图，其中，图13(a)为本发明实施例中的翻折翼飞行器机动模式右翼外段翼尖连接机构示意图，图13(b)为本发明实施例中的翻折翼飞行器机动模式左翼外段翼尖连接机构示意图；

标号说明：1-进气道，2-发动机，3-主油箱，4-副油箱，5-机身骨架，6-机身隔框，7-机翼骨架，8-内翼段，9-中翼段，10-外翼段，11-翼根翼肋，12-特型翼肋，13-普通保型翼肋，14-翼尖翼肋，15-第一内翼梁，16-第二内翼梁，17-第三内翼梁，18-中翼段1号梁，19-中翼段2号梁，20-外翼段1号梁，21-外翼段2号梁，22-整流罩伞轴，23-内侧整流罩伞骨，24-内侧整流罩柔性蒙皮，25-外侧整流罩伞骨，26-外侧整流罩柔性蒙皮，27-环形电动磁吸装置正极，28-环形电动磁吸装置负极，29-电动伸缩插销，30-插销槽。

具体实施方式

现详细说明本发明的多种示例性实施方式，该详细说明不应认为是对本发明的限制，而应理解为是对本发明的某些方面、特性和实施方案的更详细的描述。

应理解本发明中所述的术语仅仅是为描述特别的实施方式，并非用于限制本发明。另外，对于本发明中的数值范围，应理解为还具体公开了该范围的上限和下限之间的每个中间值。在任何陈述值或陈述范围内的中间值以及任何其他陈述值或在所述范围内的中间值之间的每个较小的范围也包括在本发明内。这些较小范围的上限和下限可独立地包括或排除在范围内。

除非另有说明，否则本文使用的所有技术和科学术语具有本发明所述领域的常规技术人员通常理解的相同含义。虽然本发明仅描述了优选的方法，但是在本发明的实施或测试中也可以使用与本文所述相似或等同的任何方法。本说明书中提到的所有文献通过引用并入，用以公开和描述与所述文献相关的方法。在与任何并入的文献冲突时，以本说明书的内容为准。

在不背离本发明的范围或精神的情况下，可对本发明说明书的具体实施方式做多种改进和变化，这对本领域技术人员而言是显而易见的。由本发明的说明书得到的其他实施方式对技术人员而言是显而易见的。本申请说明书和实施例仅是示例性的。

关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

实施例一

如图1-图11所示，本实施例中提供了一种翻折翼飞行器，包括：

机身和安装于所述机身两侧的折叠机翼，所述折叠机翼与所述机身的侧面中轴线平行设置；

所述折叠机翼包括对称安装于所述机身两侧的左机翼和右机翼，所述左机翼和所述右机翼均由依次连接的内翼段8、中翼段9和外翼段10构成，所述内翼段8为具有弯度的高升力翼型，所述中翼段9和所述外翼段10均为对称翼型，且所述内翼段8、中翼段9和所述外翼段10上均设置有后缘操纵舵面；

所述左机翼和所述右机翼内部为若干翼梁和若干翼肋交错连接构成的机翼骨架，所述内翼段8、中翼段9和所述外翼段10内部对应的翼梁之间通过翻折机构连接；内翼段与机身融合；

所述左机翼和所述右机翼的外翼段10的末端中均设置有翼尖翼肋14，所述翼尖翼肋14中安装有互补连接机构。

可实施的，所述机身包括：机身骨架5、进气道1、主油箱3和发动机2；

所述进气道1与所述发动机2连通设置；

所述机身骨架5位于所述左机翼和所述右机翼的翼体根部之间，所述机身骨架5的前半段由各折叠机翼的翼梁交接构成，所述机身骨架5的后半段由若干依次排列的机身隔框6构成；

所述发动机2穿插设置于若干所述机身隔框6中，所述进气道1设置于所述机身骨架5的前半段中，所述主油箱3为凹形油箱，并贴合设置于所述进气道1下部及两侧。

可实施的，所述内翼段8包括内翼骨架和位于所述内翼骨架内部的副油箱4；

所述内翼骨架包括：第一内翼梁15、第二内翼梁16和第三内翼梁17；

所述第一内翼梁15和所述第二内翼梁16平行设置，且均贯穿所述折叠机翼内部并超出所述内翼段8根部；

所述第三内翼梁17一端与所述第二内翼梁16连接，另一端与所述机身尾部连接；

所述第一内翼梁15、第二内翼梁16和所述第三内翼梁17设置有若干翼肋。

可实施的，所述中翼段9与所述内翼段8、所述外翼段10的连接处均设置有若干特型翼肋12，所述特型翼肋12中设置有所述翻折机构。

可实施的，所述翻折机构为伞式整流罩，包括对称设置的内侧伞式整流罩和外侧伞式整流罩，所述内侧伞式整流罩和所述外侧伞式整流罩之间通过整流罩伞轴22连接，所述整流罩伞轴22固定设置于相邻所述特型翼肋12之间。

可实施的，所述内侧伞式整流罩包括：内侧整流罩伞骨23和内侧整流罩柔性蒙皮24；

所述内侧整流罩柔性蒙皮24安装于相邻所述特型翼肋12之间，所述内侧整流罩柔性蒙皮24和所述整流罩伞轴22之间通过若干内侧整流罩伞骨23连接，若干所述内侧整流罩伞骨23呈放射性排列。

可实施的，所述外侧伞式整流罩包括：外侧整流罩伞骨25和外侧整流罩柔性蒙皮26；

所述外侧整流罩柔性蒙皮26安装于相邻所述特型翼肋12之间，所述外侧整流罩柔性蒙皮26和所述整流罩伞轴22之间通过若干外侧整流罩伞骨25连接，若干所述外侧整流罩伞骨25呈放射性排列。

可实施的，所述互补连接机构包括互补连接的第一连接机构和第二连接机构；

所述第一连接机构包括：环形电动磁吸装置负极28和电动伸缩插销29，所述环形电动磁吸装置负极28设置于所述左机翼的翼尖翼肋14一侧，且所述左机翼的翼尖翼肋14一侧还安装有所述电动伸缩插销29；

所述第二连接机构环形电动磁吸装置正极27和插销槽30；

所述环形电动磁吸装置正极27设置于所述右机翼的翼尖翼肋14一侧，且所述右机翼的翼尖翼肋14一侧还开设有所述插销槽30；

所述环形电动磁吸装置正极27与所述环形电动磁吸装置负极28对应设置，所述插销槽30和所述电动伸缩插销29对应设置。

本实施例翻折翼飞行器为无人飞行器，采用翼身融合飞翼布局；发动机进气道置于机身上方；机翼为内中外三段翼面设计，中外两段翼面可向上翻折，形成类似“盒”式构型。示意图如图1所示。

多功能适应性布局：其翼身融合飞翼布局和进气道融入机身的布置，符合减少翼身干扰阻力的需要。该布局也符合军用隐身飞行器需求，可使用柔性后缘舵面进行操纵，进一步遏制全机雷达散射截面大小；若面向隐身需求不大的设计指标，可使用传统后缘偏转舵面，控制降低全机设计成本。

变体方案：定义机翼展开构型为“巡航模式”，目标巡航性能(航程航时和飞行高度)最优；定义机翼完全翻折构型为“机动模式”，目标承载能力、姿态响应最优；定义翻折过程中外翼段垂直于内翼段的瞬时状态为“典型过渡模式”。

从“巡航模式”向“机动模式”的变体过程依次为：

机翼三翼段完全展开的“巡航模式”，此时飞行器气动及操纵特点同传统飞翼布局特点；

中外翼段向上翻折至与内翼段成垂直关系的“典型过渡模式”，此时飞行器气动及操纵特点类似于传统双立尾布局特点，竖起的中外翼段相当于垂尾作用；

外翼段向内翻折至与内翼段所在平面平行，左右翼尖对接锁死，构型成“机动模式”，此时飞行器气动及操纵特点类似于传统联翼布局特点，中翼段相当于垂尾，外翼段相当于平尾。

从“机动模式”向“巡航模式”的变体过程与上述过程刚好相反。

通过机翼翻折替代传统尾翼操纵面：三段翼面均设有后缘操纵舵面(可为柔性变后缘设计或传统偏转后缘设计)。其中内翼段后缘舵面作用同传统的耦合襟副翼舵面，中翼段后缘舵面在“机动模式”下替代传统飞行器布局中的尾翼方向舵，外翼段后缘舵面在“机动模式”下替代传统飞行器布局中的尾翼升降舵。

在翻折过程中，通过中外翼段后缘舵面偏转，改变中外翼段翼型弯曲方向，进而改变所受气动载荷方向。在受气动载荷向上阶段，可以借气动载荷作用驱动翼面翻折；外翼段后缘舵面进一步偏转，使翼段所受气动载荷向下，可使“机动模式”的上部翼段仍产生正升力，以此避免变体达到“机动模型”后全机升阻比损失过大。

变体前后气动、操纵性能维持：三段翼面中内翼段的有效面积最大，气动效率最高，作为提供升力占比最大的主翼面。其不参与变体，在变体各模式下为全机提供的局部升力差距不大，是本实施例变体前后气动性能维持的重要保障。

操纵与稳定性方面，由于中外翼段翻折在变体过程中及变体前后均不影响全机重心的纵向站位，而内翼段为最主要的翼面，其不变动极大程度确保了全机气动焦点在变体前后的移动不大。两者作用下，全机重心与气动焦点的相对位置在变体前后不会发生前后调位的情况，确保了该变体飞行器变体前后操纵性能的一致性，以实现空中变体过程的稳定性可靠性。

此外，通过机翼翻折过程中的左右非同步翻折控制和“机动模式”下的联翼气动构型特点，可通过机翼变体实现对全机的滚转偏航控制，以此代替传统方向舵和升降舵作用。一方面实现了更加简洁的外形设计，为满足隐身、减重、灵活避障等更高要求打下基础；另一方面机翼翻折拓展了飞翼布局飞行器的操纵方式并提高操纵效率。

飞行中变体过程可靠性：本实施例只在翻折过程中有较大的升力面损失，故翻折过程中采用发动机短时全油门推进提速补充损失升力，确保飞行中变体的安全性。对于翻折机构，采用蜗轮蜗杆机构将沿展向扭矩转换成沿弦向扭矩实现机翼翻折。考虑可能出现机构驱动力不足的情况，可通过耦合襟副翼偏转使升力方向转变，利用气动载荷辅助驱动翻折，增强变体可靠性。

本实施例基于机翼折叠技术的翻折翼飞行器布局的优点在于：

①从“巡航模式”到“机动模式”，乃至整个空中变体过程，飞行器气动性能下降不大；

②“机动模式”比“巡航模式”具有明显刚度增加的抗过载能力；

③通过“巡航模式”和“机动模式”之间的切换，配合合适的发动机工作功率，飞行器飞行包线得到有效拓展，且两种模式的低速性能均满足基本起降要求。

(1)气动性能效果：以下为通过计算流体力学(CFD:ComputationalFluidDynamics)手段对本实施例示例模型的机翼三种状态在示例工况下进行气动性能的分析结果。

计算工况设置如表1所示。机翼各状态下升阻特性如图2、图3、图4所示。

表1气动分析计算工况表

考虑到0.2Ma～0.5Ma流动可近似视为不可压缩，升阻系数在此区间随飞行马赫数变化不大，都使用0.5Ma数据代替。由于大气密度随海拔高度上升而下降，同速度下飞行器在海平面获得升力比高空升力大，因此可用0.9km高空工况分析结果定性推断海平面起降时的升力特性。

计算升力L＝C_LqS≥mg的可飞空间，可知“巡航模式”和“机动模式”在海平面0.2Ma速度10°及以上迎角均满足力的平衡要求，能够满足起降基本要求；“巡航模式”和“机动模式”和最小升力面机翼状态“典型过渡模式”在9km高空0.6Ma及以上速度10°及以上迎角均满足满载情况下力的平衡要求，空中翻折可行。

同时可以观察到，从“巡航模式”到“典型过渡模式”再到“机动模式”，由失速限制的允许最大迎角明显提高，为变体为“机动模式”进行大迎角机动动作做出保障。

(2)飞行性能效果：由于本实施例中对机身没有特别要求，可通过合理设计减小机身对全机气动性能的影响。以下用机翼气动性能简化作为全机气动性能数据，计算飞行性能结果如图5所示。

本实施例的“巡航模式”中低速性能良好，高空性能良好；“机动模式”在近地面高度区域的中亚声速飞行依然可保持优良性能，并通过变体有效将飞行包线向中空高速飞行拓展。

(3)结构刚度效果：以简化的实体翼面模型对“巡航模式”、“机动模式”的机翼进行流固耦合(CFD/CSD:Computational Fluid Dynamics/Computational Solid Dynamics)瞬态动力学分析。以同飞行工况下的翼尖位移作为结构刚度对比标准。分析结果如图6所示。

“巡航模式”最大翼尖位移120mm，为同一模式下半展长的2.4％。“机动模式”最大翼尖位移6mm，仅为同一模式下半展长的0.3％。

本实施例机翼翻折对接的变体方案使机翼结构刚度明显增强。

翻折处结构细节设计如图7图8图9所示。

本实施例重点在于翻折机翼设计和翻折机构设计两部分，其中翻折机翼设计包括机翼平面设计、翼剖面排布设计和翻折方案设计，翻折机构设计包括驱动构件设计和整流罩设计。

机翼平面形状与翼剖面排布设计：左右机翼对称，以右侧机翼为例说明。如8所示。

整个半翼展置于一个一边贴飞机中轴线布置的正方形区域内，翼根剖面位于紧贴飞机中轴线的正方形边上，前缘点、后缘点位于正方形顶点。

兼顾预想巡航工况和机动工况需要，设置机翼权衡的前缘后掠角角度值，拉伸机翼右段前缘线至与翼根剖面所在边平行的正方形边上，翼梢剖面位于该边，后缘点与正方形顶点重合。

沿展向取距飞机中轴线0.4:0.6:1的位置作为机翼右段内、中、外三段翼面的分割剖面位置。

内翼段两剖面(第0、第1剖面)均选用具有弯度的高升力翼型；中外翼段剖面(第2、第3剖面)均选用合适的对称翼型，以便外翼段翻折为上部翼段后，仍能通过后缘舵面偏转形成正升力翼面。

如图11所示，由此获得的机翼平面形状，“巡航模式”下，机翼成大展弦比(>5)状态，几何形状与现有先进军用无人机类似，构型简洁，展向占空间是弦向的2倍；“机动模式”下，机翼空间大幅度减小，全机呈近似等边六边形，构型依旧较整洁，展向占空间缩减至弦向的80％，且所有变化集中在机身上部，对地隐身性好。

翻折方案设计：从“巡航模式”向“机动模式”的变体过程依次为：

机翼三翼段完全展开的“巡航模式”，此时飞行器气动及操纵特点同传统飞翼布局特点；

中外翼段向上翻折至与内翼段成垂直关系的“典型过渡模式”，此时飞行器气动及操纵特点类似于传统双立尾布局特点，竖起的中外翼段相当于垂尾作用；

外翼段向内翻折至与内翼段所在平面平行，左右翼尖对接锁死，构型成“机动模式”，此时飞行器气动及操纵特点类似于传统联翼布局特点，中翼段相当于垂尾，外翼段相当于平尾。

从“机动模式”向“巡航模式”的变体过程与上述过程刚好相反。

翻折过程中，通过中外翼段后缘舵面偏转，改变中外翼段翼型弯曲方向，进而改变所受气动载荷方向。在受气动载荷向上阶段，可以借气动载荷作用驱动翼面翻折；外翼段后缘舵面进一步偏转，使翼段所受气动载荷向下，可使“机动模式”的上部翼段仍产生正升力，以此避免变体达到“机动模型”后全机升阻比损失过大。

翻折机构设计：机翼结构采用蒙皮骨架的双梁结构，通过两个翼梁提供翻折所需的额外强度。由于主翼面(内翼段)翼面较大，后缘前掠，故在接近翼根部分改双梁为三梁结构，提高机身后侧的结构承载能力。传力从翼尖开始，主要弯矩载荷按刚度分配到前后两根翼梁上，到达中内段交界处时通过翻折加强肋，按照前梁和后二梁刚度重新分配，向对称面传递。

由于机翼翻折设计，需在展开和翻折两个不同状态下保持传力连续。翻折前后上下翼面传力路径长短不同，故需对翼面结构进行特殊设计。翼梁应设计为类似为上下两个“工”字叠放的截面形状。保证每个状态里，中间的缘条通过翻折处特殊设计的加强肋和上或下缘条构成一对，承受弯矩转化成的拉压力。

翻折处的加强肋类似于两片带有折角的特型翼肋同轴转动，内置双侧翻折机构和折叠伞形整流罩。机翼展开状态，下侧整流罩收起，翼肋下部分贴合，翼梁下部分主承弯矩；上侧整流罩展开，翼肋上部分分开，将传递至此的弯矩转移至下部分，通过翼梁继续向内段传递。机翼翻折状态反之，原理一致，下侧整流罩展开，而上侧整流罩收起，翼梁上部分主承弯矩。

以上所述，仅为本申请较佳的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

Claims (3)

1.一种翻折翼飞行器，其特征在于，包括：

机身和安装于所述机身两侧的折叠机翼，所述折叠机翼与所述机身的侧面中轴线平行设置；

所述折叠机翼包括对称安装于所述机身两侧的左机翼和右机翼，所述左机翼和所述右机翼均由依次连接的内翼段(8)、中翼段(9)和外翼段(10)构成，所述内翼段(8)为具有弯度的高升力翼型，所述中翼段(9)和所述外翼段(10)均为对称翼型，且所述内翼段(8)、中翼段(9)和所述外翼段(10)上均设置有后缘操纵舵面；

所述左机翼和所述右机翼内部为若干翼梁和若干翼肋交错连接构成的机翼骨架，所述内翼段(8)、中翼段(9)和所述外翼段(10)内部对应的翼梁之间通过翻折机构连接；

所述左机翼和所述右机翼的外翼段(10)的末端中均设置有翼尖翼肋(14)，所述翼尖翼肋(14)中安装有互补连接机构；

所述机身包括：机身骨架(5)、进气道(1)、主油箱(3)和发动机(2)；

所述进气道(1)与所述发动机(2)连通设置；

所述机身骨架(5)位于所述左机翼和所述右机翼的翼体根部之间，所述机身骨架(5)的前半段由各折叠机翼的翼梁交接构成，所述机身骨架(5)的后半段由若干依次排列的机身隔框(6)构成；

所述发动机(2)穿插设置于若干所述机身隔框(6)中，所述进气道(1)设置于所述机身骨架(5)的前半段中，所述主油箱(3)为凹形油箱，并贴合设置于所述进气道(1)下部及两侧；

所述中翼段(9)与所述内翼段(8)、所述外翼段(10)的连接处均设置有若干特型翼肋(12)，所述特型翼肋(12)中设置有所述翻折机构；

所述翻折机构为伞式整流罩，包括对称设置的内侧伞式整流罩和外侧伞式整流罩，所述内侧伞式整流罩和所述外侧伞式整流罩之间通过整流罩伞轴(22)连接，所述整流罩伞轴(22)固定设置于相邻所述特型翼肋(12)之间；

所述内侧伞式整流罩包括：内侧整流罩伞骨(23)和内侧整流罩柔性蒙皮(24)；

所述内侧整流罩柔性蒙皮(24)安装于相邻所述特型翼肋(12)之间，所述内侧整流罩柔性蒙皮(24)和所述整流罩伞轴(22)之间通过若干内侧整流罩伞骨(23)连接，若干所述内侧整流罩伞骨(23)呈放射性排列；

所述互补连接机构包括互补连接的第一连接机构和第二连接机构；

所述第一连接机构包括：环形电动磁吸装置负极(28)和电动伸缩插销(29)，所述环形电动磁吸装置负极(28)设置于所述左机翼的翼尖翼肋(14)一侧，且所述左机翼的翼尖翼肋(14)一侧还安装有所述电动伸缩插销(29)；

所述第二连接机构包括环形电动磁吸装置正极(27)和插销槽(30)；

所述环形电动磁吸装置正极(27)设置于所述右机翼的翼尖翼肋(14)一侧，且所述右机翼的翼尖翼肋(14)一侧还开设有所述插销槽(30)；

所述环形电动磁吸装置正极(27)与所述环形电动磁吸装置负极(28)对应设置，所述插销槽(30)和所述电动伸缩插销(29)对应设置。

2.根据权利要求1所述的一种翻折翼飞行器，其特征在于，

所述内翼段(8)包括内翼骨架和位于所述内翼骨架内部的副油箱(4)；

所述内翼骨架包括：第一内翼梁(15)、第二内翼梁(16)和第三内翼梁(17)；

所述第一内翼梁(15)和所述第二内翼梁(16)平行设置，且均贯穿所述折叠机翼内部并超出所述内翼段(8)根部；所述第三内翼梁(17)一端与所述第二内翼梁(16)连接，另一端与所述机身尾部连接；

所述第一内翼梁(15)、第二内翼梁(16)和所述第三内翼梁(17)设置有若干翼肋。

3.根据权利要求1所述的一种翻折翼飞行器，其特征在于，

所述外侧伞式整流罩包括：外侧整流罩伞骨(25)和外侧整流罩柔性蒙皮(26)；

所述外侧整流罩柔性蒙皮(26)安装于相邻所述特型翼肋(12)之间，所述外侧整流罩柔性蒙皮(26)和所述整流罩伞轴(22)之间通过若干外侧整流罩伞骨(25)连接，若干所述外侧整流罩伞骨(25)呈放射性排列。