CN117602063A - 一种组合外挂体襟翼的可变形飞行器 - Google Patents

一种组合外挂体襟翼的可变形飞行器 Download PDF

Info

Publication number
CN117602063A
CN117602063A CN202311854962.9A CN202311854962A CN117602063A CN 117602063 A CN117602063 A CN 117602063A CN 202311854962 A CN202311854962 A CN 202311854962A CN 117602063 A CN117602063 A CN 117602063A
Authority
CN
China
Prior art keywords
aircraft
flap
wing
pylon
combined
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202311854962.9A
Other languages
English (en)
Inventor
楼昊
张红军
闫溟
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Original Assignee
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA filed Critical China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority to CN202311854962.9A priority Critical patent/CN117602063A/zh
Publication of CN117602063A publication Critical patent/CN117602063A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00Wings
    • B64C3/38Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/56Folding or collapsing to reduce overall dimensions of aircraft
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64FGROUND 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
    • B64F5/00Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Indole Compounds (AREA)

Abstract

本发明一种组合外挂体襟翼的可变形飞行器,包括:组合翼、飞行器本体、收纳盒和可变形机翼;收纳盒设置在飞行器本体内部;收纳盒用于容纳可变形机翼,可变形机翼能够向飞行器外侧伸缩;组合翼设置在飞行器本体上,组合翼的后缘和飞行器本体的尾部端面平齐;组合翼的外侧边缘和飞行器的外侧边缘平齐;飞行器迎风面对称设置有两个组合翼,飞行器背风面对称设置有两个组合翼;组合翼的前缘和飞行器本体的气动外形光滑过渡。本发明对于部分具有可变形机翼收纳盒的变翼展、变后掠角的可变形飞行器,建立了组合外挂体襟翼设计准则,实现了具有高操控性的组合外挂体襟翼舵面设计能力。

Description

一种组合外挂体襟翼的可变形飞行器
技术领域
本发明属于飞行器部件设计领域,用于设计部分具有可变形机翼收纳盒的变翼展、变后掠角的可变形飞行器的舵面设计。
背景技术
随着飞行器性能高速发展,开展变翼展、变后掠角的可变形飞行器布局设计及优化技术研究尤为重要。可变形飞行器气动舵面设计是飞行器外形设计、控制能力设计的基础,影响着飞行器设计的成败,是基础设计要素。具有可变形机翼收纳盒的变翼展、变后掠角的可变形飞行器,其收纳盒占据飞行器大部分纵向空间,导致无法布置用于控制俯仰、滚转的后缘舵。如果仅在机翼表面某一侧布置体襟翼,则在对应负攻角时无法提供有效舵效,在对应攻角、滚转角范围内无法较好地控制飞行器。
发明内容
本发明解决的技术问题是:克服现有技术的不足,提供了一种组合外挂体襟翼的可变形飞行器,对于部分具有可变形机翼收纳盒的变翼展、变后掠角的可变形飞行器,建立了组合外挂体襟翼设计准则,实现了具有高操控性的组合外挂体襟翼舵面设计能力。
本发明的技术解决方案是:
一种组合外挂体襟翼的可变形飞行器,包括:组合翼、飞行器本体、收纳盒和可变形机翼;
收纳盒设置在飞行器本体内部;收纳盒用于容纳可变形机翼,可变形机翼能够向飞行器外侧伸缩;
组合翼设置在飞行器本体上,组合翼的后缘和飞行器本体的尾部端面平齐;
组合翼的外侧边缘和飞行器的外侧边缘平齐;
飞行器迎风面对称设置有两个组合翼,飞行器背风面对称设置有两个组合翼;
组合翼的前缘和飞行器本体的气动外形光滑过渡。
优选地,可变形机翼对称设置在收纳盒两侧,可变形机翼的伸缩方向与飞行器本体的对称面互相不垂直;可变形机翼为薄板结构。
优选地,组合翼包括:体襟翼过渡段和外挂体襟翼;
体襟翼过渡段固定安装在飞行器本体上,体襟翼过渡段的后缘加工有与外挂体襟翼前缘配合的圆弧槽,外挂体襟翼通过转动轴固定安装在飞行器本体上;外挂体襟翼能够绕转动轴相对飞行器本体外表面转动;
体襟翼过渡段和外挂体襟翼的连接区域光滑过渡。
优选地,体襟翼过渡段的截面为三角形;体襟翼过渡段的最大厚度等于外挂体襟翼的厚度;
外挂体襟翼的后缘与飞行器本体尾部端面平齐。
优选地,体襟翼过渡段的长度和厚度满足如下关系:
其中,Ma为设计飞行马赫数;
L3-1为飞行器背风面体襟翼过渡段的轴向长度,H3-1为飞行器背风面体襟翼过渡段的厚度;
L3-2为飞行器迎风面体襟翼过渡段的轴向长度,H3-2为飞行器迎风面体襟翼过渡段的厚度。
优选地,迎风面、背风面外挂体襟翼的最大厚度满足如下关系:
其中,e为自然对数的底数,Ma为设计飞行马赫数,α为设计飞行攻角。
优选地,外挂体襟翼的轴向长度和宽度满足如下关系:
L2-1∈[0.5W1,1.5W1],
L2-2∈[0.5W1,1.5W1],
W2-1∈[0.8W1,2W1],
W2-2∈[0.8W1,2W1],
H2-1∈[0.2H1,1.5H1],
H2-2∈[0.2H1,1.5H1],
其中,W1为收纳盒的宽度,H1为收纳盒的的厚度;
L2-1为飞行器背风面外挂体襟翼的轴向长度,W2-1为飞行器背风面外挂体襟翼的宽度,H2-1为飞行器背风面外挂体襟翼的最大厚度;
L2-2为飞行器迎风面外挂体襟翼的轴向长度,W2-2为飞行器迎风面外挂体襟翼的宽度,H2-2为飞行器迎风面外挂体襟翼的最大厚度。
本发明与现有技术相比的优点在于:
1)本发明通过设置组合外挂体襟翼增加飞行器正负攻角下纵向、滚转方向控制能力和稳定性;
2)本发明可以通过组合外挂体襟翼联动增加横侧向控制能力;
3)本发明通过使用组合外挂体襟翼而不是体襟翼、后缘舵等舵面类型,可以有效缩短飞行器长度,或在规定的飞行器长度内增加可变形机翼部件的尺寸。
附图说明
图1为本发明可变形机翼收纳盒尺寸示意图。
图2为本发明外挂体襟翼不同舵偏示意图。
图3为本发明体襟翼过渡段示意图。
图4为本发明体襟翼过渡段尺寸示意图。
图5(a)为本发明实施例中一外挂体襟翼结构示意图。
图5(b)为本发明实施例中一外挂体襟翼结构示意图。
图6为本发明实施例中一体襟翼过渡段结构示意图。
具体实施方式
本发明所提及的一组组合外挂体襟翼包含四个外挂体襟翼。每个外挂体襟翼由两部分组成:体襟翼过渡段和外挂体襟翼。一个外挂体襟翼和一个体襟翼过渡段构成一个组合外挂体襟翼。根据需要,通常在可变形机翼收纳盒的左上方、左下方、右上方、右下方设置多个组合外挂体襟翼。组合外挂体襟翼的设置要求关于飞行器展向对称,不要求必须法向对称。外挂体襟翼可以被近似设计成头部圆弧过渡的平板或楔,体襟翼过渡段可以被近似设计尾部内凹的楔。
本发明针对具有可变形机翼收纳盒的变翼展、变后掠角的可变形飞行器提出了一种组合外挂体襟翼的设计方法,提供了该类可变形飞行器舵面设计的通用方法,包括确定体襟翼尺寸范围及具体尺寸、确定组合外挂体襟翼位置范围及具体位置和确定体襟翼过渡段尺寸三个部分。
如图1、2、3所示,本发明一种组合外挂体襟翼的可变形飞行器,包括:组合翼、飞行器本体、收纳盒和可变形机翼。收纳盒设置在飞行器本体内部;收纳盒用于容纳可变形机翼,可变形机翼能够向飞行器外侧伸缩;可变形机翼对称设置在收纳盒两侧,可变形机翼的伸缩方向与飞行器本体的对称面互相不垂直。可变形机翼为薄板结构。组合翼设置在飞行器本体上,组合翼的后缘和飞行器本体的尾部端面平齐;组合翼的外侧边缘和飞行器的外侧边缘平齐;飞行器迎风面对称设置有两个组合翼,飞行器背风面对称设置有两个组合翼;迎风面和背风面的组合翼配合使用,同面两侧同动用于俯仰方向控制,两面同侧差动用于偏航方向控制,两面两侧差动用于滚转方向控制。
组合翼的前缘和飞行器本体的气动外形光滑过渡。
组合翼包括:体襟翼过渡段和外挂体襟翼;
体襟翼过渡段固定安装在飞行器本体上,体襟翼过渡段的后缘加工有与外挂体襟翼前缘配合的圆弧槽,外挂体襟翼通过转动轴固定安装在飞行器本体上;外挂体襟翼能够绕转动轴相对飞行器本体外表面转动;
体襟翼过渡段和外挂体襟翼的连接区域光滑过渡。
体襟翼过渡段的截面为三角形;体襟翼过渡段的最大厚度等于外挂体襟翼的厚度。
外挂体襟翼的后缘与飞行器本体尾部端面平齐。
如图4所示,为减少飞行器阻力,体襟翼过渡段的长度与高度H3-1应如下“高长比”关系:
其中,Ma为设计飞行马赫数。
L3-1为飞行器背风面体襟翼过渡段的轴向长度,W3-1为飞行器背风面体襟翼过渡段的宽度,H3-1为飞行器背风面体襟翼过渡段的厚度。
L3-2为飞行器迎风面体襟翼过渡段的轴向长度,W3-2为飞行器迎风面体襟翼过渡段的宽度,H3-2为飞行器迎风面体襟翼过渡段的厚度。
L2-1、L2-2∈[0.5W1,1.5W1],W2-1、W2-2∈[0.8W1,2W1],H2-1、H2-2∈[0.2H1,1.5H1]。L1为收纳盒的轴向长度,W1为收纳盒的宽度,H1为收纳盒的的厚度。
L2-1为飞行器背风面外挂体襟翼的轴向长度,W2-1为飞行器背风面外挂体襟翼的宽度,H2-1为飞行器背风面外挂体襟翼的最大厚度。
L2-2为飞行器迎风面外挂体襟翼的轴向长度,W2-2为飞行器迎风面外挂体襟翼的宽度,H2-2为飞行器迎风面外挂体襟翼的最大厚度。
先确定飞行器背风面外挂体襟翼的最大厚度,迎风面、背风面外挂体襟翼的最大厚度满足:
其中,e为自然对数的底数,Ma为设计飞行马赫数,α为设计飞行攻角。迎风面、背风面各自的轴向长度满足与对应厚度的“高长比”关系。宽度选择不干扰飞行器的合适尺寸。
W3-1=W2-1,H3-1=H2-1
W3-2=W2-2,H3-2=H2-2
本发明通过设计简易的组合外挂体襟翼,增加了具有可变形机翼收纳盒的变翼展、变后掠角的可变形飞行器纵向、滚转方向稳定性。该组合外挂体襟翼大小、位置由可变形机翼收纳盒尺寸、位置确定。对于特定的可变形飞行器,使用合适的组合外挂体襟翼即可较好地控制飞行器。该方法可实现根据可变形机翼收纳盒尺寸、位置设计可以产生较好控制性能的组合外挂体襟翼的能力,是可变形飞行器舵面、平衡、控制能力设计的有力工具。
实施例
以某面对称高超声速可变形飞行器为例,根据飞行器外形,确定组合外挂体襟翼尺寸、位置。
1)确定体襟翼尺寸范围及具体尺寸
根据可变形机翼收纳盒尺寸L1=1050、W1=300、H1=30,计算体襟翼尺寸范围[0.5W1,1.5W1]、[0.8W1,2.0W1]、[0.2H1,1.5H1],根据需要选择合适的体襟翼尺寸L2-1=150、W2-1=300、H2-1=15,L2-2=150、W2-2=300、H2-2=20。例如现有飞行器长5.8m,宽3.3m,收纳盒长1.05m,宽0.3m,厚30mm。背风面外挂体襟翼长度L2-1:150mm,背风面外挂体襟翼宽度W2-1:300mm,背风面外挂体襟翼厚度H2-1:15mm,背风面过渡段长度L3-1:80mm,背风面过渡段宽度W3-1:300mm,背风面过渡段厚度H3-1:15mm,迎风面外挂体襟翼长度L2-2:150mm,迎风面外挂体襟翼宽度W2-2:300mm,迎风面外挂体襟翼厚度H2-2:20mm,迎风面过渡段长度L3-2:110mm,迎风面过渡段宽度W3-2:300mm,迎风面过渡段厚度H3-2:20mm。
2)确定组合外挂体襟翼位置范围及具体位置
根据可变形机翼收纳盒位置xmax=500、zmax=46确定组合外挂体襟翼位置范围[0,500]、[0,46],此处选择最大放置位置。
3)确定体襟翼过渡段尺寸
根据体襟翼尺寸L2-1=150、W2-1=300,L2-2=150、W2-2=300确定体襟翼过渡段尺寸L3-1=80、W3-1=300、L3-2=110、W3-2=300。
图5(a)为本发明实施例中一外挂体襟翼结构示意图。图5(b)为本发明实施例中一外挂体襟翼结构示意图。图6为本发明实施例中一体襟翼过渡段结构示意图。
本发明不仅限于常规的具有可变形机翼收纳盒的变翼展、变后掠角的可变形飞行器的组合外挂体襟翼设计,可推广至无法设计常规体襟翼的飞行器设计。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上,但其并不是用来限定本发明,任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内,都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改,因此,凡是未脱离本发明技术方案的内容,依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰,均属于本发明技术方案的保护范围。在不冲突的情况下,本申请实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (7)

1.一种组合外挂体襟翼的可变形飞行器,其特征在于,包括:组合翼、飞行器本体、收纳盒和可变形机翼;
收纳盒设置在飞行器本体内部;收纳盒用于容纳可变形机翼,可变形机翼能够向飞行器外侧伸缩;
组合翼设置在飞行器本体上,组合翼的后缘和飞行器本体的尾部端面平齐;
组合翼的外侧边缘和飞行器的外侧边缘平齐;
飞行器迎风面对称设置有两个组合翼,飞行器背风面对称设置有两个组合翼;
组合翼的前缘和飞行器本体的气动外形光滑过渡。
2.根据权利要求1所述的一种组合外挂体襟翼的可变形飞行器,其特征在于,可变形机翼对称设置在收纳盒两侧,可变形机翼的伸缩方向与飞行器本体的对称面互相不垂直;可变形机翼为薄板结构。
3.根据权利要求2所述的一种组合外挂体襟翼的可变形飞行器,其特征在于,组合翼包括:体襟翼过渡段和外挂体襟翼;
体襟翼过渡段固定安装在飞行器本体上,体襟翼过渡段的后缘加工有与外挂体襟翼前缘配合的圆弧槽,外挂体襟翼通过转动轴固定安装在飞行器本体上;外挂体襟翼能够绕转动轴相对飞行器本体外表面转动;
体襟翼过渡段和外挂体襟翼的连接区域光滑过渡。
4.根据权利要求3所述的一种组合外挂体襟翼的可变形飞行器,其特征在于,体襟翼过渡段的截面为三角形;体襟翼过渡段的最大厚度等于外挂体襟翼的厚度;
外挂体襟翼的后缘与飞行器本体尾部端面平齐。
5.根据权利要求3或4所述的一种组合外挂体襟翼的可变形飞行器,其特征在于,体襟翼过渡段的长度和厚度满足如下关系:
其中,Ma为设计飞行马赫数;
L3-1为飞行器背风面体襟翼过渡段的轴向长度,H3-1为飞行器背风面体襟翼过渡段的厚度;
L3-2为飞行器迎风面体襟翼过渡段的轴向长度,H3-2为飞行器迎风面体襟翼过渡段的厚度。
6.根据权利要求5所述的一种组合外挂体襟翼的可变形飞行器,其特征在于,迎风面、背风面外挂体襟翼的最大厚度满足如下关系:
其中,e为自然对数的底数,Ma为设计飞行马赫数,α为设计飞行攻角。
7.根据权利要求6所述的一种组合外挂体襟翼的可变形飞行器,其特征在于,外挂体襟翼的轴向长度和宽度满足如下关系:
L2-1∈[0.5W1,1.5W1],
L2-2∈[0.5W1,1.5W1],
W2-1∈[0.8W1,2W1],
W2-2∈[0.8W1,2W1],
H2-1∈[0.2H1,1.5H1],
H2-2∈[0.2H1,1.5H1],
其中,W1为收纳盒的宽度,H1为收纳盒的的厚度;
L2-1为飞行器背风面外挂体襟翼的轴向长度,W2-1为飞行器背风面外挂体襟翼的宽度,H2-1为飞行器背风面外挂体襟翼的最大厚度;
L2-2为飞行器迎风面外挂体襟翼的轴向长度,W2-2为飞行器迎风面外挂体襟翼的宽度,H2-2为飞行器迎风面外挂体襟翼的最大厚度。
CN202311854962.9A 2023-12-29 2023-12-29 一种组合外挂体襟翼的可变形飞行器 Pending CN117602063A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202311854962.9A CN117602063A (zh) 2023-12-29 2023-12-29 一种组合外挂体襟翼的可变形飞行器

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202311854962.9A CN117602063A (zh) 2023-12-29 2023-12-29 一种组合外挂体襟翼的可变形飞行器

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN117602063A true CN117602063A (zh) 2024-02-27

Family

ID=89946441

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202311854962.9A Pending CN117602063A (zh) 2023-12-29 2023-12-29 一种组合外挂体襟翼的可变形飞行器

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN117602063A (zh)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7980515B2 (en) Aircraft wing modification and related methods
CA2634307C (en) Aircraft wing and fuselage contours
EP2718182B1 (en) The split blended winglet
US7578484B2 (en) Link mechanisms for gapped rigid krueger flaps, and associated systems and methods
US10625847B2 (en) Split winglet
CN102282070B (zh) 飞机水平稳定器
JP2013212834A (ja) 性能向上型ウイングレットシステムおよびその方法
RU2600413C1 (ru) Крыло летательного аппарата
US20110024573A1 (en) Extended winglet with load balancing characteristics
WO2018129768A1 (zh) 翼身融合飞机
CN204937478U (zh) 一种具有可伸缩鸭翼的超音速巡航飞机
US5366180A (en) High-lift device for aircraft
CN115571323A (zh) 一种亚声速扁平融合体布局飞行器
JPH049718B2 (zh)
CN106828872B (zh) 采用支撑尾翼的高后翼高空长航时串列翼飞行器气动布局
US20140131511A1 (en) Aircraft lifting surface with variable sweep distribution along the span
CN117602063A (zh) 一种组合外挂体襟翼的可变形飞行器
CN115924059A (zh) 一种单后掠飞翼平尾融合气动布局飞机
US8348198B2 (en) Sail wing with high span efficiency and controlled pitching moment
CN210653616U (zh) 一种高气动性能无人机
CN205418070U (zh) 一种类三角布局高空螺旋桨
KR102669013B1 (ko) 항공기 날개 및 윙팁 장치
CN105775108A (zh) 一种外载式布局高空螺旋桨
CN113324443B (zh) 一种带有梢部扰流组件的边条舵气动装置
CN220281704U (zh) 大载重无人机

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination