CN202272168U

CN202272168U - 电子控制短距起降自动安装角可调机翼结构

Info

Publication number: CN202272168U
Application number: CN2011202643144U
Authority: CN
Inventors: 丁小伍; 徐显超; 孙立; 刘冠佐; 李佳
Original assignee: Nanchang Hangkong University
Current assignee: Nanchang Hangkong University
Priority date: 2011-07-25
Filing date: 2011-07-25
Publication date: 2012-06-13
Anticipated expiration: 2021-07-25

Abstract

一种电子控制短距起降自动安装角可调机翼结构，靠近机身的机翼端部开有卡槽，卡槽内配合连接舵机摇臂上的卡梢，舵机连接微处理器，微处理器分别连接高度传感器和迎角传感器。本实用新型的技术效果是：通过机翼可调，减小了起降距离。并且，因为机头不抬起，改善了飞行员视野。在民用领域，增加了乘坐舒适性，同时避免了因超大型飞机起落改建扩建机场而造成的资源浪费。在军用领域，尤其有利于舰载应用。有利于飞机更简单地挂上拦阻索，改善视野，短距起降，更方便飞行员操作。

Description

电子控制短距起降自动安装角可调机翼结构

技术领域

本实用新型涉及一种可调机翼结构，尤其涉及一种电子控制短距起降自动安装角可调机翼结构。

背景技术

众所周知，随着各国航空技术的发展，无论在民用航空领域还是军用航空领域，对飞机的起飞重量、起降距离、人机环境都提出了越来越高的要求。以民用航空为例，法国空中客车公司的A380最大起飞重量可达560,000公斤（1,235,000磅），在飞机适航性和舒适性方面较之以前都有了很大提高。但是，现在各国应用的飞机仍无法避免在飞机起落因机头抬起而对乘客造成的不适感。同时，随着飞机载重的加大，起落距离也相应变大。全世界只有少数几个机场可以起降像A380这样的超大型客机，大多数都需要扩建改建。

发明内容

本实用新型的目的在于提供了一种电子控制短距起降自动安装角可调机翼结构，为了减小起降距离，同时克服飞机起降时因抬头而对乘客造成的不适感，保证飞机在整个过程中都实现平稳飞行，设计了自动安装角可调机翼结构，在将要起飞时使机翼达到较大的迎角，增大机翼升力而不必同时变动机身角度，随着飞机慢慢升起，机翼迎角渐渐变小，最终达到稳定的角度。机翼迎角改变时不牵连机身，飞机可以在起飞降落时机翼采取更大的安装角，从而减小起降距离。

本实用新型解决其技术问题所采用的技术方案是：通过机械传动机构使得机翼迎角可调，同时通过在飞机内部安装自动调节机构，平衡因机翼改变而造成的飞行姿态的改变，从而实现平稳飞行。解决的主要问题是如何通过传动实现机翼稳定变化，避免机翼变化过快；确保机翼变化时保持飞机稳定等。

本实用新型是这样来实现的，它包括机身、转轴、机翼、卡槽、卡梢、摇臂、舵机、微处理器、高度传感器、迎角传感器,机身的两侧通过转轴对称连接机翼，其特征是靠近机身的机翼端部开有卡槽，卡槽内配合连接舵机摇臂上的卡梢，舵机连接微处理器，微处理器分别连接高度传感器和迎角传感器。

本实用新型的技术效果是：通过机翼可调，减小了起降距离。并且，因为机头不抬起，改善了飞行员视野。在民用领域，增加了乘坐舒适性，同时避免了因超大型飞机起落改建扩建机场而造成的资源浪费。在军用领域，尤其有利于舰载应用。有利于飞机更简单地挂上拦阻索，改善视野，短距起降，更方便飞行员操作。

本实用新型中的自动安装角可调机翼结构的控制原理如下：

（1）经过微处理器分析计算，起飞时飞机的迎角保持在有利迎角（即升阻比最大时的迎角）和离地迎角之间时，飞机能够实现短距离起飞。

所以飞机在起飞时，迎角应保持在有利迎角与离地迎角之间。

（2）大迎角飞机在飞行时很容易失速。

所以飞机在空中飞行时（尤其是高速飞行时），迎角必须要进行调节变小。

（3）飞机在着陆过程中，要想使飞机滑跑的距离减小，就必须使着陆速度减小，且增大阻力。而飞机的迎角在一定范围内，升力系数会随着角度的增加而增加，同时也会使得阻力系数增加。另外，在着陆时随着迎角的改变会产生动升力，对着陆是有利的。

所以在着陆时飞机的迎角应能够随着速度的减小而增大，且在着陆后保持在大迎角的状态下。

（4）迎角可随着速度主动改变，但这也就要求调节系统要有快速性和稳定性，所以选择合适的阻尼器调节装置。

（5）焦点力矩可以利用计算机求得，而且经过实验发现焦点位置的变化很小，可近似看做是不动的，但压力中心会随着迎角和速度的改变而改变，很难确定。而机翼升力对焦点产生的力矩大小不随迎角改变而改变。

为了忽略压力中心的影响，通过把转轴设计在焦点处，使焦点力矩即为总空气动力对机翼的扭矩。

附图说明

图1为本实用新型的仰视图。

图2为本实用新型的正等轴局部视图。

图3为本实用新型舵机的结构示意图。

在图中，1、机身 2、转轴 3、机翼 4、卡槽 5、卡梢 6、摇臂 7、舵机 8、微处理器 9、高度传感器 10、迎角传感器。

具体实施方式

如图1、图2、图3所示，本实用新型是这样来实现的，机身1的两侧通过转轴2对称连接机翼3，靠近机身1的机翼3端部开有卡槽4，卡槽4内配合连接舵机7摇臂6上的卡梢5，卡梢5在舵机的控制下可以在卡槽4中滑动。舵机7连接微处理器8，微处理器8分别连接高度传感器9和迎角传感器10。实际使用时，数字舵机的理论误差可以小于0.01度，同时在高空正常飞行时数字舵机可以把机翼锁死，防止乱流把机翼的安装角改变而破坏飞机的性能.

控制机翼转动的装置:

通过高度传感器感知飞机的飞行高度，和迎角传感器感知飞机对来流的迎角，并将信号传输给上面集成的微处理器，再通过微处理器来控制机翼倾转舵机来实现对机翼迎角的调整。由于此机构是用来缩短飞机起降距离，高空巡航飞行时机翼无需改变安装角。

起飞过程：

开始时机翼开始时与机身的水平方向更有着最大的夹角（即最大攻角）处，随着高度的增加，微处理器对高度传感器和迎角传感器的数据进行处理，通过特定的曲线，把对应的迎角值以PWM波信号的方式传给舵机。舵机将转到某个特定的角度，使得机翼对应一个特定的迎角。当飞机高度超过5米，认为是起飞过程结束，此时飞机以设计的最佳迎角巡航。

降落过程：

降落时，飞机在离地面五米的时候，高度传感器开始感知飞机高度，降落过程开始。微处理器对高度传感器和迎角传感器的数据进行处理，通过特定的曲线，把对应的迎角值以PWM波信号的方式传给舵机。舵机将转到某个特定的角度，使得机翼对应一个特定的迎角。直到飞机降落到地面。

Claims

1. 一种电子控制短距起降自动安装角可调机翼结构，它包括机身、转轴、机翼、卡槽、卡梢、摇臂、舵机、微处理器、高度传感器、迎角传感器,机身的两侧通过转轴对称连接机翼，其特征是靠近机身的机翼端部开有卡槽，卡槽内配合连接舵机摇臂上的卡梢，舵机连接微处理器，微处理器分别连接高度传感器和迎角传感器。