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一种基于翼梢变形的自适应高速 飞行器布局

阅读：816发布：2020-05-11

专利汇可以提供一种基于翼梢变形的自适应高速飞行器布局专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种基于翼梢变形的自适应高速飞行器布局，包括中心体、机翼、两个可变翼梢小翼以及位于机翼下表面后端的两片单向Flap 舵；中心体安装在机翼上，为飞行器的有效载荷提供安装空间；机翼用于为飞行器提供升力，实现飞行器在大气层内的长距离飞行；机翼后段两侧安装有可变翼梢小翼，为飞行器提供各类飞行状态下的航向静稳定性；单向Flap舵为飞行器提供俯仰与滚转控制能力。本发明在不同飞行状态下满足飞行器对航向稳定性、敏捷性的不同要求；同时，在保证飞行器在全飞行剖面具备航向稳定的条件下提高飞行器的气动效率。，下面是一种基于翼梢变形的自适应高速飞行器布局专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种基于翼梢变形的自适应高速飞行器布局，其特征在于：包括中心体(1)、机翼(2)、两个可变翼梢小翼(3)以及位于机翼(2)下表面后端的两片单向flap 舵(4)；
中心体(1)安装在机翼(2)上，中心体(1)为飞行器的有效载荷提供安装空间；机翼(2)用于为飞行器提供升力，实现飞行器在大气层内的长距离飞行；机翼(2)后段两侧安装有可变翼梢小翼(3)，可变翼梢小翼(3)为航向静稳定部件，为飞行器提供各类飞行状态下的航向静稳定性；单向Flap舵(4)为飞行器提供俯仰与滚转控制能力。
2.根据权利要求1所述的一种基于翼梢变形的自适应高速飞行器布局，其特征在于：可变翼梢小翼(3)前缘通过铰链与机翼(2)前缘连接，其余部位与机翼(2)后段两侧的伸缩式结构连接，所述伸缩式结构能够根据不同飞行状态可变翼梢小翼(3)最佳偏转角度需求，通过伺服机构控制伸缩，带动可变翼梢小翼(3)偏转，实现飞行器航向静稳定性的调整。
3.根据权利要求2所述的一种基于翼梢变形的自适应高速飞行器布局，其特征在于：伸缩式结构和机翼(2)本体之间采用柔性热密封材料实现气动外形封闭。
4.根据权利要求3所述的一种基于翼梢变形的自适应高速飞行器布局，其特征在于：根据各类计算仿真与地面试验，获得不同飞行状态下可变翼梢小翼(3)偏转角度与飞行高度、马赫数、攻角的对应关系表，飞行器搭载在线感知系统，在飞行过程中获取实时高度、速度、攻角、马赫数，根据实时获得的信息以及对应关系表，确定当前飞行状态下可变翼梢小翼(3)最佳偏转角度。
5.根据权利要求1所述的一种基于翼梢变形的自适应高速飞行器布局，其特征在于：可变翼梢小翼(3)位于背风面的高度为200mm，迎风面高度为100mm，其迎背风面的高度比为2：
1。
6.根据权利要求1所述的一种基于翼梢变形的自适应高速飞行器布局，其特征在于：可变翼梢小翼(3)平面形状由“前端三角形+后端四边形”组成。
7.根据权利要求6所述的一种基于翼梢变形的自适应高速飞行器布局，其特征在于：前端三角形顶角为17°，底边长度为300mm；四边形与三角形交接部分边长为300mm，相邻边长为350mm。
8.根据权利要求1所述的一种基于翼梢变形的自适应高速飞行器布局，其特征在于：机翼(2)前段的平面形状为近三角形，后段的平面形状为四边形，机翼(2)下表面为近似平面，保证在高速飞行状态下具有较高的气动效率。
9.根据权利要求1所述的一种基于翼梢变形的自适应高速飞行器布局，其特征在于：单向Flap舵(4)为近六面体构型，偏转范围为0-30°，在0°偏转状态，其与机翼下表面构成光滑曲面。
10.根据权利要求1所述的一种基于翼梢变形的自适应高速飞行器布局，其特征在于：
单向Flap舵(4)舵面尺寸为435mm×500mm×50mm，安装到位后，每个单向Flap舵(4)舵面内侧距飞行器对称面175mm。

说明书全文

一种基于翼梢变形的自适应高速 飞行器布局

技术领域

[0001] 本发明涉及一种基于翼梢变形的自适应高速飞行器布局，属于飞行器设计领域。

背景技术

[0002] 对于高速飞行器，由于头部激波的存在，高速飞行器经常存在航向稳定性不足的问题。现有的高速飞行器航向稳定性装置包括腹鳍、垂尾以及飞行器侧缘的压缩面或小翼。这些稳定性装置的基本设计思路均是通过压缩流动在飞行器侧向形成一定气动力分量，从而形成航向稳定力矩。典型的稳定性装置包括航天飞机上的垂尾，X-15飞行试验机的腹鳍以及HTV-2飞行器后掠平板式侧缘。但压缩流动势必在流场中引入激波，导致飞行器阻力增加。由于高速飞行器在飞行的过程中涉及大范围的空域、速域机动飞行，飞行器的气动中心会经历较大变化。这就导致针对最严苛工况设计的稳定性装置在其余飞行状态带来过大的航向稳定性，不利于机动飞行。同时，过度压缩气流还会引入不必要的阻力，造成气动效率的下降。

发明内容

[0003] 本发明的技术解决方案是：克服现有技术的不足，提供一种基于翼梢变形的自适应高速飞行器布局，在不同飞行状态下满足飞行器对航向稳定性、敏捷性的不同要求；同时，在保证飞行器在全飞行剖面具备航向稳定的条件下提高飞行器的气动效率。

[0004] 本发明的技术解决问题是：

[0005] 一种基于翼梢变形的自适应高速飞行器布局，包括中心体、机翼、两个可变翼梢小翼以及位于机翼下表面后端的两片单向flap 舵；

[0006] 中心体安装在机翼上，中心体为飞行器的有效载荷提供安装空间；机翼用于为飞行器提供升力，实现飞行器在大气层内的长距离飞行；机翼后段两侧安装有可变翼梢小翼，可变翼梢小翼为航向静稳定部件，为飞行器提供各类飞行状态下的航向静稳定性；单向Flap舵为飞行器提供俯仰与滚转控制能力。

[0007] 可变翼梢小翼前缘通过铰链与机翼前缘连接，其余部位与机翼后段两侧的伸缩式结构连接，所述伸缩式结构能够根据不同飞行状态可变翼梢小翼最佳偏转角度需求，通过伺服机构控制伸缩，带动可变翼梢小翼偏转，实现飞行器航向静稳定性的调整。

[0008] 伸缩式结构和机翼本体之间采用柔性热密封材料实现气动外形封闭。

[0009] 根据各类计算仿真与地面试验，获得不同飞行状态下可变翼梢小翼偏转角度与飞行高度、马赫数、攻角的对应关系表，飞行器搭载在线感知系统，在飞行过程中获取实时高度、速度、攻角、马赫数，根据实时获得的信息以及对应关系表，确定当前飞行状态下可变翼梢小翼最佳偏转角度。

[0010] 可变翼梢小翼位于背风面的高度为200mm，迎风面高度为100mm，其迎背风面的高度比为2：1。

[0011] 可变翼梢小翼平面形状由“前端三角形+后端四边形”组成。

[0012] 前端三角形顶角为17°，底边长度为300mm；四边形与三角形交接部分边长为300mm，相邻边长为350mm。

[0013] 机翼前段的平面形状为近三角形，后段的平面形状为四边形，机翼下表面为近似平面，保证在高速飞行状态下具有较高的气动效率。

[0014] 单向Flap舵为近六面体构型，偏转范围为0-30°，在0°偏转状态，其与机翼下表面构成光滑曲面。

[0015] 单向Flap舵舵面尺寸为435mm×500mm×50mm，安装到位后，每个单向Flap舵舵面内侧距飞行器对称面175mm。

[0016] 与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：

[0017] (1)本发明在机翼后段两侧安装可变翼梢小翼，根据各类计算仿真与地面试验，获得不同飞行状态下可变翼梢小翼最佳偏转角度与飞行马赫数、攻角的对应关系，通过伸缩结构实现不同飞行状态下可变翼梢小翼的偏转，从而实现飞行器航向静稳定性的调整，同时由于可变翼梢小翼能够偏转，避免了飞行全程引入不必要的阻力，可以更好的满足飞行器在大范围空域、以不同速度飞行时对飞行器稳定性、敏捷性、气动效率的不同需求。

[0018] (2)本发明提出的伸缩式结构和采用柔性热密封材料封闭伸缩式结构与机翼本体间缝隙的方案，可克服动态变形过程中气动热的不利影响。

[0019] (3)本发明布局形式有效地增加了设计空间，可以使飞行状态处于较为理想的状态下飞行，促进飞行器总体性能提升。附图说明

[0020] 图1为本发明布局示意图；

[0021] 图2为机翼伸缩式结构示意图；

[0022] 图3为可变翼梢小翼变形局部示意图。

具体实施方式

[0023] 本发明提出的基于翼梢变形的自适应高速飞行器布局，如图1所示，包括中心体1、机翼2、两个可变翼梢小翼3以及位于机翼2下表面后端的两片单向flap舵4。

[0024] 中心体1安装在机翼2上，中心体1为飞行器的有效载荷提供安装空间；机翼2用于为飞行器提供升力，实现飞行器在大气层内的长距离飞行；机翼2后段两侧安装有可变翼梢小翼3，可变翼梢小翼3为航向静稳定部件，为飞行器提供各类飞行状态下的航向静稳定性；单向Flap舵4为飞行器提供俯仰与滚转控制能力。

[0025] 可变翼梢小翼3前缘通过铰链与机翼2前缘连接，其余部位与机翼2后段两侧的伸缩式结构连接，如图2所示。所述伸缩式结构能够根据不同飞行状态可变翼梢小翼3最佳偏转角度需求，通过布置于机翼后缘的伺服机构控制伸缩，带动可变翼梢小翼3偏转，其变化角度为0-5°，如图3所示，实现飞行器航向静稳定性的调整。

[0026] 伸缩式结构和机翼2本体之间的缝隙采用柔性热密封材料实现气动外形封闭。

[0027] 根据各类计算仿真与地面试验得到气动与稳定性特性数据，获得不同飞行状态下可变翼梢小翼3最佳偏转角度与飞行马赫数、攻角的对应关系表。飞行器搭载在线感知系统，在飞行过程中获取实时高度、速度、攻角、侧滑角等信息。根据实时获得的信息以及对应关系表，确定当前飞行状态下可变翼梢小翼3最佳偏转角度，实现飞行器外形控制。

[0028] 在飞行马赫数Ma>5状态飞行时，攻角-10°-10°范围内，通过伺服机构控制伸缩式结构伸缩，将可变翼梢小翼3绕垂直翼面的方向自适应旋转，旋转范围为0-5°，增大航向安定面与来流夹角。通过加强压缩流经航向稳定机构的气流提高其表面压力，以达到将航向压心向后移动的效果，提高飞行器航向稳定性。

[0029] 在其余飞行状态，将可变翼梢小翼偏转至与来流平行的状态，减小飞行器的阻力，提高气动效率。

[0030] 为了兼顾滚转稳定与航向稳定要求，可变翼梢小翼3以机翼为分界，可变翼梢小翼3位于背风面的高度为200mm，迎风面高度为100mm，迎背风面的高度为2：1。飞行器前缘的后掠角为70°，主翼与可变翼梢小翼3前缘半径均为25毫米。

[0031] 可变翼梢小翼3平面形状由“前端三角形+后端四边形”组成。前端三角形顶角为17°，底边长度为300mm；四边形与三角形交接部分边长为300mm，相邻边长为350mm。

[0032] 机翼2前段的平面形状为近三角形，后段的平面形状为四边形，机翼2下表面为近似平面，高速飞行时具备一体化乘波特征，保证在高速飞行状态下具有较高的气动效率。

[0033] 单向Flap舵4为近六面体构型，偏转范围为0-30°，在0°偏转状态，其与机翼下表面构成光滑曲面。单向Flap舵4舵面尺寸为435mm×500mm×50mm，安装到位后，每个单向Flap舵4舵面内侧距飞行器对称面175mm。

[0034] 本发明说明书中未详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

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