一种交叉联动开裂式翼尖翼
| 专利类型 | 发明公开 | 法律事件 | 公开; |
| 专利有效性 | 公开 | 当前状态 | 公开 |
| 申请号 | CN202411956850.9 | 申请日 | 2024-12-29 |
| 公开(公告)号 | CN119898470A | 公开(公告)日 | 2025-04-29 |
| 申请人 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所; | 申请人类型 | 企业 |
| 发明人 | 郭卿超; 张宗强; 徐庆华; 毛宇; 赵会芳; | 第一发明人 | 郭卿超 |
| 权利人 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 权利人类型 | 企业 |
| 当前权利人 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 当前权利人类型 | 企业 |
| 省份 | 当前专利权人所在省份：辽宁省 | 城市 | 当前专利权人所在城市：辽宁省沈阳市 |
| 具体地址 | 当前专利权人所在详细地址：辽宁省沈阳市皇姑区塔湾街40号 | 邮编 | 当前专利权人邮编：110035 |
| 主IPC国际分类 | B64C9/00 | 所有IPC国际分类 | B64C9/00 ; B64C9/04 ; B64C3/38 |
| 专利引用数量 | 0 | 专利被引用数量 | 0 |
| 专利权利要求数量 | 8 | 专利文献类型 | A |
| 专利代理机构 | 北京航信高科知识产权代理事务所 | 专利代理人 | 蒋力; |
| 摘要 | 本 申请 属于飞机机翼 舵 面设计技术领域，特别涉及一种交叉联动开裂式翼尖翼。翼尖翼包括：交叉联动 驱动轴 机构倾斜布置在固定翼翼盒外侧，且与固定翼的翼尖边缘平行，交叉联动驱动轴机构包括交叉联动驱动轴前段以及交叉联动驱动轴后段；前部翼尖小翼布置在固定翼的翼尖处，且与交叉联动驱动轴前段连接，能够在交叉联动驱动轴前段的控制下进行偏转；后部翼尖小翼布置在固定翼的翼尖处，且与交叉联动驱动轴后段连接，能够在交叉联动驱动轴后段的控制下进行偏转。本申请通过前部翼尖小翼上偏和后部翼尖小翼下偏联动，在产生拖曳阻 力 的同时，前、后翼尖小翼上的升力与压力相互抵消，避免附加 俯仰 力矩和 滚转 力矩，使飞机控制简单而高效。 | ||
| 权利要求 | 1.一种交叉联动开裂式翼尖翼，其特征在于，包括： |
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| 说明书全文 | 一种交叉联动开裂式翼尖翼技术领域背景技术[0003] 当前，飞翼飞机采用的阻力方向舵面存在多方面不足，如： [0004] 1、B‑2飞机采用阻力方向舵进行航向控制时，舵面布置在机翼后缘的机翼表面紊流区，飞行速度越高，紊流区面积越大，舵效越低，导致其不适用于高速超声速飞机；同时，产生足够大小的控制舵效通常需要较大的偏转角，会对整机低可探测性能产生不利影响； [0006] 3、俄罗斯提出的一种沿展向布置的翼尖翼，见图1，其中1为固定翼，11为机翼前缘，12为机翼后缘；2为内侧翼尖小翼；3为外侧翼尖小翼；5为固定翼端面；7为翼尖小翼端面。尽管该方案在保证舵效较高的情况下，实现了俯仰与滚转力矩自平衡，解决了三轴力矩耦合问题，但其侧向竖直壁面5、7会产生低可探测性能不利影响，难以满足低可探测性能飞翼飞机使用需求。 [0008] 本申请的目的是提供了一种交叉联动开裂式翼尖翼，以解决现有技术存在的至少一个问题。 [0009] 本申请的技术方案是： [0010] 一种交叉联动开裂式翼尖翼，包括： [0012] 前部翼尖小翼，所述前部翼尖小翼布置在所述固定翼的翼尖处，且与所述交叉联动驱动轴前段连接，能够在所述交叉联动驱动轴前段的控制下进行偏转； [0013] 后部翼尖小翼，所述后部翼尖小翼布置在所述固定翼的翼尖处，且与所述交叉联动驱动轴后段连接，能够在所述交叉联动驱动轴后段的控制下进行偏转。 [0014] 在本申请的至少一个实施例中，所述前部翼尖小翼以及所述后部翼尖小翼均为平行四边形翼尖舵面，各边缘与所述固定翼对应的边缘平行。 [0015] 在本申请的至少一个实施例中， [0016] 所述前部翼尖小翼向上偏转，偏转角度为0°～30°； [0017] 所述后部翼尖小翼向下偏转，偏转角度为0°～‑30°。 [0018] 在本申请的至少一个实施例中，所述前部翼尖小翼与所述后部翼尖小翼进行联动偏转，当所述前部翼尖小翼偏转A°时，所述后部翼尖小翼偏转‑A°。 [0019] 在本申请的至少一个实施例中，当飞机巡航飞行时，所述交叉联动开裂式翼尖翼关闭或仅打开预定小角度。 [0020] 在本申请的至少一个实施例中，当飞机偏航机动时，飞机一侧的所述交叉联动开裂式翼尖翼打开预定大角度，另一侧的所述交叉联动开裂式翼尖翼关闭。 [0021] 在本申请的至少一个实施例中，所述交叉联动开裂式翼尖翼在偏航机动控制时的动力学模型为： [0022] [0023] 其中，m为飞机质量；x、y、z分别为飞机坐标系的机身轴方向、高度方向、翼展方向；二阶导数 分别为飞机横滚角、偏航角、俯仰角的角速度加速度；△x、△y、△z分 别为翼尖小翼偏转后产生的控制力在x、y、z轴分量；下脚标2和3分别代表前部翼尖小翼和后部翼尖小翼，下脚标left和right分别代表左、右机翼； 分别代表x轴和z轴方向单 位矢量。 [0024] 在本申请的至少一个实施例中，令△y2＝△y3，且在偏航机动时只打开飞机一侧的所述交叉联动开裂式翼尖翼，则所述动力学模型简化为： [0025] [0026] 发明至少存在以下有益技术效果： [0027] 本申请的交叉联动开裂式翼尖翼，通过前部翼尖小翼上偏和后部翼尖小翼下偏联动，在产生拖曳阻力的同时，前、后翼尖小翼上的升力与压力相互抵消，避免附加俯仰力矩和滚转力矩，使飞机控制简单而高效；同时，翼尖小翼边缘平行并消除侧壁面，都使其具有良好的低可探测性能，能够满足低可探测性能飞翼飞机使用需求。 附图说明 [0028] 图1是现有技术中沿展向布置的翼尖翼示意图； [0029] 图2是本申请一个实施方式的交叉联动开裂式翼尖翼示意图； [0030] 图3是本申请一个实施方式的交叉联动开裂式翼尖翼偏航控制力矩示意图； [0031] 图4是本申请一个实施方式的交叉联动开裂式翼尖翼方案与展向布置的翼尖翼方案的RCS仿真曲线对比图。 具体实施方式[0032] 为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请 一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下 面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。 [0033] 在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护 范围的限制。 [0034] 下面结合附图1至图4对本申请做进一步详细说明。 [0035] 本申请的提供了一种交叉联动开裂式翼尖翼，包括：交叉联动驱动轴机构、前部翼尖小翼2以及后部翼尖小翼3。 [0036] 具体的，如图2所示，交叉联动驱动轴机构倾斜布置在固定翼1翼盒外侧，且与固定翼1的翼尖边缘平行，交叉联动驱动轴机构包括交叉联动驱动轴前段以及交叉联动驱动轴后段，可以分别驱动前部、后部翼尖小翼旋转；前部翼尖小翼2布置在固定翼1的翼尖处，且与交叉联动驱动轴前段连接，能够在交叉联动驱动轴前段的控制下进行偏转；后部翼尖小 翼3布置在固定翼1的翼尖处，且与交叉联动驱动轴后段连接，能够在交叉联动驱动轴后段 的控制下进行偏转。 [0037] 本申请的交叉联动开裂式翼尖翼，交叉联动驱动轴机构与固定翼1翼尖处边缘平行，交叉联动驱动轴机构的一端为固定轴，与机翼翼盒连接；另一端为驱动结构，分为交叉联动驱动轴前段以及交叉联动驱动轴后段。前部翼尖小翼2以及后部翼尖小翼3均为平行四 边形翼尖舵面，各边缘与固定翼1对应的边缘平行。 [0038] 在本申请的优选实施方式中，前部翼尖小翼2向上偏转，偏转角度为0°～30°；后部翼尖小翼3向下偏转，偏转角度为0°～‑30°。前部翼尖小翼2与后部翼尖小翼3能够进行交叉联动偏转，当前部翼尖小翼2偏转A°时，后部翼尖小翼3偏转‑A°。 [0039] 在本申请的优选实施方式中，当飞翼飞机在低可探测巡航飞行时，飞机无需或者仅需小量的航向偏航操纵力矩，此时交叉联动开裂式翼尖翼关闭或仅打开预定小角度，全 机低可探测特性得到保持，相比俄罗斯的沿展向布置的翼尖翼方案具有明显的低可探测优 势，如图4所示。当飞翼飞机需要偏航机动时，飞机一侧的交叉联动开裂式翼尖翼打开预定大角度，另一侧的交叉联动开裂式翼尖翼关闭，此时前后部翼尖小翼的升力与压力相互抵 消，整个翼尖翼仅产生航向偏航操纵力矩，无附加俯仰和滚转力矩。 [0040] 本申请的交叉联动开裂式翼尖翼，如图3所示，在偏航机动控制时的动力学模型为： [0041] [0042] 其中，m为飞机质量；x、y、z分别为飞机坐标系的机身轴方向、高度方向、翼展方向；二阶导数 分别为飞机横滚角、偏航角、俯仰角的角速度加速度；△x、△y、△z分 别为翼尖小翼偏转后产生的控制力在x、y、z轴分量；下脚标2和3分别代表前部翼尖小翼和后部翼尖小翼，下脚标left和right分别代表左、右机翼； 分别代表x轴和z轴方向单 位矢量。 [0043] 设计时令△y2＝△y3，且在偏航机动时只打开飞机一侧的交叉联动开裂式翼尖翼，则动力学模型简化为： [0044] [0045] 即相比其它阻力方向舵方案，本申请的翼尖翼阻力方向舵，在平衡掉y轴方向附加分力△y情况下，不仅保留了x轴方向分力△x，还保留了z轴方向分力△z。此时，俯仰力矩和横滚力矩为0，偏航力矩是x轴拖曳阻力与z轴展向拉力的综合作用。 [0046] 本申请的交叉联动开裂式翼尖翼，能够提升低可探测飞翼飞机低可探测飞行控制这一航空技术领域能力。相比其它阻力方向舵，本申请具有以下技术优势： [0047] 1、具有更高的气动效率与操纵舵效。相比B‑2阻力方向舵，本申请翼尖翼设置在迎风面上，由气流直接作用；相比单块式翼尖翼，本申请在产生偏航力矩时不会产生附加的俯仰和滚转力矩，不需要其它舵面联动配平控制；相比俄罗斯专利，本申请的翼尖小翼具有更大的展弦比，从而带来更高的气动效率，这意味着具有更高的舵效和产生同样控制力仅需要更小的舵面偏转角度。 [0048] 2、具有更优的低可探测性能设计。巡航状态更小的舵面偏转角度可使其对飞机低可探测性能不利影响可控；同时，翼尖小翼在设计时边缘严格遵循平行准则设计，并消除了单块翼尖翼方案和俄国斯翼尖翼方案中翼尖小翼之间的纵向活动宽缝隙及其竖直壁面，这 些措施的采用使本申请方案相比其它翼尖翼方案具有明显的低可探测性能优势。 [0049] 3、具有更简单的飞行操纵设计特性。 [0050] 本申请的交叉联动开裂式翼尖翼，充分考虑低可探测与气动综合设计约束，同时满足气动高效和高低可探测的需求，将组成翼尖翼的翼尖小翼沿航向前后布置，且根部布 置在与翼尖平行的驱动轴上，且保证小翼各边缘与机翼平行，满足低可探测设计要求，从而实现可用于高速低可探测飞翼飞机的平台方案可实现性设计，具有明确的应用前景。 [0051] 以上所述，仅为本申请的具体实施方式，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以所述权利要求的保护范围为 准。 |
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