本發(fā)明涉及一種飛行器機翼，具體涉及一種水空兩棲飛行器雙穩(wěn)態(tài)機翼，屬于飛行器技術領域。

背景技術：

反潛飛機大致可以分為反潛直升機、艦載固定翼反潛飛機、水上反潛飛機和岸基固定翼反潛飛機，反潛直升機廣泛裝備海軍護衛(wèi)艦以上的各類戰(zhàn)斗艦艇，是應用最廣、作用較大的一種反潛兵力，其優(yōu)點是起降方便，能夠懸停持續(xù)工作。目前，各國裝備的反潛直升機主要有：美國的“海鷹”、英國的“海王”、法國的“超黃蜂”、前蘇聯的“卡—27”等，但是，直升機飛行速度較慢，續(xù)航時間短，難以適應如今復雜多變的戰(zhàn)況。而固定翼反潛機具有航程長覆蓋面積大，速度快等優(yōu)點，但是對起飛降落的要求比較高，只能在一些大型航母上部署，并且無法在同一地點進行懸停，因此對潛艇的追蹤能力有限。反潛水上飛機能停泊在水面上，懸放聲納，由于船身阻力大，航程短，只能在近海執(zhí)行反潛任務。岸基固定翼反潛機由于陸機基地和航程限制無法為艦艇編隊特別是走向深海的中國艦艇提供有效防護。由于我國目前航母發(fā)展的限制對于總重約20噸艦載固定翼反潛機無法滿足其起飛降落的要求。因此航空反潛的能力短板成為戰(zhàn)斗力形成的一個重大障礙，因此研發(fā)一種能夠彌補我國反潛能力短板的艦載航空反潛裝備顯得尤為必要。

無論是飛行動物還是人造飛行器，為了執(zhí)行不同任務(如巡航、盤旋、攻擊或逃生等)，或為了滿足飛行環(huán)境(如高度、速度和氣候等)的不同要求，往往需要相應的調整形態(tài)，以達到高效能、安全以及任務要求等目的。由于飛行器在低速和高速情況下面對不同的氣動環(huán)境條件，單一形態(tài)的翼型往往無法改善在整個飛行包線下氣動性能，并滿足在高速和低速條件下的飛行需求。

技術實現要素：

本發(fā)明是為解決現有飛行器在低速和高速情況下面對不同的氣動環(huán)境條件，單一形態(tài)的翼型往往無法改善在整個飛行包線下氣動性能，并滿足在高速和低速條件下的飛行需求的問題，進而提供一種水空兩棲飛行器雙穩(wěn)態(tài)機翼。

本發(fā)明為解決上述問題采取的技術方案是：一種水空兩棲飛行器雙穩(wěn)態(tài)機翼包括機翼翼肋和雙穩(wěn)態(tài)結構；

機翼翼肋的縱剖面采用NACA超臨界機翼翼型，所述機翼翼肋的前緣和后緣之間連接有彈性桿；所述雙穩(wěn)態(tài)結構包括四邊形連桿機構和兩個氣動肌肉驅動器；四邊形連桿機構相對的兩角之間安裝有一個氣動肌肉驅動器，四邊形連桿機構的一個頂點安裝在機翼翼肋上，四邊形連桿機構的另一個頂點安裝在彈性桿上，兩個氣動肌肉驅動器位于同一個豎直平面內并相垂直布置。

本發(fā)明的有益效果是：飛機的飛行速度較大情況下，當氣流繞過普通翼型前緣時，上表面流速增加較快。當飛行速度接近高亞音速時，翼型上表面的局部流速可以達到音速，此時的馬赫數稱為臨界馬赫數。當速度繼續(xù)增加，增加到一定程度后，阻力就會開始大幅增加，阻力大幅增加時的馬赫數就是阻力發(fā)散馬赫數。這時如果繼續(xù)增加速度，發(fā)動機的功率會被大量消耗，甚至會發(fā)生飛行事故。因此，提高飛行速度就需要提高機翼的阻力發(fā)散馬赫數。超臨界翼型就是為了推遲阻力發(fā)散馬赫數的到來。超臨界翼型有利于防止出現激波和減小附面層分離的程度，進而提高臨界馬赫數。它還有利于減輕飛機的結構重量，同時改善低速飛行的性能。但它由于上表面平坦，在減緩氣流加速的同時，也會減小升力，為克服這一缺點，本發(fā)明的機翼翼肋選用NACA-SC(2)-0518超臨界機翼翼型，在高速下具有較好的氣動性能，同時，采用氣動肌肉驅動器驅動的雙穩(wěn)態(tài)結構，以實現低速機翼形態(tài)和超臨界機翼形態(tài)切換，達到雙穩(wěn)態(tài)運行。當水平方向的氣動肌肉驅動器收縮時四邊形連桿機構輸出推力使低速翼型轉換為超臨界翼型，當垂直方向氣動肌肉驅動器收縮時四邊形連桿機構輸出拉力使超臨界翼型轉換為低速翼型。

附圖說明

圖1為本發(fā)明一種水空兩棲飛行器雙穩(wěn)態(tài)機翼在低速形態(tài)時的結構示意圖；

圖2為本發(fā)明一種水空兩棲飛行器雙穩(wěn)態(tài)機翼在超臨界形態(tài)時的結構示意圖；

圖3為一個實施例的一種水空兩棲飛行器雙穩(wěn)態(tài)機翼在低速形態(tài)和后緣向上彎曲時的結構示意圖；

圖4為另一個實施例的一種水空兩棲飛行器雙穩(wěn)態(tài)機翼在超臨界形態(tài)和后緣向下彎曲時的結構示意圖。

具體實施方式

下面結合附圖及具體實施方式對本發(fā)明的技術方案作進一步地說明。

參見圖1和圖2說明，一種水空兩棲飛行器雙穩(wěn)態(tài)機翼包括機翼翼肋1和雙穩(wěn)態(tài)結構；機翼翼肋1的縱剖面采用NACA超臨界機翼翼型，所述機翼翼肋1的前緣和后緣之間連接有彈性桿3；所述雙穩(wěn)態(tài)結構包括四邊形連桿機構2-1和兩個氣動肌肉驅動器2-2；四邊形連桿機構2-1相對的兩角之間安裝有一個氣動肌肉驅動器2-2，四邊形連桿機構2-1的一個頂點安裝在機翼翼肋1上，四邊形連桿機構2-1的與所述一個頂點相對的另一個頂點安裝在彈性桿3上，兩個氣動肌肉驅動器2-2位于同一個豎直平面內并相垂直布置。

氣動肌肉驅動器的結構具有很好的可設計性，可以通過設計其編織網套的編織角可以得到充氣伸長或者收縮的氣動人工肌肉。當收縮率為正時氣動肌肉充氣收縮,伸長率為正時氣動肌肉充氣伸長。收縮式氣動肌肉，由于自身結構的特性當發(fā)生彎曲變形體積變化率較大從而使其充氣后彎曲剛度劇烈增大。氣動肌肉驅動器的軟管外徑為2mm-5mm，這樣體積小，還具有與人工肌肉相似的充氣變剛度和能夠輸出收縮力或伸長力的特點。

參見圖1-圖4說明，四邊形連桿機構2-1為菱形連桿機構。如此設置，菱形四邊形連桿機構穩(wěn)定性好，低速機翼形態(tài)和超臨界機翼形態(tài)切換有利于飛行器空氣動力學性能穩(wěn)定可靠，滿足飛行任務。

參見圖1-圖4說明，四邊形連桿機構2-1的四個連桿中位于豎直布置的氣動肌肉驅動器2-2的一側面的兩個連桿長度相等，而位于豎直布置的氣動肌肉驅動器2-2的另一側面的兩個連桿長度相等。如此設置，低速機翼形態(tài)和超臨界機翼形態(tài)切換有利于飛行器空氣動力學性能穩(wěn)定可靠，滿足飛行任務。

參見圖1-圖4說明，為了進一步改善機翼變形結構的空氣動力學性能，適應飛行任務，提高飛行速度，降低飛行阻力，所述一種水空兩棲飛行器雙穩(wěn)態(tài)機翼還包括一號后緣氣動肌肉驅動器4-1和二號后緣氣動肌肉驅動器4-2；所述機翼翼肋1的后緣上安裝有一號后緣氣動肌肉驅動器4-1和二號后緣氣動肌肉驅動器4-2，所述二號后緣氣動肌肉驅動器4-2布置在所述一號后緣氣動肌肉驅動器4-1的下方且二者呈V形布置。V形開口斜向上設置。

如圖3所示，在一個實施例中布置在上方的一號后緣氣動肌肉驅動器4-1收縮時機翼翼肋1的后緣向上彎曲，此時，飛行器在低速機翼形態(tài)下實現后緣彎曲的空中航行或水面航行，如圖4所述，在一個實施例中布置在上方的一號后緣氣動肌肉驅動器4-1收縮時機翼翼肋1的后緣向上彎曲，此時，飛行器在超臨界機翼形態(tài)下實現后緣彎曲的空中航行或水面航行。

在另一個實施例中布置在上方的一號后緣氣動肌肉驅動器4-1收縮時機翼翼肋1的后緣向上彎曲，此時，飛行器在低速機翼形態(tài)和超臨界形態(tài)之間轉換的任一形態(tài)實現空中航行或水面航行。

在另一個實施例中布置在下方的二號后緣氣動肌肉驅動器4-2收縮時機翼翼肋1的后緣向下彎曲。此時，飛行器在低速機翼形態(tài)和超臨界形態(tài)之間轉換的任一形態(tài)實現空中航行或水面航行。上述機翼翼肋的后緣的連續(xù)彎曲變形，進一步改善氣動性能，彌補升力的不足。

參見圖1-圖2說明，機翼翼肋1的翼型的最大彎度所在的位置占弦長范圍的35％。如此設置，會減小翼型的迎風面積從而降低壓差阻力；防止翼型上的氣流在流經上表面時出現過早分離，造成升力損失。

本發(fā)明已以較佳實施案例揭示如上，然而并非用以限定本發(fā)明，任何熟悉本專業(yè)的技術人員，在不脫離本發(fā)明技術方案范圍內，當可以利用上述揭示的結構及技術內容做出些許的更動或修飾為等同變化的等效實施案例，但是凡是未脫離本發(fā)明技術方案的內容，依據本發(fā)明的技術實質對以上實施案例所做的任何簡單修改、等同變化與修飾，均仍屬本發(fā)明技術方案范圍。