專利名稱：一種可變體飛行器機(jī)翼變掠方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于飛行器設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，用于設(shè)計全航程性能俱優(yōu)的新型飛行器。
背景技術(shù)：
飛行器在完整飛行的各個階段，對氣動性能的需求不同。若各個階段采用相同的外形，則會導(dǎo)致一個或多個階段的氣動性能較低。即使綜合考慮各個階段的氣動性能需求從而采用折中的外形，仍然會對各個階段的氣動性能造成不利影響。自然界中飛行生物的飛行方式為上述問題的解決提供了一種思路。這種思路的核心在于“使飛行器外形隨需而變”。例如，在低速起飛或著陸時變?yōu)楦呱ν庑?，在巡航時變?yōu)楦呱璞韧庑巍ａ槍Α笆癸w行器外形隨需而變”這一思路，已出現(xiàn)三類概念小尺度局部變形、中尺度分布變形、大尺度全局變形。小尺度局部變形研究具有許多活躍的研究主題，如通過射流等方式實現(xiàn)“虛擬形狀變化”，或通過柔性材料結(jié)構(gòu)與精密作動裝置等方式實現(xiàn)“實際形狀變化”，從而對飛行器局部流場結(jié)構(gòu)產(chǎn)生有利影響，進(jìn)而提高飛行器性能。中尺度分布變形研究是通過改變翼型彎度、厚度、弦長等方式，實現(xiàn)氣動特性改進(jìn)和控制效率提升。大尺度全局變形研究中概念創(chuàng)新十分關(guān)鍵，如已有的折疊翼方案和蝙蝠翼方案，均進(jìn)行了全新概念設(shè)計，以便從根本上實現(xiàn)氣動、結(jié)構(gòu)、控制方面的顯著收益。“使飛行器外形隨需而變”這一思路的一個典型應(yīng)用實例是變翼掠飛機(jī)?，F(xiàn)有變翼掠飛機(jī)大多采用“旋轉(zhuǎn)式變翼掠”，即機(jī)翼繞翼根處轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)。這會給翼根處整流帶來困擾， 亦會在翼尖帶有小翼或垂尾時惡化阻力。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明解決的技術(shù)問題是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種既滿足飛行器多樣化氣動性能需求，又避免飛行器局部氣動性能惡化，可實現(xiàn)全航程性能俱優(yōu)的可變體飛行器機(jī)翼變掠方法。本發(fā)明的技術(shù)解決方案是一種可變體飛行器機(jī)翼變掠方法，步驟如下(1)將可變體飛行器機(jī)翼視為由翼型沿機(jī)翼的展向疊加而成；所述的翼型為機(jī)翼的二維流向剖面，其展向尺度為零；(2)在所述的機(jī)翼上選擇一個展向位置作為基準(zhǔn)位置，對展向位置至翼尖位置之間的所有翼型進(jìn)行正比例函數(shù)規(guī)律的流向平移；每個翼型對應(yīng)的正比例函數(shù)的自變量為該翼型位置距基準(zhǔn)位置的展向距離，因變量為該翼型所需的流向平移量，比例系數(shù)為終止掠角的正切值與初始掠角的正切值之差。所述的基準(zhǔn)位置，既可在翼根，亦可在翼根與翼尖之間；當(dāng)在翼根時，機(jī)翼整體可實現(xiàn)變掠；當(dāng)在翼根與翼尖之間時，機(jī)翼外段可實現(xiàn)變掠。所述的流向平移量，既可取正值，亦可取負(fù)值；當(dāng)取正值時，機(jī)翼掠角增大；當(dāng)取負(fù)值時，機(jī)翼掠角減小。
本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果為(1)本發(fā)明使得飛行器在獲得“隨需而變”的機(jī)翼掠角及其氣動性能的同時，變掠機(jī)翼靠近機(jī)身一端處在變掠過程中不會出現(xiàn)較大間隙，因而本發(fā)明使得變掠機(jī)翼靠近機(jī)身一端處無需設(shè)計復(fù)雜的整流裝置。(2)本發(fā)明使得飛行器在獲得“隨需而變”的機(jī)翼掠角及其氣動性能的同時，變掠機(jī)翼遠(yuǎn)離機(jī)身一端處在變掠過程中不會使翼型呈現(xiàn)非流向態(tài)勢，因而本發(fā)明使得變掠機(jī)翼遠(yuǎn)離機(jī)身一端處可根據(jù)設(shè)計需要帶有小翼或垂尾。(3)本發(fā)明既能夠滿足飛行器多樣化氣動性能需求，又能夠避免飛行器局部氣動性能惡化，能夠?qū)崿F(xiàn)全航程性能俱優(yōu)。


圖1為本發(fā)明的“剪切式變翼掠”示意圖；圖2為本發(fā)明的變掠機(jī)翼實現(xiàn)方式流程圖；圖3為本發(fā)明的變掠機(jī)翼結(jié)構(gòu)組成示意圖；圖4為本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果圖。
具體實施例方式一種可變體飛行器機(jī)翼變掠方法，步驟如下(1)將可變體飛行器機(jī)翼視為由翼型沿機(jī)翼的展向疊加而成。所述的翼型為機(jī)翼的二維流向剖面，其展向尺度為零；而機(jī)翼為三維體，其展向尺度為有限數(shù)值。(2)在所述的機(jī)翼上選擇一個展向位置作為基準(zhǔn)位置，對基準(zhǔn)位置至翼尖位置之間的所有翼型進(jìn)行正比例函數(shù)規(guī)律的流向平移；基準(zhǔn)位置的翼型的流向平移量為零，越靠近翼尖的翼型的流向平移量絕對值越大，由此實現(xiàn)可變體飛行器“剪切式變翼掠”(如圖1 所示)。所述的基準(zhǔn)位置既可在翼根，亦可在翼根與翼尖之間；當(dāng)在翼根時，機(jī)翼整體可實現(xiàn)變掠；當(dāng)在翼根與翼尖之間時，機(jī)翼外段可實現(xiàn)變掠。具體在翼根與翼尖之間的什么位置，根據(jù)總體設(shè)計指標(biāo)而定。每個翼型對應(yīng)的正比例函數(shù)的自變量為該翼型位置距基準(zhǔn)位置的展向距離，因變量為該翼型所需的流向平移量，比例系數(shù)為終止掠角的正切值與初始掠角的正切值之差。 所述的流向平移量，既可取正值，亦可取負(fù)值；當(dāng)取正值時，機(jī)翼掠角增大；當(dāng)取負(fù)值時，機(jī)翼掠角減小。具體取正值還是負(fù)值，根據(jù)飛行環(huán)境與任務(wù)而定。下面給出工業(yè)上具體實現(xiàn)上述步驟的一種方式，當(dāng)然還存在其他實現(xiàn)方式，只要按照上面的步驟進(jìn)行變掠，都落入本發(fā)明的保護(hù)范圍。此種實現(xiàn)方式包括六個方面(如圖2所示)(1)變掠機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計；(2)變掠驅(qū)動與測量設(shè)計；C3)變掠驅(qū)動能量源設(shè)計；(4)變掠控制與采集設(shè)計；( 變掠控制能量源設(shè)計；(6)變掠機(jī)翼蒙皮設(shè)計。(1)變掠機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計的實現(xiàn)過程是對變掠機(jī)翼幾何形狀進(jìn)行分析，將其劃分為平行四邊形部分和其它部分的組合，如圖3所示。平行四邊形部分(A)的內(nèi)部結(jié)構(gòu)采用鉸接的平行翼肋族(B)和平行桁條族(C)，其它部分(D)的內(nèi)部結(jié)構(gòu)采用單體的剛性結(jié)構(gòu)。 平行四邊形部分最內(nèi)側(cè)翼肋固接于機(jī)身(對于全機(jī)翼變掠的情形)或機(jī)翼內(nèi)段(對于機(jī)翼外段變掠的情形)(E)，其它部分固接于平行四邊形部分。(2)變掠驅(qū)動與測量設(shè)計的實現(xiàn)過程是在機(jī)身(對于全機(jī)翼變掠)內(nèi)部或機(jī)翼內(nèi)段(對于機(jī)翼外段變掠)內(nèi)部，設(shè)置工業(yè)直線執(zhí)行器(F)。該裝置在電路方面通過控制線和采集線連接可編程控制與采集器；在機(jī)械方面一端連接于機(jī)身(對于全機(jī)翼變掠)或機(jī)翼內(nèi)段(對于機(jī)翼外段變掠)，另一端連接于變掠機(jī)翼平行四邊形結(jié)構(gòu)最后側(cè)桁條。工業(yè)直線執(zhí)行器為可購買器件，一般內(nèi)部包含電機(jī)、梯形螺紋絲杠、測量電路。工業(yè)直線執(zhí)行器可實現(xiàn)兩個功能一方面，工業(yè)直線執(zhí)行器的梯形螺紋絲杠運動引起變掠機(jī)翼平行四邊形結(jié)構(gòu)最后側(cè)桁條繞其最內(nèi)側(cè)固定點旋轉(zhuǎn)，帶動整個平行四邊形結(jié)構(gòu)“剪切”，由此實現(xiàn)變掠驅(qū)動的功能；另一方面，工業(yè)直線執(zhí)行器的梯形螺紋絲杠運動引起測量電路中電阻隨時間變化(類似于滑線變阻器原理)及電阻兩端電壓隨時間變化，測量電路可輸出電壓隨時間變化的數(shù)據(jù)，由此實現(xiàn)變掠測量的功能。(3)變掠驅(qū)動能量源設(shè)計的實現(xiàn)過程是從機(jī)載電源系統(tǒng)連接輸配電裝置與線纜，為工業(yè)直線執(zhí)行器供電。(4)變掠控制與采集設(shè)計的實現(xiàn)過程是在機(jī)身內(nèi)部設(shè)置可編程控制與采集器。 該裝置通過信號線和數(shù)據(jù)線連接機(jī)載計算機(jī)，通過控制線和采集線連接可編程控制與采集器。可編程控制與采集器內(nèi)部為集成電路板?？删幊炭刂婆c采集器可實現(xiàn)五個功能一是接收機(jī)載計算機(jī)的指令，二是控制工業(yè)直線驅(qū)動器的電機(jī)的運行，三是采集工業(yè)直線執(zhí)行器的測量電路中電阻兩端電壓，四是根據(jù)電壓計算掠角以便為控制提供反饋信息，五是發(fā)送掠角數(shù)據(jù)給機(jī)載計算機(jī)。根據(jù)電壓計算掠角采用插值的方法在可變體飛行器機(jī)翼變掠的地面調(diào)試階段，測得多組電壓與掠角數(shù)據(jù)；可編程控制與采集器以這些數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)進(jìn)行線性插值，可得到每一實測電壓對應(yīng)的掠角。(5)變掠控制能量源設(shè)計的實現(xiàn)過程是從機(jī)載電源系統(tǒng)連接輸配電裝置與線纜，為可編程控制器供電。(6)變掠機(jī)翼蒙皮設(shè)計的實現(xiàn)過程是對變掠機(jī)翼采用增強(qiáng)硅樹脂柔性蒙皮，用于在變掠全過程產(chǎn)生規(guī)范的氣動外形。下面給出基于上述設(shè)計的變掠過程首先，可變體飛行器機(jī)載計算機(jī)發(fā)出起始指令給可編程控制與采集器，可編程控制與采集器發(fā)送啟動信號給工業(yè)直線驅(qū)動器的電機(jī)， 電機(jī)開始運行，帶動工業(yè)直線驅(qū)動器的梯形螺紋絲杠開始運動，引起機(jī)翼掠角從起始后掠角開始變化，亦引起工業(yè)直線驅(qū)動器的測量電路中電阻兩端電壓開始變化；可編程控制與采集器在發(fā)送啟動信號的同時，開始采集工業(yè)直線驅(qū)動器的測量電路中電阻兩端電壓，并根據(jù)電壓計算掠角，此掠角數(shù)據(jù)一方面作為反饋信息用于對電機(jī)進(jìn)行閉環(huán)控制，另一方面發(fā)送給機(jī)載計算機(jī)用于在駕駛艙實時顯示掠角；掠角在此種受控狀態(tài)下持續(xù)變化，直至達(dá)到所需的終止掠角。本發(fā)明使得飛行器在獲得“隨需而變”的機(jī)翼掠角及其氣動性能的同時，具有更高的氣動效率。圖4給出了在亞聲速范圍內(nèi)某一相同攻角下采用本發(fā)明的“剪切式變翼掠”與現(xiàn)有技術(shù)的“旋轉(zhuǎn)式變翼掠”兩種變掠方式的翼身組合體的升阻比，可見本發(fā)明的“剪切式變翼掠”呈現(xiàn)出了有益效果。本發(fā)明未詳細(xì)描述內(nèi)容為本領(lǐng)域技術(shù)人員公知技術(shù)。
權(quán)利要求
1.一種可變體飛行器機(jī)翼變掠方法，其特征在于步驟如下(1)將可變體飛行器機(jī)翼視為由翼型沿機(jī)翼的展向疊加而成；所述的翼型為機(jī)翼的二維流向剖面，其展向尺度為零；(2)在所述的機(jī)翼上選擇一個展向位置作為基準(zhǔn)位置，對展向位置至翼尖位置之間的所有翼型進(jìn)行正比例函數(shù)規(guī)律的流向平移；每個翼型對應(yīng)的正比例函數(shù)的自變量為該翼型位置距基準(zhǔn)位置的展向距離，因變量為該翼型所需的流向平移量，比例系數(shù)為終止掠角的正切值與初始掠角的正切值之差。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種可變體飛行器機(jī)翼變掠方法，其特征在于所述的基準(zhǔn)位置，既可在翼根，亦可在翼根與翼尖之間；當(dāng)在翼根時，機(jī)翼整體可實現(xiàn)變掠；當(dāng)在翼根與翼尖之間時，機(jī)翼外段可實現(xiàn)變掠。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種可變體飛行器機(jī)翼變掠方法，其特征在于所述的流向平移量，既可取正值，亦可取負(fù)值；當(dāng)取正值時，機(jī)翼掠角增大；當(dāng)取負(fù)值時，機(jī)翼掠角減
全文摘要
一種可變體飛行器機(jī)翼變掠方法，(1)將可變體飛行器機(jī)翼視為由翼型沿機(jī)翼的展向疊加而成；所述的翼型為機(jī)翼的二維流向剖面，其展向尺度為零；(2)在所述的機(jī)翼上選擇一個展向位置作為基準(zhǔn)位置，對展向位置至翼尖位置之間的所有翼型進(jìn)行正比例函數(shù)規(guī)律的流向平移；每個翼型對應(yīng)的正比例函數(shù)的自變量為該翼型位置距基準(zhǔn)位置的展向距離，因變量為該翼型所需的流向平移量，比例系數(shù)為終止掠角的正切值與初始掠角的正切值之差。
文檔編號B64C3/40GK102381467SQ201110253330
公開日2012年3月21日 申請日期2011年8月31日 優(yōu)先權(quán)日2011年8月31日
發(fā)明者李鋒, 白鵬, 陳錢 申請人:中國航天空氣動力技術(shù)研究院