可適用于大展弦比飛翼布局飛機(jī)航向增穩(wěn)和控制的操縱面的制作方法
【專(zhuān)利摘要】本發(fā)明公開(kāi)了一種可適用于大展弦比飛翼布局飛機(jī)航向增穩(wěn)和控制的操縱面。該操縱面由兩片舵面組成，對(duì)稱(chēng)設(shè)置在機(jī)身后部，每片舵面由單獨(dú)舵機(jī)控制，旋轉(zhuǎn)軸線與機(jī)身軸線方向一致，操縱面偏轉(zhuǎn)角度范圍為?90°～90°，操縱面閉合后和機(jī)身融為一體。通過(guò)左右兩側(cè)操縱面開(kāi)裂旋轉(zhuǎn)，有效增加飛翼布局飛機(jī)航向穩(wěn)定性，改善其航向操穩(wěn)特性。相比現(xiàn)有的大展弦比飛翼布局飛機(jī)使用的阻力式方向舵，本發(fā)明提出的航向控制操縱面具有機(jī)械結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，操縱效率高，通道耦合小，阻力增量小的特點(diǎn)，能夠根據(jù)飛機(jī)隱身特性要求對(duì)舵面進(jìn)行自由收放，可作為飛翼布局飛機(jī)航向控制舵面使用。
【專(zhuān)利說(shuō)明】
可適用于大展弦比飛翼布局飛機(jī)航向増穩(wěn)和控制的操縱面
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本發(fā)明屬于飛翼布局飛機(jī)航向控制技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種適用于大展弦比飛翼布局飛機(jī)航向增穩(wěn)和控制的操縱面。
【背景技術(shù)】
[0002]飛翼布局飛機(jī)采用了翼身融合設(shè)計(jì)，取消了垂尾和平尾，可大大增強(qiáng)隱身性能，提高升阻比，減輕結(jié)構(gòu)重量及翼載，提高飛機(jī)的航程和航時(shí)。但是，取消飛機(jī)垂尾后，導(dǎo)致飛機(jī)基本航向穩(wěn)定性和偏航操控能力的缺失。因此，如何解決取消垂尾帶來(lái)的航向穩(wěn)定性和航向控制問(wèn)題，成為飛翼布局飛機(jī)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)之一。
[0003]目前，針對(duì)大展弦比飛翼布局飛機(jī)航向控制舵面的研究主要集中于開(kāi)裂式方向舵、嵌入式阻力舵等阻力類(lèi)舵面，這種阻力類(lèi)舵面通過(guò)單側(cè)舵面偏轉(zhuǎn)帶來(lái)的阻力增量來(lái)產(chǎn)生偏航力矩，但會(huì)耦合滾轉(zhuǎn)和俯仰，并使升力減小，需要其他舵面進(jìn)行解耦和補(bǔ)償。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明的目的在于提供一種機(jī)械結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、通道耦合干擾小、能夠適用于大展弦比飛翼布局飛機(jī)航向增穩(wěn)和控制的操縱面。
[0005]為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案:可適用于大展弦比飛翼布局飛機(jī)航向增穩(wěn)和控制的操縱面，所述操縱面對(duì)稱(chēng)設(shè)置在機(jī)身后部，由左操縱面和右操縱面組成，其中左操縱面通過(guò)左轉(zhuǎn)軸與機(jī)身連接，右操縱面通過(guò)右轉(zhuǎn)軸與機(jī)身連接，操縱面閉合后和機(jī)身融為一體;所述左右兩側(cè)操縱面通過(guò)繞轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)，使得操縱面在垂直方向產(chǎn)生投影面積，產(chǎn)生偏航力矩，增強(qiáng)飛機(jī)航向穩(wěn)定性。
[0006]所述左轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)軸線和右轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)軸線分別與機(jī)身軸線方向一致。
[0007]所述操縱面的偏轉(zhuǎn)角度范圍為-90°?90°，左操縱面和右操縱面分別由不同的舵機(jī)控制，根據(jù)飛機(jī)控制系統(tǒng)要求偏轉(zhuǎn)不同角度。
[0008]在高隱身性能要求狀態(tài)下，通過(guò)閉合操縱面轉(zhuǎn)換為高隱身構(gòu)型；在低隱身性能要求狀態(tài)下，打開(kāi)操縱面，增強(qiáng)航向穩(wěn)定性。
[0009]所述操縱面左右兩側(cè)同時(shí)偏轉(zhuǎn)相同角度時(shí)，用于飛機(jī)的航向增穩(wěn)；左操縱面和右操縱面單獨(dú)偏轉(zhuǎn)或兩側(cè)偏轉(zhuǎn)不同角度時(shí)，用于飛機(jī)的航向控制。
[0010]所述操縱面馬赫數(shù)適用范圍為0.2?0.85，攻角適用范圍為-3°?12°，側(cè)滑角適用范圍為-4°?4°。
[0011 ]在上述技術(shù)方案中，所述操縱面控制舵機(jī)安裝于機(jī)身內(nèi)部，操縱面通過(guò)舵機(jī)轉(zhuǎn)軸與機(jī)身連接，舵機(jī)旋轉(zhuǎn)軸線與機(jī)身軸線方向一致，機(jī)身左右兩側(cè)操縱面分別由單獨(dú)舵機(jī)控制。
[0012]在上述技術(shù)方案中，所述操縱面可根據(jù)飛機(jī)控制系統(tǒng)要求，通過(guò)向下開(kāi)裂或向上開(kāi)裂的方式來(lái)增加飛機(jī)航向穩(wěn)定性。
[0013]在上述技術(shù)方案中，所述操縱面左右同時(shí)偏轉(zhuǎn)相同角度時(shí)，可用于飛機(jī)航向增穩(wěn)，單側(cè)偏轉(zhuǎn)或左右兩側(cè)偏轉(zhuǎn)不同角度時(shí)可用于飛機(jī)航向控制。
[0014]在上述技術(shù)方案中，所述操縱面可根據(jù)隱身性能要求，在執(zhí)行突防和作戰(zhàn)等任務(wù)時(shí)，通過(guò)閉合快速轉(zhuǎn)換為高隱身構(gòu)型。
[0015]在上述技術(shù)方案中，所述操縱面在隱身性能要求不高的起飛、降落、巡航等狀態(tài)下，可通過(guò)打開(kāi)操縱面增強(qiáng)航向穩(wěn)定性，提高飛行安全。
[0016]在上述技術(shù)方案中，所述操縱面的大小、形狀、角度和位置均可根據(jù)控制系統(tǒng)要求進(jìn)行調(diào)節(jié)。
[0017]本發(fā)明涉及的這種可適用于大展弦比飛翼布局飛機(jī)航向增穩(wěn)和控制的操縱面，操縱面不破壞飛機(jī)的基本外形，閉合后和機(jī)身可融為一體，通過(guò)開(kāi)裂旋轉(zhuǎn)，能夠有效增加無(wú)尾飛翼布局飛機(jī)航向穩(wěn)定性，改善其航向操穩(wěn)特性;相比現(xiàn)有大展弦比飛翼布局飛機(jī)使用的阻力式方向舵，具有機(jī)械結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，操縱效率高，通道耦合小，阻力增量小的特點(diǎn)，同時(shí)，能夠根據(jù)隱身特性要求對(duì)舵面進(jìn)行自由收放，能夠滿足無(wú)尾布局飛機(jī)航向控制要求。
【附圖說(shuō)明】
[0018]圖1是本發(fā)明提出的大展弦比飛翼布局飛機(jī)航向增穩(wěn)控制操縱面偏轉(zhuǎn)示意圖。
[0019]圖2是不同馬赫數(shù)下操縱面打開(kāi)/關(guān)閉時(shí)飛翼布局飛機(jī)阻力系數(shù)增量對(duì)比。
[0020]圖3是不同馬赫數(shù)、側(cè)滑角下操縱面打開(kāi)/關(guān)閉時(shí)全機(jī)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)對(duì)比。
[0021]圖4是不同馬赫數(shù)、側(cè)滑角下操縱面打開(kāi)/關(guān)閉時(shí)全機(jī)偏航力矩系數(shù)對(duì)比。
【具體實(shí)施方式】
[0022]如圖1所示，本發(fā)明所述的適用于大展弦比飛翼布局飛機(jī)航向增穩(wěn)和控制的操縱面位于飛機(jī)機(jī)身I后部，由左操縱面2和右操縱面3組成，左右兩側(cè)操縱面對(duì)稱(chēng)放置，其中左操縱面通過(guò)左轉(zhuǎn)軸4與機(jī)身I連接，右操縱面通過(guò)右轉(zhuǎn)軸5與機(jī)身I連接，操縱面的左轉(zhuǎn)軸4和右轉(zhuǎn)軸5方向均與機(jī)身I軸線方向一致，左轉(zhuǎn)軸4和右轉(zhuǎn)軸5固定連接在機(jī)身I上，控制舵機(jī)安裝在機(jī)身I內(nèi)部。
[0023]左操縱面2和右操縱面3分別由不同的舵機(jī)控制，左轉(zhuǎn)軸4帶動(dòng)左操縱面2偏轉(zhuǎn)，右轉(zhuǎn)軸5帶動(dòng)右操縱面3偏轉(zhuǎn)，左操縱面2最大偏轉(zhuǎn)角度為a、右操縱面3最大偏轉(zhuǎn)角度為b，其中-90° <a=b< 90°，角度為負(fù)值代表舵面向下偏轉(zhuǎn)，角度為正值代表舵面向上偏轉(zhuǎn)，根據(jù)飛機(jī)的不同飛行狀態(tài)，由飛機(jī)的控制系統(tǒng)對(duì)左操縱面2和右操縱面3的偏轉(zhuǎn)角度進(jìn)行控制。本實(shí)施例中左右兩側(cè)操縱面同時(shí)向上打開(kāi)60° ,BPa=b=60°。
[0024]在操縱面詳細(xì)設(shè)計(jì)過(guò)程中，在機(jī)身中后部選取適當(dāng)區(qū)域作為航向增穩(wěn)控制舵面，設(shè)計(jì)操縱面的具體形狀、尺寸、位置、角度可根據(jù)飛機(jī)控制系統(tǒng)要求進(jìn)行優(yōu)化調(diào)節(jié)，設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)在滿足控制系統(tǒng)偏航力矩要求前提下，遵循三通道耦合干擾小，阻力增量小為原則。
[0025]所設(shè)計(jì)的航向增穩(wěn)控制操縱面具體使用過(guò)程是:當(dāng)飛翼布局飛機(jī)控制系統(tǒng)需要航向增穩(wěn)時(shí)，左右兩片操縱面同時(shí)向上或向下偏轉(zhuǎn)，使得操縱面在垂直方向產(chǎn)生投影面積，起到飛機(jī)垂尾的作用，增強(qiáng)飛機(jī)的航向穩(wěn)定性；當(dāng)飛翼布局飛機(jī)需要轉(zhuǎn)彎等動(dòng)作時(shí)，單側(cè)操縱面偏轉(zhuǎn)或左右兩側(cè)操縱面偏轉(zhuǎn)不同角度，產(chǎn)生航向控制力矩，偏航控制力矩的大小可通過(guò)操縱面打開(kāi)角度的大小進(jìn)行控制調(diào)節(jié)。
[0026]當(dāng)飛翼布局飛機(jī)處于隱身特性要求較高的突防和作戰(zhàn)狀態(tài)下，可將左操縱面2和右操縱面3快速閉合，此時(shí)操縱面打開(kāi)角度a=b=0°，舵面和機(jī)身融為一體，轉(zhuǎn)換成為高隱身構(gòu)型；當(dāng)飛翼布局飛機(jī)處于起飛、降落、巡航等隱身特性要求不高的狀態(tài)下，可適當(dāng)將操縱面打開(kāi)，增強(qiáng)飛機(jī)航向穩(wěn)定性，提高飛行安全。
[0027]為更好的闡述本發(fā)明提出的可適用于飛翼布局飛機(jī)航向增穩(wěn)和控制的操縱面優(yōu)缺點(diǎn)，以左右兩側(cè)操縱面同時(shí)向上打開(kāi)60°為例進(jìn)行了相關(guān)氣動(dòng)性能的分析:圖2給出了低速(馬赫數(shù)0.2)、亞聲速(馬赫數(shù)0.4)、跨聲速(馬赫數(shù)0.75)階段操縱面打開(kāi)/關(guān)閉時(shí)飛翼布局飛機(jī)阻力系數(shù)增量比較，可以看出，在不同馬赫數(shù)下，相比無(wú)偏轉(zhuǎn)狀態(tài)，操縱面偏轉(zhuǎn)60°時(shí)全機(jī)阻力變化量較小；圖3給出了低速(馬赫數(shù)0.2)、亞聲速(馬赫數(shù)0.4)、跨聲速(馬赫數(shù)
0.75)階段不同側(cè)滑角下操縱面打開(kāi)/關(guān)閉時(shí)飛翼布局飛機(jī)全機(jī)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)對(duì)比，可以看出，在不同馬赫數(shù)下，相比無(wú)偏轉(zhuǎn)狀態(tài)，操縱面偏轉(zhuǎn)60°時(shí)對(duì)全機(jī)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)干擾影響較?。粓D4給出了低速(馬赫數(shù)0.2)、亞聲速(馬赫數(shù)0.4)、跨聲速(馬赫數(shù)0.75)階段不同側(cè)滑角下操縱面打開(kāi)/關(guān)閉時(shí)飛翼布局飛機(jī)全機(jī)偏航力矩系數(shù)對(duì)比，可以看出，不同馬赫數(shù)下操縱面偏航控制效果都比較明顯，操縱面向上偏轉(zhuǎn)60°時(shí)飛機(jī)航向穩(wěn)定性增大明顯。
[0028]本發(fā)明提出了可適用于大展弦比飛翼布局飛機(jī)航向增穩(wěn)和控制的操縱面，該操縱面不破壞飛機(jī)的基本外形，閉合后和可和機(jī)身融為一體；當(dāng)左右兩側(cè)操縱面同時(shí)打開(kāi)相同角度時(shí)，能夠有效增加飛翼布局飛機(jī)航向穩(wěn)定性，改善其航向操穩(wěn)特性;單獨(dú)左側(cè)、右側(cè)偏轉(zhuǎn)或左右兩側(cè)偏轉(zhuǎn)不同角度時(shí)，可用于飛翼布局飛機(jī)轉(zhuǎn)彎等狀態(tài)。相比現(xiàn)有大展弦比飛翼布局飛機(jī)使用的阻力式方向舵，具有機(jī)械結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，操縱效率高，通道耦合小，阻力增量小的特點(diǎn)，同時(shí)，能夠根據(jù)隱身特性要求對(duì)舵面進(jìn)行自由收放，有效解決了飛翼布局飛機(jī)航向穩(wěn)定性和隱身特性需求之間的矛盾。
[0029]以上采用具體實(shí)例對(duì)本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)和【具體實(shí)施方式】進(jìn)行了詳細(xì)描述，但并非是對(duì)本發(fā)明的限制，凡是依據(jù)本發(fā)明的技術(shù)實(shí)質(zhì)對(duì)以上實(shí)施例所做的任何簡(jiǎn)單修改均屬于本發(fā)明的技術(shù)范疇。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種可適用于大展弦比飛翼布局飛機(jī)航向增穩(wěn)和控制的操縱面，其特征在于，所述操縱面對(duì)稱(chēng)設(shè)置在機(jī)身(I)后部，由左操縱面(2)和右操縱面(3)組成，其中左操縱面通過(guò)左轉(zhuǎn)軸(4)與機(jī)身(I)連接，右操縱面通過(guò)右轉(zhuǎn)軸(5)與機(jī)身(I)連接，操縱面閉合后和機(jī)身(I)融為一體;所述操縱面根據(jù)飛機(jī)控制系統(tǒng)要求，左右兩側(cè)通過(guò)繞轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)，使得操縱面在垂直方向產(chǎn)生投影面積，產(chǎn)生偏航力矩。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的可適用于大展弦比飛翼布局飛機(jī)航向增穩(wěn)和控制的操縱面，其特征在于，所述左轉(zhuǎn)軸(4)旋轉(zhuǎn)軸線和右轉(zhuǎn)軸(5)旋轉(zhuǎn)軸線分別與機(jī)身(I)軸線方向一致。3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的可適用于大展弦比飛翼布局飛機(jī)航向增穩(wěn)和控制的操縱面，其特征在于，所述操縱面的偏轉(zhuǎn)角度范圍為-90°?90°，左操縱面(2)和右操縱面(4)分別由不同的舵機(jī)控制，根據(jù)飛機(jī)控制系統(tǒng)要求偏轉(zhuǎn)不同角度。4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的可適用于大展弦比飛翼布局飛機(jī)航向增穩(wěn)和控制的操縱面，其特征在于，在高隱身性能要求狀態(tài)下，通過(guò)閉合操縱面轉(zhuǎn)換為高隱身構(gòu)型;在低隱身性能要求狀態(tài)下，打開(kāi)操縱面，增強(qiáng)航向穩(wěn)定性。5.根據(jù)權(quán)利要求1或3所述的可適用于大展弦比飛翼布局飛機(jī)航向增穩(wěn)和控制的操縱面，其特征在于，所述操縱面左右兩側(cè)同時(shí)偏轉(zhuǎn)相同角度時(shí)，用于飛機(jī)的航向增穩(wěn)；左操縱面(2)和右操縱面(3)單獨(dú)偏轉(zhuǎn)或兩側(cè)偏轉(zhuǎn)不同角度時(shí)，用于飛機(jī)的航向控制。6.根據(jù)權(quán)利要求5中任一項(xiàng)所述的可適用于大展弦比飛翼布局飛機(jī)航向增穩(wěn)和控制的操縱面，其特征在于，所述操縱面的大小、形狀和位置均根據(jù)飛機(jī)控制系統(tǒng)要求進(jìn)行調(diào)節(jié)。7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的可適用于大展弦比飛翼布局飛機(jī)航向增穩(wěn)和控制的操縱面，其特征在于，所述操縱面馬赫數(shù)適用范圍為0.2?0.85。8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的可適用于大展弦比飛翼布局飛機(jī)航向增穩(wěn)和控制的操縱面，其特征在于，攻角適用范圍為-3°?12°，側(cè)滑角適用范圍為-4°?4°。
【文檔編號(hào)】B64C9/06GK105857575SQ201610219879
【公開(kāi)日】2016年8月17日
【申請(qǐng)日】2016年4月11日
【發(fā)明人】賈洪印, 鄧有奇, 周桂宇, 唐靜, 馬明生, 周乃春, 張培紅, 鄭鳴, 龔小權(quán), 李彬
【申請(qǐng)人】中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心計(jì)算空氣動(dòng)力研究所