專利名稱：一種鴨式前掠變展長翼面積的伸縮翼氣動布局的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種無人機(jī)氣動布局，特別是涉及一種鴨式前掠變展長翼面積的伸縮翼氣動布局，屬于無人機(jī)氣動布局技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
近年來，航空技術(shù)迅猛發(fā)展，對飛行器設(shè)計(jì)逐漸向多任務(wù)多功能的方向發(fā)展。傳統(tǒng)的固定翼飛行器設(shè)計(jì)，受到技術(shù)方面的限制，只能夠做到在不同的飛行任務(wù)狀態(tài)之間進(jìn)行折衷，飛行器只有在某個空域范圍、某個速度狀態(tài)范圍才能夠具有良好的氣動性能，離開設(shè)計(jì)點(diǎn)飛行時飛行器的氣動力性能則下降。因此，一種固定翼飛行器機(jī)型的功能突顯單一，其機(jī)動性和靈活性都受到很大限制。變形飛行器可使飛行器在各個任務(wù)階段都具有最優(yōu)化的氣動性能，從而增強(qiáng)飛行器的續(xù)航能力或節(jié)省燃油、改善飛機(jī)的起降性能和操穩(wěn)特性、提高飛機(jī)的作戰(zhàn)任務(wù)適應(yīng)能力。目前無人機(jī)主要采用固定翼氣動布局，存在無法兼顧高低速性能，作戰(zhàn)功能少，生存能力差等問題。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的技術(shù)解決問題是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種兼顧飛行器高速巡航， 低速盤旋偵察，對地高速俯沖攻擊等多種作戰(zhàn)任務(wù)的性能要求的鴨式前掠變展長翼面積的伸縮翼氣動布局。本發(fā)明的技術(shù)解決方案是一種鴨式前掠變展長翼面積的伸縮翼氣動布局，包括機(jī)身、鴨翼、機(jī)翼和垂尾，機(jī)翼包括前掠內(nèi)機(jī)翼和前掠可伸縮外機(jī)翼，前掠可伸縮外機(jī)翼通過伸縮機(jī)構(gòu)與前掠內(nèi)機(jī)翼內(nèi)部連接，在無人機(jī)馬赫數(shù)為0. 2時，伸縮機(jī)構(gòu)伸展將前掠可伸縮外機(jī)翼伸出到前掠內(nèi)機(jī)翼外部，在無人機(jī)馬赫數(shù)為0.4時，伸縮機(jī)構(gòu)收縮將前掠可伸縮外機(jī)翼收縮在前掠內(nèi)機(jī)翼內(nèi)部，其中前掠可伸縮外機(jī)翼與前掠內(nèi)機(jī)翼的面積比為0. 25 0. 45。所述的伸縮機(jī)構(gòu)包括驅(qū)動機(jī)構(gòu)、鉸鏈連桿機(jī)構(gòu)、伸縮導(dǎo)軌和外翼連接架，伸縮導(dǎo)軌、鉸鏈連桿機(jī)構(gòu)和外翼連接架在驅(qū)動機(jī)構(gòu)兩側(cè)對稱分布，驅(qū)動機(jī)構(gòu)包括電機(jī)、兩個同步齒輪和支座，伸縮導(dǎo)軌為直接在前掠內(nèi)機(jī)翼雙梁上加工的導(dǎo)軌槽，鉸鏈連桿機(jī)構(gòu)由若干鉸鏈和支桿組成的菱形機(jī)構(gòu)，在棱形機(jī)構(gòu)末端的支桿上安裝凸桿，凸桿卡在伸縮導(dǎo)軌中，外翼連接架固定安裝在棱形機(jī)構(gòu)末端，外翼連接架上安裝前掠可伸縮外機(jī)翼，棱形機(jī)構(gòu)前端的支桿與同步齒輪齒輪連接，兩個同步齒輪相互捏合，其中一個同步齒輪與電機(jī)的傳動軸連接， 電機(jī)和兩個同步齒輪固定安裝支座，支座固定安裝在機(jī)身的對稱軸上。本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比有益效果為(1)本發(fā)明采用變展長翼面積的伸縮翼布局，使無人機(jī)在不同的空域、不同的速度狀態(tài)范圍都具有良好的氣動性能，提高了無人機(jī)的機(jī)動性和靈活性；(2)本發(fā)明在Ma = 0. 2和0. 4范圍，低速飛行時，大展弦比氣動布局巡航升阻比比小展弦比高20%以上，高速飛行時，小展弦比氣動布局巡航升阻比比大展弦比高15%左右，相比同量級固定翼飛行器，本發(fā)明伸縮可變形飛行器可增大航程10%，同時具備MaO. 2 和MaO. 4巡航飛行的能力；(3)本發(fā)明采用伸縮翼氣動布局，在不增加飛行器結(jié)構(gòu)復(fù)雜性的基礎(chǔ)上，兼顧飛行器高低速性能，提高飛行器的作戰(zhàn)能力；(4)本發(fā)明采用伸縮機(jī)構(gòu)不易鎖死，魯棒性更強(qiáng)，易于實(shí)現(xiàn)前掠內(nèi)機(jī)翼和前掠可伸縮外機(jī)翼一體化設(shè)計(jì)，重量較輕，同時前掠可伸縮外機(jī)翼的收縮變形速度快。


圖1為本發(fā)明低速狀態(tài)下的結(jié)構(gòu)示意圖；圖2為本發(fā)明高速狀態(tài)下的結(jié)構(gòu)示意圖；圖3為本發(fā)明伸縮機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)示意圖；圖4為本發(fā)明鉸鏈連桿機(jī)構(gòu)原理圖；圖5為大展弦比和小展弦比氣動布局升阻力極曲線(橫坐標(biāo)D表示阻力，縱坐標(biāo) L表示升力)；圖6為大展弦比和小展弦比氣動布局升阻比和升力關(guān)系曲線(橫坐標(biāo)L表示升力，縱坐標(biāo)K表示升阻比)。
具體實(shí)施例方式本發(fā)明設(shè)計(jì)原理在不增加飛行器結(jié)構(gòu)復(fù)雜性的基礎(chǔ)上，兼顧飛行器高低速性能， 提高飛行器的作戰(zhàn)能力。在Ma = 0.2和0.4范圍。伸縮翼氣動布局可以帶來好處是基于如下原理。無人機(jī)的氣動阻力主要由兩部分構(gòu)成，廢阻和誘導(dǎo)阻力。Cd = Cdq +AC2l其中Cdq為零升阻力，為機(jī)翼面積的函數(shù)，A為誘導(dǎo)阻力因子，為展弦比的函數(shù)。大展弦比和小展弦比布局機(jī)翼面積變化率達(dá)到將近35%，如果考慮外露面積變化率達(dá)到45%。由此小展弦比布局零升阻力比大展弦比小。另一方面小展弦比氣動布局的誘導(dǎo)阻力因子比大展弦比大。這就造成，高速飛行時，所需升力系數(shù)較小，Cdo占據(jù)主導(dǎo)，小展弦比布局升阻比較大。低速飛行時，所需升力系數(shù)較大，誘導(dǎo)阻力占據(jù)主導(dǎo)，大展弦比布局升阻比較大。分析表明小展弦比的特點(diǎn)之一是最大升阻比位置出現(xiàn)在較小攻角。大展弦比的優(yōu)勢則在于提供最大升阻比的同時可以提供較大的升力系數(shù)。在保證升阻比占優(yōu)的前提下，通過調(diào)整和優(yōu)化機(jī)翼的平面形狀，設(shè)計(jì)出高速和低速飛行時合理的靜穩(wěn)定裕度。高速構(gòu)型小展弦比布局一方面要求快速到達(dá)，還要進(jìn)行對地攻擊任務(wù)，這就要求機(jī)動性較強(qiáng)，靜穩(wěn)定裕度較小約為5%。低速構(gòu)型用于盤旋偵察和壓制， 所以其靜穩(wěn)定裕度設(shè)定較大約為10%。為滿足這種要求，無人機(jī)采用前掠伸縮翼布局，并通過優(yōu)化確定最終的布局形式和參數(shù)。如圖5，6所示，在Ma = 0.2和0.4范圍，無人機(jī)低速飛行時，大展弦比氣動布局巡航升阻比比小展弦比高20%以上，無人機(jī)高速飛行時，小展弦比氣動布局巡航升阻比比大展弦比高15%左右，相比同量級固定翼飛行器，本發(fā)明伸縮可變形飛行器可增大航程10%，同時具備MaO. 2和MaO. 4巡航飛行的能能力。
本發(fā)明如圖1、2所示，由機(jī)身1、鴨翼2、前掠內(nèi)機(jī)翼3、前掠可伸縮外機(jī)翼4和垂尾 5等五大部分組成。在前掠內(nèi)機(jī)翼3內(nèi)部安裝伸縮機(jī)構(gòu)驅(qū)動前掠可伸縮外機(jī)翼4無極伸縮， 高速巡航時將前掠可伸縮外機(jī)翼4縮到前掠內(nèi)機(jī)翼3里面，使機(jī)翼變?yōu)樾≌瓜冶?，適應(yīng)高速飛行。低速巡航時將前掠可伸縮外機(jī)翼4伸出，使機(jī)翼展弦比達(dá)到最大，適應(yīng)低速飛行，通過控制前掠可伸縮外機(jī)翼4的位置改變無人機(jī)的展長，以適應(yīng)飛行作戰(zhàn)任務(wù)的氣動要求。伸縮機(jī)構(gòu)如圖3所示，伸縮機(jī)構(gòu)包括驅(qū)動機(jī)構(gòu)、鉸鏈連桿機(jī)構(gòu)、伸縮導(dǎo)軌67和外翼連接架64，伸縮導(dǎo)軌67、鉸鏈連桿機(jī)構(gòu)和外翼連接架64在驅(qū)動機(jī)構(gòu)兩側(cè)對稱分布，驅(qū)動機(jī)構(gòu)包括電機(jī)61、兩個同步齒輪62和支座63，伸縮導(dǎo)軌67為直接在前掠內(nèi)機(jī)翼3雙梁上加工的導(dǎo)軌槽，鉸鏈連桿機(jī)構(gòu)由若干鉸鏈65和支桿66組成的菱形機(jī)構(gòu)，在棱形機(jī)構(gòu)末端的支桿66上安裝凸桿68，凸桿68卡在伸縮導(dǎo)軌67中，外翼連接架64固定安裝在棱形機(jī)構(gòu)末端，外翼連接架64上安裝前掠可伸縮外機(jī)翼4，棱形機(jī)構(gòu)前端的支桿與同步齒輪62齒輪連接，兩個同步齒輪62相互捏合，其中一個同步齒輪62與電機(jī)61的傳動軸連接，電機(jī)61和兩個同步齒輪62固定安裝支座63，支座63固定安裝在機(jī)身1的對稱軸上，伸縮導(dǎo)軌67前端安裝限位裝置，限制前掠可伸縮外機(jī)翼4伸出位置。伸縮機(jī)構(gòu)的伸縮運(yùn)動機(jī)理伸縮機(jī)構(gòu)采用機(jī)翼機(jī)身一體化設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)。采用3組菱形機(jī)構(gòu)來實(shí)現(xiàn)所需的約 580mm行程的伸縮運(yùn)動，主翼根部的兩個鉸鏈處的連桿通過齒輪嚙合實(shí)現(xiàn)同步運(yùn)動，并通過電機(jī)驅(qū)動其中一個鉸鏈處的連桿旋轉(zhuǎn)來帶動整個機(jī)構(gòu)進(jìn)行伸縮變形。機(jī)構(gòu)原理1)伸縮導(dǎo)軌。直接在主翼雙梁上開導(dǎo)軌槽，在不增加結(jié)構(gòu)重量的情況下實(shí)現(xiàn)；2)鉸鏈連桿機(jī)構(gòu)如圖4所示。左右對稱，對稱面安裝在機(jī)身對稱面上實(shí)現(xiàn)，外側(cè)直接連接在外翼上。該機(jī)構(gòu)與伸縮導(dǎo)軌的連接，通過安裝在外翼翼根前后緣上的小凸桿實(shí)現(xiàn)， 該凸桿卡在伸縮導(dǎo)軌槽中。由此實(shí)現(xiàn)外翼在伸縮方向上的運(yùn)動，并限制其其它幾個方向上的彎扭自由度；幻驅(qū)動器。采用安裝在機(jī)身上的步進(jìn)電機(jī)。伸縮機(jī)構(gòu)可以為其它形式，不以上述機(jī)構(gòu)所限，只要能滿足前掠可伸縮外機(jī)翼4 在前掠內(nèi)機(jī)翼3伸縮即可。本發(fā)明未詳細(xì)說明部分屬本領(lǐng)域技術(shù)人員公知常識。
權(quán)利要求
1.一種鴨式前掠變展長翼面積的伸縮翼氣動布局，包括機(jī)身(1)、鴨翼O)、機(jī)翼和垂尾(5)，其特征在于所述的機(jī)翼包括前掠內(nèi)機(jī)翼(3)和前掠可伸縮外機(jī)翼，前掠可伸縮外機(jī)翼(4)通過伸縮機(jī)構(gòu)與前掠內(nèi)機(jī)翼(3)內(nèi)部連接，在無人機(jī)馬赫數(shù)為0.2時，伸縮機(jī)構(gòu)伸展將前掠可伸縮外機(jī)翼(4)伸出到前掠內(nèi)機(jī)翼(3)外部，在無人機(jī)馬赫數(shù)為0.4時，伸縮機(jī)構(gòu)收縮將前掠可伸縮外機(jī)翼(4)收縮在前掠內(nèi)機(jī)翼(3)內(nèi)部，其中前掠可伸縮外機(jī)翼(4) 與前掠內(nèi)機(jī)翼(3)的面積比為0. 25 0. 45。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種鴨式前掠變展長翼面積的伸縮翼氣動布局，其特征在于所述的伸縮機(jī)構(gòu)包括驅(qū)動機(jī)構(gòu)、鉸鏈連桿機(jī)構(gòu)、伸縮導(dǎo)軌(67)和外翼連接架(64)，伸縮導(dǎo)軌(67)、鉸鏈連桿機(jī)構(gòu)和外翼連接架(64)在驅(qū)動機(jī)構(gòu)兩側(cè)對稱分布，驅(qū)動機(jī)構(gòu)包括電機(jī) (61)、兩個同步齒輪(6 和支座(63)，伸縮導(dǎo)軌(67)為直接在前掠內(nèi)機(jī)翼C3)雙梁上加工的導(dǎo)軌槽，鉸鏈連桿機(jī)構(gòu)由若干鉸鏈(6 和支桿(66)組成的菱形機(jī)構(gòu)，在棱形機(jī)構(gòu)末端的支桿(66)上安裝凸桿(68)，凸桿陽8)卡在伸縮導(dǎo)軌(67)中，外翼連接架(64)固定安裝在棱形機(jī)構(gòu)末端，外翼連接架(64)上安裝前掠可伸縮外機(jī)翼G)，棱形機(jī)構(gòu)前端的支桿與同步齒輪(6 齒輪連接，兩個同步齒輪(6 相互捏合，其中一個同步齒輪(6 與電機(jī)(61) 的傳動軸連接，電機(jī)(61)和兩個同步齒輪(6 固定安裝支座(63)，支座(6 固定安裝在機(jī)身(1)的對稱軸上。
全文摘要
一種鴨式前掠變展長翼面積的伸縮翼氣動布局，包括機(jī)身、鴨翼、機(jī)翼和垂尾，機(jī)翼包括前掠內(nèi)機(jī)翼和前掠可伸縮外機(jī)翼，前掠可伸縮外機(jī)翼通過伸縮機(jī)構(gòu)與前掠內(nèi)機(jī)翼內(nèi)部連接，在無人機(jī)馬赫數(shù)為0.2時，伸縮機(jī)構(gòu)伸展將前掠可伸縮外機(jī)翼伸出到前掠內(nèi)機(jī)翼外部，在無人機(jī)馬赫數(shù)為0.4時，伸縮機(jī)構(gòu)收縮將前掠可伸縮外機(jī)翼收縮在前掠內(nèi)機(jī)翼內(nèi)部，其中前掠可伸縮外機(jī)翼與前掠內(nèi)機(jī)翼的面積比為0.25～0.45。本發(fā)明采用變展長翼面積的伸縮翼布局，使無人機(jī)在不同的空域、不同的速度狀態(tài)范圍都具有良好的氣動性能，提高了無人機(jī)的機(jī)動性和靈活性；本發(fā)明在Ma＝0.2和0.4范圍，低速飛行時，大展弦比氣動布局巡航升阻比比小展弦比高20％以上，高速飛行時，小展弦比氣動布局巡航升阻比比大展弦比高15％左右，具備Ma0.2和Ma0.4巡航飛行的能力。
文檔編號B64C1/00GK102267557SQ201110105969
公開日2011年12月7日 申請日期2011年4月27日 優(yōu)先權(quán)日2011年4月27日
發(fā)明者白鵬, 石永彬, 陳廣強(qiáng) 申請人:中國航天空氣動力技術(shù)研究院