專利名稱：飛機(jī)全弦長副翼的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于飛機(jī)設(shè)計領(lǐng)域，涉及ー種用于飛機(jī)滾轉(zhuǎn)操縱的飛機(jī)全弦長副翼。
背景技術(shù)：
國內(nèi)外目前普遍應(yīng)用的飛機(jī)滾轉(zhuǎn)操縱翼面為部分弦長副翼(見圖I)。部分弦長副翼的優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)簡單，其缺點(diǎn)是占機(jī)翼的展向空間較大，限制了增升裝置可以使用的機(jī)翼展向空間，限制了飛機(jī)的增升能力；為了滿足飛機(jī)的失速特性要求，安裝部分弦長副翼的機(jī)翼需要較大的機(jī)翼扭轉(zhuǎn)角，這導(dǎo)致飛機(jī)在巡航時的誘導(dǎo)阻カ較大，降低了飛機(jī)的升阻比；部分弦長副翼的偏轉(zhuǎn)對飛機(jī)滾轉(zhuǎn)操縱的效率相對較低，特別是在部分弦長副翼偏轉(zhuǎn)角度較大時，其操縱效率急劇下降；部分弦長副翼偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生附加的升力，這部分附加升力作用點(diǎn)位于當(dāng)?shù)匾硇蛣傂闹螅菀讓?dǎo)致副翼失效甚至反效，為了克服副翼失效甚至反效的問題，會加大機(jī)翼結(jié)構(gòu)的重量，降低飛機(jī)的飛行性能。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提出一種飛機(jī)機(jī)翼在巡航時誘導(dǎo)阻力小、飛機(jī)滾轉(zhuǎn)操縱效率高的飛機(jī)全弦長副翼。本發(fā)明的技術(shù)解決方案是，一種飛機(jī)全弦長副翼，其特征在于，在飛機(jī)左側(cè)機(jī)翼和右側(cè)機(jī)翼的翼梢分別向內(nèi)占每側(cè)機(jī)翼長度的10% 30%的位置處斷開，在每側(cè)翼梢的部分分別形成左全弦長副翼和右全弦長副翼；在左機(jī)翼內(nèi)側(cè)和右機(jī)翼內(nèi)側(cè)的部分分別形成左內(nèi)翼和右內(nèi)翼；左內(nèi)翼、右內(nèi)翼的內(nèi)端分別與飛機(jī)機(jī)身相接；左內(nèi)翼、右內(nèi)翼外端內(nèi)當(dāng)?shù)叵议L的30% 60%處分別固定安裝ー個驅(qū)動電機(jī)，兩個驅(qū)動電機(jī)軸分別延伸到對應(yīng)的全弦長副翼的內(nèi)部，并與對應(yīng)的全弦長副翼固定連接，兩個驅(qū)動電機(jī)均與飛機(jī)的飛行控制系統(tǒng)連接。所述的左右兩側(cè)機(jī)翼形成的全弦長副翼的形狀相對稱或不對稱。所述的左內(nèi)翼、右內(nèi)翼外端內(nèi)當(dāng)?shù)叵议L從機(jī)翼前緣起的30% 60%處分別固定安裝ー個驅(qū)動電機(jī)。所述的與對應(yīng)的全弦長副翼固定連接的電機(jī)軸與機(jī)身對稱面垂直。本發(fā)明具有的優(yōu)點(diǎn)和有益效果，本發(fā)明提出了一種可以克服部分弦長副翼弊端的飛機(jī)滾轉(zhuǎn)操作翼面——全弦長副翼。全弦長副翼可以縮小20% 40%滾轉(zhuǎn)操縱翼面所占機(jī)翼的展向空間，使得增升裝置可以使用的機(jī)翼展向空間增加10% 20%，使得飛機(jī)在起降時增加3% 6%的升力，相當(dāng)于多運(yùn)輸3% 6%的乘客或者貨物；在滿足同樣飛機(jī)的失速特性要求的前提下，安裝全弦長副翼的機(jī)翼扭轉(zhuǎn)角可以減小1° 3°，使得飛機(jī)的巡航升阻比提高0. 5% 2%，燃油消耗減少0. 5% 2% ;在飛機(jī)起降時，全弦長副翼可以使飛機(jī)副翼操縱 效率提高25% 50%;在飛機(jī)整個失速直至尾旋過程中，全弦長副翼總可以保證飛機(jī)具有足夠的滾轉(zhuǎn)操縱效率，提高飛機(jī)的安全性。


圖I是現(xiàn)有的部分弦長副翼的示意圖；圖2是圖I的部分弦長副翼的剖視圖；圖3本發(fā)明的全弦長副翼示意圖；圖4是圖3全弦長副翼剖視圖；圖5是本發(fā)明結(jié)構(gòu)示意圖。
具體實(shí)施例方式下面結(jié)合附圖對本發(fā)明作詳細(xì)說明。
如圖所示，在飛機(jī)左側(cè)機(jī)翼和右側(cè)機(jī)翼的翼梢分別向內(nèi)占每側(cè)機(jī)翼長度的10% 30%的位置處斷開，在每側(cè)翼梢的部分分別形成左全弦長副翼和右全弦長副翼2 ;在左機(jī)翼內(nèi)側(cè)和右機(jī)翼內(nèi)側(cè)的部分分別形成左內(nèi)翼和右內(nèi)翼5 ;左內(nèi)翼、右內(nèi)翼5的內(nèi)端分別與飛機(jī)機(jī)身相接；左內(nèi)翼、右內(nèi)翼5外端內(nèi)當(dāng)?shù)叵议L的30% 60%處分別固定安裝一個驅(qū)動電機(jī)4，兩個驅(qū)動電機(jī)軸3分別延伸到對應(yīng)的全弦長副翼2的內(nèi)部，并與對應(yīng)的全弦長副翼2固定連接，兩個驅(qū)動電機(jī)4均與飛機(jī)的飛行控制系統(tǒng)連接。本發(fā)明可以分四步來實(shí)現(xiàn)(I)根據(jù)飛機(jī)操縱性要求，確定全弦長副翼2所需要的面積；(2)從翼尖向機(jī)翼內(nèi)側(cè)方向，截取所需要的全弦長副翼2的面積；(3)在副翼與主翼相交剖面的弦長的30% 60%處確定驅(qū)動電機(jī)4的位置，并將驅(qū)動電機(jī)4固定連接在內(nèi)翼5上；(4)將驅(qū)動電機(jī)軸3的遠(yuǎn)離驅(qū)動電機(jī)4的一端固定連接在全弦長副翼2上。(5)從飛機(jī)的飛行控制系統(tǒng)發(fā)出控制信號到驅(qū)動電機(jī)4，驅(qū)動電機(jī)4通過驅(qū)動電機(jī)軸3帶動全弦長副翼2進(jìn)行偏轉(zhuǎn)運(yùn)動。本發(fā)明通過以下步驟實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(I)將右側(cè)全弦長副翼(2)向上偏轉(zhuǎn)、左側(cè)全弦長副翼向下偏轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)左側(cè)機(jī)翼向上、右側(cè)機(jī)翼向下的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動；(2)將左側(cè)全弦長副翼向上偏轉(zhuǎn)、右側(cè)全弦長副翼(2)向下偏轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)右側(cè)機(jī)翼向上、左側(cè)機(jī)翼向下的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動。
權(quán)利要求
1.一種飛機(jī)全弦長副翼，其特征在于，在飛機(jī)左側(cè)機(jī)翼和右側(cè)機(jī)翼的翼梢分別向內(nèi)占每側(cè)機(jī)翼長度的10% 30%的位置處斷開，在每側(cè)翼梢的部分分別形成左全弦長副翼和右全弦長副翼(2);在左機(jī)翼內(nèi)側(cè)和右機(jī)翼內(nèi)側(cè)的部分分別形成左內(nèi)翼和右內(nèi)翼(5);左內(nèi)翼、右內(nèi)翼(5)的內(nèi)端分別與飛機(jī)機(jī)身相接；左內(nèi)翼、右內(nèi)翼(5)外端內(nèi)當(dāng)?shù)叵议L的30% 60%處分別固定安裝ー個驅(qū)動電機(jī)(4)，兩個驅(qū)動電機(jī)軸(3)分別延伸到對應(yīng)的全弦長副翼(2)的內(nèi)部，并與對應(yīng)的全弦長副翼(2)固定連接，兩個驅(qū)動電機(jī)(4)均與飛機(jī)的飛行控制系統(tǒng)連接。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的ー種飛機(jī)全弦長副翼(2)，其特征在于，所述的左右兩側(cè)機(jī)翼形成的全弦長副翼⑵的形狀相對稱或不對稱。
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的ー種飛機(jī)全弦長副翼(2)，其特征在于，所述的左內(nèi)翼、右內(nèi)翼(5)外端內(nèi)當(dāng)?shù)叵议L從機(jī)翼前緣起的30% 60%處分別固定安裝ー個驅(qū)動電機(jī)(4)。
4.根據(jù)權(quán)利要求I所述的ー種飛機(jī)全弦長副翼(2)，其特征在于，所述的與對應(yīng)的全弦長副翼(2)固定連接的電機(jī)軸(3)與機(jī)身對稱面垂直。
全文摘要
本發(fā)明屬于飛機(jī)設(shè)計領(lǐng)域，涉及一種用于飛機(jī)滾轉(zhuǎn)操縱的飛機(jī)全弦長副翼。在飛機(jī)左側(cè)機(jī)翼和右側(cè)機(jī)翼的翼梢分別向內(nèi)占每側(cè)機(jī)翼長度的10%～30%的位置處斷開，在每側(cè)翼梢的部分分別形成左全弦長副翼和右全弦長副翼；在左機(jī)翼內(nèi)側(cè)和右機(jī)翼內(nèi)側(cè)的部分分別形成左內(nèi)翼和右內(nèi)翼；左內(nèi)翼、右內(nèi)翼的內(nèi)端分別與飛機(jī)機(jī)身相接；左內(nèi)翼、右內(nèi)翼外端內(nèi)當(dāng)?shù)叵议L的30%～60%處分別固定安裝一個驅(qū)動電機(jī)，兩個驅(qū)動電機(jī)軸分別延伸到對應(yīng)的全弦長副翼的內(nèi)部，并與對應(yīng)的全弦長副翼固定連接，兩個驅(qū)動電機(jī)均與飛機(jī)的飛行控制系統(tǒng)連接。全弦長副翼將縮小滾轉(zhuǎn)操縱翼面所占機(jī)翼展向空間、降低飛行阻力、提高飛機(jī)的操縱性和安全性。
文檔編號B64C3/38GK102642612SQ201210146260
公開日2012年8月22日 申請日期2012年5月11日 優(yōu)先權(quán)日2012年5月11日
發(fā)明者余新春, 李青, 王銀虎, 郭兆電, 陳濤 申請人:中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計研究所