專利名稱：潛水飛機機翼變換機構(gòu)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種機翼變換機構(gòu)，尤其涉及一種潛水飛機機翼變換機構(gòu)。
背景技術(shù)：
潛水飛機是一種既能在空氣中飛行又能在水下潛行的航空航海器。潛水飛機這個概念最早在第二次世界大戰(zhàn)期間就被人們提出來了，由于當(dāng)時的技術(shù)條件未能攻克潛水飛機的關(guān)鍵難點。19世紀(jì)60年代美國研制出了世界上第一架潛水飛機，飛行員駕駛他完成了試飛任務(wù)，雖然他實現(xiàn)了潛水和飛行兩種運行模式，但由于未能很好的解決材料、機翼等關(guān)鍵問題使他的技術(shù)參數(shù)達(dá)不到海軍的要求從而被迫停止研究。最近美國先期計劃局重新提出了潛水飛機的方案，他們總結(jié)了潛水飛機研制的關(guān)鍵難點，其中很重要的一點就是機翼的問題。潛水飛機機翼存在以下難點；
第一，潛水飛機飛行時需要機翼產(chǎn)生向上的升力來保證飛機的飛行要求，而在潛水時由于整架密閉的潛水飛機要制作的盡量輕，密度比水小，不能依靠自身的重力沉下去，這就需要機翼產(chǎn)生一個向下的升力來使飛機沉下去，所以潛水飛機在潛行時機翼需要產(chǎn)生向下的升力。第二，眾所周知空氣和水的密度相差數(shù)百倍，所以潛水飛機在空氣中飛行時需要很大的機翼來產(chǎn)生足夠大的升力保證飛機飛起來，而潛水時只需要相對很小的機翼就能使?jié)撍w機潛下去。并且過大的機翼在水下會使?jié)撍w機的阻力顯著增大。由以上可以看出潛水飛機機翼存在飛行和潛水模式下機翼升力方向相反、機翼面積相差大，阻力特性變化大的難點。由于潛水飛機機翼相對較大，如果采用普通的硬式伸縮機翼將使飛機機身的橫向尺寸很大才能容下收縮后的機翼，這樣不利于潛水飛機水下航行。而采用普通的折疊機翼的方式時，飛機的橫截面積并沒有減小，水下潛行時阻力過大。采用普通的充氣機翼時雖然可以有效的解決機翼的收縮問題，但是其蒙皮剛度有限能承受的空氣速壓很小不能滿足潛水飛機的飛行要求。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于提供了一種潛水飛機機翼變換機構(gòu)，收縮后體積和浸濕面積足夠小伸展后機翼蒙皮剛度足夠大，水下航行時可以產(chǎn)生向下升力的機翼，從而保證潛水飛機潛水和飛行的要求。本發(fā)明是這樣來實現(xiàn)的，它包括機身、電機、螺桿、滑塊、機翼后梁轉(zhuǎn)軸、機翼后梁、 機翼前梁、翼肋前梁轉(zhuǎn)軸、后半段翼肋，其特征是機身內(nèi)連有電機，電機連接螺桿，螺桿在機身的中心與機身縱軸平行，螺桿上連有滑塊，滑塊上剛性連接上機翼后梁內(nèi)段，機翼后梁內(nèi)段通過轉(zhuǎn)軸連接機翼后梁外段，機翼前梁與機翼后梁平行，機翼前梁內(nèi)段連接機身壁，機翼前梁的外端部和機翼后梁的外端部通過前半段翼肋和后半段翼肋連接。
本發(fā)明的技術(shù)效果是1、機翼前半段采用總體硬殼的機構(gòu)形式，可以有效提高潛水飛機機翼的最大速壓，克服軟式機翼蒙皮剛度小從而使飛行速度小的問題。2、機翼后半段采用軟式蒙皮的形式，通過收放機構(gòu)可以方便的改變機翼面積大小便于機翼的收放。3、 采用可以向后轉(zhuǎn)折90°的機翼橫梁來收放機翼的方式，可以使?jié)撍w機水下航行時機翼的迎水面積大大減小，解決機翼在水下阻力大的問題。4、采用布置在機身下方的對稱翼型的水翼在潛水時可以產(chǎn)生向下的升力從而保證潛水飛機潛水的要求，在水面起飛時它還可以起滑橇式起落架的作用。


圖1為機翼前后分段結(jié)構(gòu)圖。圖2為飛行模式下潛水飛機機翼變換機構(gòu)結(jié)構(gòu)圖。圖3為潛水模式下潛水飛機機翼變換機構(gòu)結(jié)構(gòu)圖。圖中1后半段翼肋、2機翼前梁、3機翼后梁、4螺桿、5滑塊、6電機、7前半段硬殼翼肋、8翼肋前梁轉(zhuǎn)軸、9翼肋后梁轉(zhuǎn)軸、10、機翼前梁轉(zhuǎn)軸11、機翼后梁轉(zhuǎn)軸12水翼。
具體實施例方式圖中1為通過前后兩根轉(zhuǎn)軸固定在前后翼梁上的后半段翼肋，通過轉(zhuǎn)軸它可以在水平面內(nèi)相對翼梁轉(zhuǎn)動。圖中2為固定在機身上的機翼前主梁，在其與機身相交的翼跟處有一個ζ軸方向的轉(zhuǎn)軸將機翼橫梁分成內(nèi)外兩段，翼梁外段可繞轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動90度，轉(zhuǎn)動完成后翼梁與機身縱軸平行。圖中3為固定在機身上的機翼后主梁，在其與機身相交靠里的翼跟處有一個ζ軸方向的轉(zhuǎn)軸將機翼橫梁分成內(nèi)外兩段，翼梁外段和機翼前梁一起可繞轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動90度，轉(zhuǎn)動完成后翼梁與機身縱軸平行。圖中4為螺桿，它和滑塊5 —起組成絲桿滑塊機構(gòu)，通過的螺桿轉(zhuǎn)動滑塊可在螺桿上前后運動，當(dāng)螺桿停止轉(zhuǎn)動時滑塊就被自動限制在它停止的位置，而完成了自鎖的功能。圖中5為滑塊，滑塊通過轉(zhuǎn)軸與機翼后梁連接在一起，通過滑塊的前后運動可以驅(qū)動機翼后梁繞滑塊上的轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動，從而實現(xiàn)機翼的收放運動。圖中6為帶動螺桿轉(zhuǎn)動的機翼收放主電機。圖中7為機翼前半段硬殼式翼肋，整個前半段機翼固定在機翼前梁上隨機翼前梁一起轉(zhuǎn)動當(dāng)它向后轉(zhuǎn)動90°后迎水面積大為減小。圖中8為翼肋連接在前梁上的轉(zhuǎn)軸，通過該轉(zhuǎn)軸和轉(zhuǎn)軸9翼肋可以相對翼梁轉(zhuǎn)動。圖中9為翼肋連接在后梁上的轉(zhuǎn)軸，它的作用和轉(zhuǎn)軸8是一樣的。圖中10為機翼前梁轉(zhuǎn)軸，它固定在機身上轉(zhuǎn)動范圍為90°，機翼前梁可繞該轉(zhuǎn)軸向后旋轉(zhuǎn)90°。圖中11為機翼后梁轉(zhuǎn)軸，它固定在滑塊5上，隨滑塊一起前后轉(zhuǎn)動，機翼后梁可繞該轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動。圖中12為潛水飛機水翼，它采用的是對稱翼型，在攻角為正時產(chǎn)生向上的升力， 攻角為負(fù)時產(chǎn)生向下的升力。它位于機身下通過差動轉(zhuǎn)動在飛機飛行時可以充當(dāng)副翼的作用，在飛機起降時可以充當(dāng)起落架的作用。潛水飛機機翼及其變換機構(gòu)工作過程可分為
1機翼向前展開——2機翼向后收縮。現(xiàn)結(jié)合圖1、2、3來說明本發(fā)明是如何工作的。如圖3假設(shè)機翼原始狀態(tài)為潛水模式，即翼梁與機身縱軸平行。1、機翼向前展開機翼收放電機帶動螺桿轉(zhuǎn)動，驅(qū)動滑塊5向后運動，并帶動后翼梁一起運動，后翼梁在轉(zhuǎn)軸11處形成逆時針力矩使后翼梁向前轉(zhuǎn)動，通過后半段翼肋1和轉(zhuǎn)軸8、9的作用后翼梁帶動前梁一起向前轉(zhuǎn)動，直到翼梁轉(zhuǎn)到圖2所示位置電機6停止轉(zhuǎn)動，滑塊停止在螺桿上保持機翼展開后的位置不動完成自鎖功能。至此機翼從潛水模式向飛行模式轉(zhuǎn)變完成；
2、機翼向后收縮機翼收放電機帶動螺桿轉(zhuǎn)動，驅(qū)動滑塊5向前運動，并帶動后翼梁一起運動，后翼梁在轉(zhuǎn)軸11處形成順時針力矩使后翼梁向前轉(zhuǎn)動，通過后半段翼肋1和轉(zhuǎn)軸 8、9的作用后翼梁帶動前梁一起向后轉(zhuǎn)動，直到翼梁轉(zhuǎn)到圖3所示位置電機6停止轉(zhuǎn)動，滑塊停止在螺桿上保持機翼收起后的位置不動完成自鎖功能。至此機翼從飛行模式向潛水模式轉(zhuǎn)變完成；
潛水飛機在水下潛行時，主機翼處于收縮狀態(tài)，橫截面積比伸展?fàn)顟B(tài)大大減小，位于機身下方的水翼通過舵機轉(zhuǎn)動到負(fù)攻角狀態(tài)，產(chǎn)生向下的升力，使?jié)撍w機保持在水下。潛水飛機在飛行時機翼伸展開，機翼面積增大，同時機翼前段的硬殼蒙皮能夠承受比較大的速壓，從而保證潛水飛機飛行要求。根據(jù)本發(fā)明的潛水飛機機翼及其變換機構(gòu)可以很好的解決潛水飛機潛水和飛行模式機翼升力方向相反，機翼面積變化大，以及大機翼帶來的大阻力的問題。
權(quán)利要求
1. 一種潛水飛機機翼變換機構(gòu)，它包括機身、電機、螺桿、滑塊、機翼后梁轉(zhuǎn)軸、機翼后梁、機翼前梁、翼肋前梁轉(zhuǎn)軸、后半段翼肋，其特征是機身內(nèi)連有電機，電機連接螺桿，螺桿在機身的中心與機身縱軸平行，螺桿上連有滑塊，滑塊上剛性連接上機翼后梁內(nèi)段，機翼后梁內(nèi)段通過轉(zhuǎn)軸連接機翼后梁外段，機翼前梁與機翼后梁平行，機翼前梁內(nèi)段連接機身壁， 機翼前梁的外端部和機翼后梁的外端部通過前半段翼肋和后半段翼肋連接。
全文摘要
一種潛水飛機機翼變換機構(gòu)，機身內(nèi)連有電機，電機連接螺桿，螺桿在機身的中心與機身縱軸平行，螺桿上連有滑塊，滑塊上剛性連接上機翼后梁內(nèi)段，機翼后梁內(nèi)段通過轉(zhuǎn)軸連接機翼后梁外段，機翼前梁與機翼后梁平行，機翼前梁內(nèi)段連接機身壁，機翼前梁的外端部和機翼后梁的外端部通過前半段翼肋和后半段翼肋連接。本發(fā)明的技術(shù)效果是采用布置在機身下方的對稱翼型的水翼在潛水時可以產(chǎn)生向下的升力從而保證潛水飛機潛水的要求，在水面起飛時它還可以起滑橇式起落架的作用。
文檔編號B64C3/38GK102390229SQ20111030478
公開日2012年3月28日 申請日期2011年10月10日 優(yōu)先權(quán)日2011年10月10日
發(fā)明者劉偉, 朱莎, 王云 申請人:南昌航空大學(xué)