本發(fā)明屬于水平起降高超聲速飛行器技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種水平起降飛行器起落架艙門/體襟翼一體化裝置。

背景技術(shù)：

水平起降高超聲速飛行器是一種可以從地面跑道水平起飛、降落，能夠在臨近空間高超聲速遠(yuǎn)程飛行的吸氣式可重復(fù)使用高超聲速飛行器。飛行器既需要具有良好的高超聲速飛行性能，還需要兼顧較好的低速飛行性能，以滿足起降及爬升飛行狀態(tài)的需求。

在飛行器氣動外形一定的條件下，飛行器的低速氣動特性與高速氣動特性相矛盾。為保證良好的高超聲速氣動特性，目前國外的hyfly計(jì)劃和x-51a等高超聲速巡航飛行器主要采用火箭助推的方式，將飛行器加速到較高馬赫數(shù)，但并未考慮飛行器的低速性能，不能適用于水平起降高超聲速飛行器。針對水平起降高超聲速飛行器，美國、俄羅斯、德國、日本等在設(shè)計(jì)過程中，為兼顧飛行器低速飛行性能，增加了飛行器的氣動升力面積，但隨之造成了對高超聲速飛行氣動特性的不利影響，如skylon，quicksat等。

目前，高超聲速飛行器設(shè)計(jì)過程中，為減少波阻，主翼翼面采用大后掠、小展弦的布局，位置靠后，并采用后緣舵，控制效率低，不能布置傳統(tǒng)航空飛行器的襟翼，需要依靠其他設(shè)計(jì)增加起飛及降落過程中的升力。

常規(guī)起落架艙門設(shè)計(jì)為沿飛行器向兩側(cè)開啟的方式，以減小飛行時產(chǎn)生的氣動阻力，無其它設(shè)計(jì)考慮。將起落架艙門設(shè)計(jì)為沿飛行器向前后側(cè)開啟的方式，在飛行器起飛和降落階段可當(dāng)作襟翼使用，增加飛行器的升力和控制能力。 飛行器起飛后起落架艙門關(guān)閉，不影響高速飛行階段的氣動性能。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明需要解決的技術(shù)問題為：水平起降高超聲速飛行器難以同時保障良好的高速飛行性能和良好的低速飛行性能。

本發(fā)明采用了如下技術(shù)方案：

本發(fā)明的一種水平起降飛行器起落架艙門/體襟翼一體化裝置，包括機(jī)體和主起落架，主起落架設(shè)置于機(jī)體下方，還包括前艙門體襟翼和后艙門體襟翼；主起落架布置在飛行器機(jī)體質(zhì)心附近，將飛行器主起落架艙門向機(jī)頭機(jī)尾方向打開，前、后艙門開啟后作為前艙門體襟翼和后艙門體襟翼。

所述前艙門體襟翼和后艙門體襟翼均沿飛行器法向向下開啟。

飛行器停機(jī)時，所述前艙門體襟翼處于沿飛行器前向開啟狀態(tài)，后艙門體襟翼處于沿飛行器后向開啟狀態(tài)，艙門完全打開，主起落架處于伸出狀態(tài)。

飛行器滑跑起飛過程中，前艙門體襟翼減小開啟角度，分段向下偏轉(zhuǎn)；后艙門體襟翼分段向下偏轉(zhuǎn)。

飛行器飛行過程中，所述主起落架收起，前艙門體襟翼和后艙門體襟翼關(guān)閉。

飛行器降落過程中，所述前艙門體襟翼和后艙門體襟翼開啟，將主起落架放出；主起落架放出后，前艙門體襟翼和后艙門體襟翼提高飛行器升力；在飛行器著陸滑跑階段，前艙門體襟翼偏轉(zhuǎn)作為最大阻力面積進(jìn)行減速，至飛行器停機(jī)。

本發(fā)明的有益效果是：

(1)本發(fā)明的一種水平起降飛行器起落架艙門/體襟翼一體化設(shè)計(jì)，能夠適用于水平起降的高超聲速飛行器，同時保障了良好的低速飛行性能；

(2)本發(fā)明的一種水平起降飛行器起落架艙門/體襟翼一體化裝置，實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行器起降過程升力系數(shù)提高5％-12％，提高高超聲速飛行段的氣動性能；

(3)本發(fā)明的一種水平起降飛行器起落架艙門/體襟翼一體化裝置，實(shí)現(xiàn)利用艙門對飛行器進(jìn)行輔助控制的功能，提升了飛行器的控制能力。

附圖說明

圖1為本發(fā)明所提供的一種水平起降飛行器起落架艙門/體襟翼一體化裝置三維示意圖；

圖2為本發(fā)明所提供的前、后艙門體/襟翼增升示意圖；

圖3為本發(fā)明與常規(guī)起落架艙飛行器升力系數(shù)對比圖。

圖中：1-機(jī)體、2-前艙門體襟翼、3-后艙門體襟翼、4-主起落架。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對本發(fā)明的一種水平起降飛行器起落架艙門/體襟翼一體化裝置作進(jìn)一步說明。

如圖1所示，本發(fā)明的一種水平起降飛行器起落架艙門/體襟翼一體化裝置，包括機(jī)體1、前艙門體襟翼2、后艙門體襟翼3和主起落架4。主起落架4布置在飛行器機(jī)體1質(zhì)心附近，將飛行器主起落架4艙門向飛行器機(jī)頭、機(jī)尾方向打開，前、后艙門開啟后作為前艙門體襟翼2和后艙門體襟翼3。

如圖2所示，前艙門體襟翼2沿飛行器法向向下開啟，與航空飛行器機(jī)翼后緣增升裝置類似，作為飛行器增升裝置的主要附件；后艙門體襟翼3沿飛行器法向向下開啟，配合飛行器低速飛行時的俯仰角進(jìn)行作動，提供附加機(jī)翼升力。

前艙門體襟翼2、后艙門體襟翼3和主起落架4采取相互獨(dú)立的作動控制方 案，在飛行器不同狀態(tài)中前艙門體襟翼2、后艙門體襟翼3和主起落架4的控制方案如下：

(1)飛行器停機(jī)時，前艙門體襟翼2處于沿飛行器軸向向機(jī)頭方向開啟狀態(tài)，后艙門體襟翼3處于沿飛行器軸向向機(jī)尾啟狀態(tài)，艙門完全打開，主起落架4處于伸出狀態(tài)；

(2)飛行器滑跑起飛過程中，前艙門體襟翼2分段向下偏轉(zhuǎn)，形成飛行器體襟翼；后艙門體襟翼3分段向下偏轉(zhuǎn)形成飛行器體襟翼。前艙門體襟翼2和后艙門體襟翼3偏轉(zhuǎn)角度根據(jù)飛行器對升力及控制的需求進(jìn)行相應(yīng)調(diào)整，保證飛行器具有足夠的起飛升力和控制能力；

(3)飛行器飛行過程中，主起落架4收起，前艙門體襟翼2和后艙門體襟翼3關(guān)閉，以保證飛行器氣動外形平滑；

(4)飛行器降落過程中，前艙門體襟翼2和后艙門體襟翼3開啟，將主起落架4放出；主起落架4放出后，前艙門體襟翼2和后艙門體襟翼3提高飛行器升力；在飛行器著陸滑跑階段，前艙門2偏轉(zhuǎn)作為最大阻力面積進(jìn)行減速，至飛行器停機(jī)。

如圖3所示，有、無艙門體襟翼升力系數(shù)對比圖顯示，本發(fā)明能夠顯著提高升力系數(shù)。

上面結(jié)合附圖和實(shí)施例對本發(fā)明作了詳細(xì)說明，但是本發(fā)明并不限于上述實(shí)施例，在本領(lǐng)域普通技術(shù)人員所具備的知識范圍內(nèi)，還可以在不脫離本發(fā)明宗旨的前提下作出各種變化。本發(fā)明中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容均可以采用現(xiàn)有技術(shù)。

技術(shù)特征：

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明屬于水平起降高超聲速飛行器技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種水平起降飛行器起落架艙門/體襟翼一體化裝置。本發(fā)明包括機(jī)體、前艙門體襟翼、后艙門體襟翼和主起落架。主起落架布置在飛行器機(jī)體質(zhì)心附近，將飛行器主起落架艙門橫開，前、后艙門開啟后作為前艙門體襟翼和后艙門體襟翼。本發(fā)明解決了現(xiàn)有水平起降高超聲速飛行器難以同時保障良好的高速飛行性能和良好的低速飛行性能的技術(shù)問題，實(shí)現(xiàn)利用艙門對飛行器進(jìn)行輔助控制的功能，提升了飛行器的控制能力。

技術(shù)研發(fā)人員：齊征;杜新;劉輝;王蘭松;鄧帆;袁武;王劍穎;焦子涵
受保護(hù)的技術(shù)使用者：北京臨近空間飛行器系統(tǒng)工程研究所;中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院
技術(shù)研發(fā)日：2016.03.23
技術(shù)公布日：2017.10.03