翼面可變曲率的自適應(yīng)機翼及其飛行器的操控方式的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及飛行器機翼設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，具體為翼面曲率可變的自適應(yīng)機翼及其飛行器的操控方式。
【背景技術(shù)】
[0002]現(xiàn)代飛行器可以操作應(yīng)用于廣泛的速度和高度范圍，這需要飛行器機翼升力面的空氣動力學(xué)特征改變和控制。傳統(tǒng)飛行器一般采用常規(guī)后緣襟翼，以滿足起飛和降落時的升力需求。但其不足以更精細(xì)的調(diào)整優(yōu)化飛行器巡航狀態(tài)下的氣動性能及飛行器在其他狀態(tài)(如起飛降落)下的氣動性能。上世紀(jì)60年代，可以使飛機在飛行過程中通過樞軸轉(zhuǎn)動改變機翼后掠角度以適應(yīng)不同飛行狀態(tài)的變后掠翼技術(shù)曾被各認(rèn)為是平衡高低速性能、改善短距起降能力最好的解決方案，并發(fā)展出F-14等多型飛機，但卻由于其機翼結(jié)構(gòu)過于復(fù)雜，受材料技術(shù)的限制，機翼結(jié)構(gòu)重量沒有得到很好的控制，最終被拋棄。
[0003]當(dāng)前的解決方案通過少量收回后緣襟翼來改變機翼升力面積及機翼后緣彎曲度，以實現(xiàn)飛行的巡航部分期間減少阻力。目前，傳統(tǒng)飛行器的滾轉(zhuǎn)操縱翼面一般為部分弦長副翼，其優(yōu)點是機構(gòu)簡單，但其占用機翼展向空間較大，限制了飛行器的傳統(tǒng)增升性能。且為了滿足飛行器的失速特征要求，安裝部分弦長副翼的機翼需要較大的機翼扭轉(zhuǎn)角，這會導(dǎo)致飛行器在巡航時誘導(dǎo)阻力變大，降低飛機的升阻比。且部分弦長副翼的偏轉(zhuǎn)對飛行器滾轉(zhuǎn)操縱的效率相對較低，特別是在副翼偏轉(zhuǎn)角度較大時，其操縱效率急劇下降。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明的目的是提供一種可以平衡飛行器高低速性能、替代傳統(tǒng)的襟副翼結(jié)構(gòu)的機翼結(jié)構(gòu)及其飛行器的操控方式，一種翼面可變曲率的自適應(yīng)機翼通過改變機翼上翼面曲率調(diào)節(jié)機翼升力以適應(yīng)各種飛行情況的新型機翼。
[0005]為達(dá)到上述發(fā)明目的，本發(fā)明所采用的技術(shù)方案是:
一種翼面可變曲率的自適應(yīng)機翼，其與所在飛行器的操控系統(tǒng)連接，它包括下部的金屬機翼骨架、設(shè)置在骨架上的支撐結(jié)構(gòu)，機翼的上翼面設(shè)置有可調(diào)整曲面，可調(diào)整曲面為弧形面可產(chǎn)生形變改變曲率，機翼內(nèi)部設(shè)置有作動裝置與可調(diào)整曲面連接，作動裝置可伸縮運動改變可調(diào)整曲面的曲率，作動裝置與機翼的操控系統(tǒng)連接。
[0006]可調(diào)整曲面包括呈一定弧度的剛性板、彈性蒙皮，剛性板至少包括兩塊，前方剛性板的前部與機翼前端連接，后部壓在后一個剛性板前部，最后方的剛性板后端與機翼后端連接，彈性蒙皮包覆在剛性板上面，其邊緣與機翼連接，機翼內(nèi)部的作動裝置與剛性板連接。
[0007]進(jìn)一步地，可調(diào)整曲面的前剛性板的尾端內(nèi)面與后剛性板的前段上面滑動連接，可調(diào)整曲面位置最高時兩相鄰剛性板依然存在一定的重合部分。
[0008]支撐結(jié)構(gòu)的不同位置上設(shè)置有多個作動裝置分布在可調(diào)整曲面下方，每個作動裝置均與操控系統(tǒng)相連，作動裝置包括作動筒，作動筒包括伸縮桿，伸縮桿上端部設(shè)置有小型的轉(zhuǎn)動軸與可調(diào)整曲面的剛性板鉸接。
[0009]進(jìn)一步地，伸縮桿與剛性板的末端鉸接。
[0010]相鄰剛性板間重疊位置處設(shè)置有滑軌鎖扣結(jié)構(gòu)，前后剛性板通過滑軌鎖扣結(jié)構(gòu)保持活動連接，在剛性板隨作動裝置運動時，通過滑軌鎖扣結(jié)構(gòu)限制兩相鄰剛性板的滑動方向和距離，使兩剛性板在調(diào)整時不會產(chǎn)生間隙。
[0011]進(jìn)一步地，滑軌鎖扣結(jié)構(gòu)包括限位器、固定端、滑動軸，限位器設(shè)置在前方剛性板后端，限位器設(shè)置有通過孔，滑動軸可穿過孔并與之滑動連接，固定端固定設(shè)置在后方剛性板前端，其與滑動軸連接。
[0012]彈性蒙皮為整體式柔性蒙皮，以保證機翼上表面的光滑，機翼與柔性蒙皮前連接處為固定式，即柔性蒙皮前端直接連接在機翼上，后連接處采用機械限位卡結(jié)構(gòu)保證柔性蒙皮可從在機翼內(nèi)部向外部拉伸、收縮。工作時，作動裝置帶動其所對剛性板前部與上一剛性板后部共同運動，進(jìn)而引起上翼面彈性蒙皮曲率和機翼厚度的改變。
[0013]所述的操控系統(tǒng)與飛行器的操控系統(tǒng)連接，其設(shè)置有可編程PLC、控制模塊，PLC通過控制模塊與作動裝置連接。
[0014]為當(dāng)飛行器低速飛行時，機翼翼面彎曲厚度變大；當(dāng)飛行器加速飛行時，機翼翼面曲率厚度逐漸減小，直至高速飛行狀態(tài)，以實現(xiàn)較大的速度變化范圍內(nèi)飛行器攻角、升力的恒定。同時，可以通過改變機翼翼面曲率厚度的差動產(chǎn)生升力差，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，在保證機翼氣動效率的同時實現(xiàn)副翼效果。
[0015]該機翼在應(yīng)用前，需多次風(fēng)洞試驗測量不同速度V、空氣密度P下，機翼在各狀態(tài)時的機翼構(gòu)型及不同作動單元伸長量所對應(yīng)的機翼構(gòu)型和升力大小。確定相應(yīng)的關(guān)系及參數(shù)，并存儲到操控系統(tǒng)內(nèi)部以實現(xiàn)機翼在后續(xù)的應(yīng)用中飛行器的控制系統(tǒng)能夠根據(jù)飛行狀態(tài)信息實現(xiàn)自適應(yīng)調(diào)節(jié)機翼曲面。
[0016]帶有該機翼的飛行器的操控方式:
1.飛機在起飛前，通過操控系統(tǒng)將機翼上曲面彎曲至起飛時的最佳機翼構(gòu)型，即作動裝置的伸長量變大，使機翼升力系數(shù)Cl和面積S變大。在跑道內(nèi)將油門逐漸加大，當(dāng)飛機到達(dá)一定速度(與起飛重量有關(guān))后，機翼產(chǎn)生的升力略大于飛機所受重力，將飛機“提起”，使飛機以相對較低的仰角離地。爬升過程中速度增大，機翼根據(jù)操控系統(tǒng)作出相應(yīng)調(diào)整，保證升力恒定。
[0017]2.飛機爬升到預(yù)定高度后，機翼上表面彎曲程度減小，變?yōu)檠埠綍r的最佳機翼構(gòu)型，使飛機在最優(yōu)氣動條件下保持平飛姿態(tài)。
[0018]3.巡航時，飛機在遇到空氣密度P改變、飛行速度V改變的情況時，機翼根據(jù)操控系統(tǒng)的設(shè)定自動調(diào)節(jié)翼面曲率至當(dāng)前條件下的最優(yōu)機翼構(gòu)型，進(jìn)而使飛機高效穩(wěn)定飛行。
[0019]4.飛機需要做橫向調(diào)整時，飛行控制系統(tǒng)適當(dāng)增加或減小兩側(cè)機翼對稱單元的作動裝置的伸長量，兩側(cè)機翼曲率分別增加或減小，左右兩側(cè)機翼產(chǎn)生升力差，進(jìn)而實現(xiàn)對飛機的橫向控制。
[0020]5.降落時，隨油門減小、速度降低，機翼上翼面曲率增加機翼厚度增加，機翼逐漸改變?yōu)榻德鋾r的最佳狀態(tài)。著陸前，機翼自主調(diào)節(jié)，精準(zhǔn)控制下降速度，最終使飛機以低速平穩(wěn)著陸。
[0021]其原理為，機翼內(nèi)部豎直安裝的作動裝置作動改變機翼的剖面幾何形狀和厚度，進(jìn)而引起機翼上翼面曲率(機翼升力系數(shù)Cl)和機翼上翼面面積(機翼面積S)的改變。由升力公式F=l/2.P -V2-S-Cl (升力=1/2 X氣流密度X速度的平方X機翼面積X升力系數(shù))可知，機翼上翼面曲率(機翼升力系數(shù)Cl)和機翼上翼面面積(機翼面積S)的改變會引起機翼升力的改變，最終實現(xiàn)機翼升力較大范圍的調(diào)節(jié)，以使機翼可以自適應(yīng)各種飛行狀態(tài)。且機翼的最外部安裝柔性蒙皮，以保證調(diào)節(jié)裝置作動時機翼外表面的光滑。當(dāng)飛行器低速飛行時，機翼厚度變大致使機翼上翼面曲率和面積變大；加速飛行時，機翼上翼面曲率和面積逐漸減小，直至高速飛行狀態(tài)，以實現(xiàn)較大的速度變化范圍內(nèi)飛行器攻角、升力的自適應(yīng)調(diào)節(jié)。同時，通過改變兩側(cè)機翼上翼面曲率和面積向不同方向差動產(chǎn)生升力差，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，在保證機翼氣動效率的同時實現(xiàn)副翼效果。該機翼內(nèi)部僅保留由飛行控制系統(tǒng)控制的作動單元與相關(guān)傳感器，其作動控制改變機翼剖面的幾何形狀，在保持優(yōu)良的空氣動力學(xué)性能的情況下，實現(xiàn)對飛行器的控制，最終代替?zhèn)鹘y(tǒng)飛行器的襟副翼結(jié)構(gòu)。
[0022]本發(fā)明的有益效果為:
該翼面可變曲率的自適應(yīng)機翼完全摒棄了傳統(tǒng)的副翼、襟翼和縫翼，將傳統(tǒng)機翼中眾多復(fù)雜的襟翼、副翼的傳動結(jié)構(gòu)與小翼面去除，由飛行器的操控系統(tǒng)控制改變機翼剖面的幾何形狀，進(jìn)而實現(xiàn)對飛機機翼升力的控制。既滿足不同條件下的對機翼的空氣動力性能要求，又在各狀態(tài)下保持最優(yōu)的氣動效率。其與傳統(tǒng)機翼相比，其可調(diào)整曲面的結(jié)構(gòu)設(shè)計更加合理完善，操控方式更加精確細(xì)致，可顯著提高飛行器的氣動效率，增強飛行控制力，并有效的減輕機翼結(jié)構(gòu)重量，增加任務(wù)載荷。
【附圖說明】
[0023]圖1為傳統(tǒng)飛行器上的襟翼副翼結(jié)構(gòu)示意圖；
圖2為本發(fā)明專利實施例截面結(jié)構(gòu)示意圖；
圖3為本發(fā)明專利實施例機翼沿機翼展向結(jié)構(gòu)示意圖；
圖4為本發(fā)明專利實施例俯視結(jié)構(gòu)不意圖；
圖5為本發(fā)明專利實施例鎖扣裝置結(jié)構(gòu)示意圖；
圖6為本發(fā)明基本工作原理狀態(tài)圖。
【具體實施方式】
[0024]這里將詳細(xì)地對示例性實施例進(jìn)行說明，其示例表示在附圖中。下面的描述涉及附圖時，除非另有表示，不同附圖中的相同數(shù)字表示相同或相似的要素。以下示例性實施例中所描述的實施方式并不代表與本發(fā)明相一致的所有實施方式。相反，它們僅是與如所附權(quán)利要求書中所詳述的、本發(fā)明的一些方面相一致的裝置的例子。
[0025]如附圖所示一種翼面可變曲率的自適應(yīng)機翼，其與所在飛行器的操控系統(tǒng)連接，它包括下部的金屬機翼骨架、設(shè)置在骨架上的支撐結(jié)構(gòu)1，機翼的上翼面設(shè)置有可調(diào)整曲面，可調(diào)整曲面為弧形面可產(chǎn)生形變改變曲率，機翼內(nèi)部設(shè)置有作動裝置2與可調(diào)整曲面連接，作動裝置2可伸縮運動改變可調(diào)整曲面的曲率，作動裝置2與機翼的操控系統(tǒng)連接。
[0026]可調(diào)整曲面包括呈一定弧度的剛性板3、彈性蒙皮4，剛性板3至少包括兩塊，該實施例以三塊為例，前方剛性板的前部與機翼前端連接，后部壓在后一個剛性板前部，中間一塊剛性板的后部壓在最后方的剛性板前部，最后方的剛性板后端與機翼后端連接，彈性蒙皮4包覆在剛性板3上面，其邊緣與機翼連接，機翼內(nèi)部的作動裝置2與剛性板連接。
[0027]進(jìn)一步地，可調(diào)整曲面的前剛性板的尾端內(nèi)面與后剛性板的