一種滑翔類飛行器的機翼非對稱后掠滾轉(zhuǎn)控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于空氣動力學(xué)領(lǐng)域，具體涉及一種滑翔類飛行器的機翼非對稱后掠滾轉(zhuǎn)控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002]滑翔類飛行器的滾轉(zhuǎn)控制一般采用在飛行器尾部安裝控制舵面的方法實現(xiàn)，但是受到舵面尺寸的限制，滾轉(zhuǎn)力矩的可用力臂較短，為實現(xiàn)較大的滾轉(zhuǎn)力矩控制，只能增大舵面偏度或者舵面面積，而舵面偏度或者舵面面積的增加受到飛行器結(jié)構(gòu)、舵面本身氣動特性的限制，而且舵面偏度或者舵面面積的增加往往會使舵面鉸鏈力矩增大，進而提高作動裝置的強度要求。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是提供一種滑翔類飛行器的機翼非對稱后掠滾轉(zhuǎn)控制方法。
[0004]本發(fā)明的滑翔類飛行器的機翼非對稱后掠滾轉(zhuǎn)控制方法，包括以下步驟:
a.滑翔類飛行器的左、右機翼分別具有變后掠角控制裝置；
b.巡航飛行狀態(tài)時，左機翼的后掠角aA與右機翼的后掠角αΒ相同；
c.進行滾轉(zhuǎn)控制時，右機翼的后掠角αΒ>&機翼的后掠角αΑ，以獲得負(fù)的滾轉(zhuǎn)力矩，右機翼的后掠角αΒ<&機翼的后掠角αΑ，以獲得正的滾轉(zhuǎn)力矩。
[0005]滑翔類飛行器的機翼展弦比大于等于5，I右機翼的后掠角α B-左機翼的后掠角α Al < 10。。
[0006]本發(fā)明的滑翔類飛行器的機翼非對稱后掠滾轉(zhuǎn)控制方法利用滑翔類飛行器，如導(dǎo)彈、無人機等具有較大展弦比機翼，能夠獲得較長的滾轉(zhuǎn)控制力臂且對縱向穩(wěn)定性基本沒有影響的特點，通過將滑翔類飛行器的左機翼、右機翼進行小角度的非對稱后掠來獲得左機翼、右機翼法向力差量，進而產(chǎn)生較大的滾轉(zhuǎn)控制力矩。
[0007]本發(fā)明的滑翔類飛行器的機翼非對稱后掠滾轉(zhuǎn)控制方法相對于傳統(tǒng)尾舵控制方法能夠產(chǎn)生較大的滾轉(zhuǎn)控制力矩和較高的控制效率，解決了傳統(tǒng)尾舵控制能力不足的難題，對提高飛行器的氣動性能具有較高的工程實用價值，可推廣應(yīng)用于類似布局的飛行器的滾轉(zhuǎn)控制。
【附圖說明】
[0008]圖1為滑翔類飛行器左機翼、右機翼對稱后掠狀態(tài)外形示意圖；
圖2為滑翔類飛行器左機翼、右機翼非對稱后掠狀態(tài)外形示意圖；
圖3為滑翔類飛行器左機翼、右機翼非對稱后掠狀態(tài)外形示意圖；
圖4為滑翔類飛行器左機翼、右機翼非對稱后掠狀態(tài)外形示意圖；
圖中，1.左機翼2.右機翼3.尾舵。
【具體實施方式】
[0009]下面結(jié)合附圖和實施例詳細(xì)說明本發(fā)明方法。
[0010]實施例1
一種滑翔類飛行器，其左機翼、右機翼分別具有變后掠角控制裝置，機翼展弦比為5。在巡航飛行狀態(tài)時，如圖1所示，左機翼的后掠角αΑ與右機翼的后掠角αΒ相同，均為26°。進行滾轉(zhuǎn)控制時，左機翼的后掠角a A與右機翼的后掠角α B不同，當(dāng)需要實現(xiàn)負(fù)的滾轉(zhuǎn)力矩時，將右機翼后掠角αΒ略微增大，如圖2所示，將右機翼后掠角從26°增大到27°，而左機翼后掠角αΑ保持26°，|αΒ_αΑ|=Γ，此時，在相同來流條件下，左機翼的法向力將大于右機翼，即可實現(xiàn)全彈的滾轉(zhuǎn)控制；當(dāng)需要實現(xiàn)正的滾轉(zhuǎn)力矩時，將左機翼后掠角略微增大。
[0011]研究證明，本發(fā)明的滑翔類飛行器的機翼非對稱后掠滾轉(zhuǎn)控制方法相對于傳統(tǒng)滑翔類飛行器的尾舵偏轉(zhuǎn)控制方法，滾轉(zhuǎn)控制效率大幅增加，在小迎角范圍內(nèi)(迎角小于12° )，馬赫數(shù)0.6時，非對稱后掠的控制效率基本為尾舵控制效率的4?8倍，S卩1°的非對稱后掠角即可實現(xiàn)4片尾舵4°?8°舵面偏度所產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩。
[0012]實施例2
一種滑翔類飛行器，其左、右機翼分別具有變后掠角控制裝置，機翼展弦比為6。在巡航飛行狀態(tài)時，如圖1所示，左機翼的后掠角αΑ與右機翼的后掠角αΒ相同，均為26°。進行滾轉(zhuǎn)控制時，左機翼的后掠角a A與右機翼的后掠角α B不同，當(dāng)需要實現(xiàn)負(fù)的滾轉(zhuǎn)力矩時，將右機翼后掠角α B增大，如圖3所示，將右機翼后掠角從26°增大到31°，而左機翼后掠角αΑ保持26°，|αΒ-αΑ|=5°，此時，在相同來流條件下，左機翼的法向力將大于右機翼，即可實現(xiàn)全彈的滾轉(zhuǎn)控制；當(dāng)需要實現(xiàn)正的滾轉(zhuǎn)力矩時，將左機翼后掠角增大，右機翼后掠角保持不變。
[0013]實施例3
一種滑翔類飛行器，其左、右機翼分別具有變后掠角控制裝置，機翼展弦比為7。在巡航飛行狀態(tài)時，如圖1所示，左機翼的后掠角αΑ與右機翼的后掠角αΒ相同，均為26°。進行滾轉(zhuǎn)控制時，左機翼的后掠角a A與右機翼的后掠角α B不同，當(dāng)需要實現(xiàn)負(fù)的滾轉(zhuǎn)力矩時，將右機翼后掠角α B增大，如圖4所示，將右機翼后掠角從26°增大到36°，而左機翼后掠角αΑ保持26°，|αΒ-αΑ|=10°，此時，在相同來流條件下，左機翼的法向力將大于右機翼，即可實現(xiàn)全彈的滾轉(zhuǎn)控制；當(dāng)需要實現(xiàn)正的滾轉(zhuǎn)力矩時，將左機翼后掠角增大，右機翼后掠角保持不變。
【主權(quán)項】
1.一種滑翔類飛行器的機翼非對稱后掠滾轉(zhuǎn)控制方法，其特征在于，包括以下步驟: a.在滑翔類飛行器的左機翼、右機翼分別設(shè)置有變后掠角控制裝置； b.巡航飛行狀態(tài)時，左機翼的后掠角αA與右機翼的后掠角αΒ相同； c.進行滾轉(zhuǎn)控制時，右機翼的后掠角αΒ>&機翼的后掠角αΑ，以獲得負(fù)的滾轉(zhuǎn)力矩；右機翼的后掠角α Β <左機翼的后掠角α Α，以獲得正的滾轉(zhuǎn)力矩。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的滑翔類飛行器的機翼非對稱后掠滾轉(zhuǎn)控制方法，其特征在于:滑翔類飛行器的機翼展弦比大于等于5。3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的滑翔類飛行器的機翼非對稱后掠滾轉(zhuǎn)控制方法，其特征在于:|右機翼的后掠角αΒαΒ-左機翼的后掠角αΑ|彡10。。
【專利摘要】本發(fā)明提供了一種滑翔類飛行器的機翼非對稱后掠滾轉(zhuǎn)控制方法，該滾轉(zhuǎn)控制方法利用滑翔類飛行器的較大展弦比機翼，通過較大展弦比機翼的非對稱后掠產(chǎn)生的法向力差量，實現(xiàn)滾轉(zhuǎn)控制。本發(fā)明的滑翔類飛行器的機翼非對稱后掠滾轉(zhuǎn)控制方法的滾轉(zhuǎn)控制效率較傳統(tǒng)的尾舵控制方法大幅增加，可推廣應(yīng)用于類似布局的飛行器的滾轉(zhuǎn)控制。
【IPC分類】B64C5/14, B64C31/02, B64C31/028
【公開號】CN105366033
【申請?zhí)枴緾N201510758951
【發(fā)明人】黃勇, 李永紅, 鐘世東, 馬曉永, 李巍, 劉大偉, 蘇繼川
【申請人】中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所
【公開日】2016年3月2日
【申請日】2015年11月10日