專利名稱：一種鴨式前掠變展長翼面積的伸縮翼氣動布局的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種無人機氣動布局，特別是涉及一種鴨式前掠變展長翼面積的伸縮翼氣動布局，屬于無人機氣動布局技術領域。
背景技術：
近年來，航空技術迅猛發展，對飛行器設計逐漸向多任務多功能的方向發展。傳統的固定翼飛行器設計，受到技術方面的限制，只能夠做到在不同的飛行任務狀態之間進行折衷，飛行器只有在某個空域范圍、某個速度狀態范圍才能夠具有良好的氣動性能，離開設計點飛行時飛行器的氣動力性能則下降。因此，一種固定翼飛行器機型的功能突顯單一，其機動性和靈活性都受到很大限制。變形飛行器可使飛行器在各個任務階段都具有最優化的氣動性能，從而增強飛行器的續航能力或節省燃油、改善飛機的起降性能和操穩特性、提高飛機的作戰任務適應能力。目前無人機主要采用固定翼氣動布局，存在無法兼顧高低速性能，作戰功能少，生存能力差等問題。

發明內容
本發明的技術解決問題是克服現有技術的不足，提供一種兼顧飛行器高速巡航， 低速盤旋偵察，對地高速俯沖攻擊等多種作戰任務的性能要求的鴨式前掠變展長翼面積的伸縮翼氣動布局。本發明的技術解決方案是一種鴨式前掠變展長翼面積的伸縮翼氣動布局，包括機身、鴨翼、機翼和垂尾，機翼包括前掠內機翼和前掠可伸縮外機翼，前掠可伸縮外機翼通過伸縮機構與前掠內機翼內部連接，在無人機馬赫數為0. 2時，伸縮機構伸展將前掠可伸縮外機翼伸出到前掠內機翼外部，在無人機馬赫數為0.4時，伸縮機構收縮將前掠可伸縮外機翼收縮在前掠內機翼內部，其中前掠可伸縮外機翼與前掠內機翼的面積比為0. 25 0. 45。所述的伸縮機構包括驅動機構、鉸鏈連桿機構、伸縮導軌和外翼連接架，伸縮導軌、鉸鏈連桿機構和外翼連接架在驅動機構兩側對稱分布，驅動機構包括電機、兩個同步齒輪和支座，伸縮導軌為直接在前掠內機翼雙梁上加工的導軌槽，鉸鏈連桿機構由若干鉸鏈和支桿組成的菱形機構，在棱形機構末端的支桿上安裝凸桿，凸桿卡在伸縮導軌中，外翼連接架固定安裝在棱形機構末端，外翼連接架上安裝前掠可伸縮外機翼，棱形機構前端的支桿與同步齒輪齒輪連接，兩個同步齒輪相互捏合，其中一個同步齒輪與電機的傳動軸連接， 電機和兩個同步齒輪固定安裝支座，支座固定安裝在機身的對稱軸上。本發明與現有技術相比有益效果為(1)本發明采用變展長翼面積的伸縮翼布局，使無人機在不同的空域、不同的速度狀態范圍都具有良好的氣動性能，提高了無人機的機動性和靈活性；(2)本發明在Ma = 0. 2和0. 4范圍，低速飛行時，大展弦比氣動布局巡航升阻比比小展弦比高20%以上，高速飛行時，小展弦比氣動布局巡航升阻比比大展弦比高15%左右，相比同量級固定翼飛行器，本發明伸縮可變形飛行器可增大航程10%，同時具備MaO. 2 和MaO. 4巡航飛行的能力；(3)本發明采用伸縮翼氣動布局，在不增加飛行器結構復雜性的基礎上，兼顧飛行器高低速性能，提高飛行器的作戰能力；(4)本發明采用伸縮機構不易鎖死，魯棒性更強，易于實現前掠內機翼和前掠可伸縮外機翼一體化設計，重量較輕，同時前掠可伸縮外機翼的收縮變形速度快。


圖1為本發明低速狀態下的結構示意圖；圖2為本發明高速狀態下的結構示意圖；圖3為本發明伸縮機構結構示意圖；圖4為本發明鉸鏈連桿機構原理圖；圖5為大展弦比和小展弦比氣動布局升阻力極曲線(橫坐標D表示阻力，縱坐標 L表示升力)；圖6為大展弦比和小展弦比氣動布局升阻比和升力關系曲線(橫坐標L表示升力，縱坐標K表示升阻比)。
具體實施例方式本發明設計原理在不增加飛行器結構復雜性的基礎上，兼顧飛行器高低速性能， 提高飛行器的作戰能力。在Ma = 0.2和0.4范圍。伸縮翼氣動布局可以帶來好處是基于如下原理。無人機的氣動阻力主要由兩部分構成，廢阻和誘導阻力。Cd = Cdq +AC2l其中Cdq為零升阻力，為機翼面積的函數，A為誘導阻力因子，為展弦比的函數。大展弦比和小展弦比布局機翼面積變化率達到將近35%，如果考慮外露面積變化率達到45%。由此小展弦比布局零升阻力比大展弦比小。另一方面小展弦比氣動布局的誘導阻力因子比大展弦比大。這就造成，高速飛行時，所需升力系數較小，Cdo占據主導，小展弦比布局升阻比較大。低速飛行時，所需升力系數較大，誘導阻力占據主導，大展弦比布局升阻比較大。分析表明小展弦比的特點之一是最大升阻比位置出現在較小攻角。大展弦比的優勢則在于提供最大升阻比的同時可以提供較大的升力系數。在保證升阻比占優的前提下，通過調整和優化機翼的平面形狀，設計出高速和低速飛行時合理的靜穩定裕度。高速構型小展弦比布局一方面要求快速到達，還要進行對地攻擊任務，這就要求機動性較強，靜穩定裕度較小約為5%。低速構型用于盤旋偵察和壓制， 所以其靜穩定裕度設定較大約為10%。為滿足這種要求，無人機采用前掠伸縮翼布局，并通過優化確定最終的布局形式和參數。如圖5，6所示，在Ma = 0.2和0.4范圍，無人機低速飛行時，大展弦比氣動布局巡航升阻比比小展弦比高20%以上，無人機高速飛行時，小展弦比氣動布局巡航升阻比比大展弦比高15%左右，相比同量級固定翼飛行器，本發明伸縮可變形飛行器可增大航程10%，同時具備MaO. 2和MaO. 4巡航飛行的能能力。
本發明如圖1、2所示，由機身1、鴨翼2、前掠內機翼3、前掠可伸縮外機翼4和垂尾 5等五大部分組成。在前掠內機翼3內部安裝伸縮機構驅動前掠可伸縮外機翼4無極伸縮， 高速巡航時將前掠可伸縮外機翼4縮到前掠內機翼3里面，使機翼變為小展弦比，適應高速飛行。低速巡航時將前掠可伸縮外機翼4伸出，使機翼展弦比達到最大，適應低速飛行，通過控制前掠可伸縮外機翼4的位置改變無人機的展長，以適應飛行作戰任務的氣動要求。伸縮機構如圖3所示，伸縮機構包括驅動機構、鉸鏈連桿機構、伸縮導軌67和外翼連接架64，伸縮導軌67、鉸鏈連桿機構和外翼連接架64在驅動機構兩側對稱分布，驅動機構包括電機61、兩個同步齒輪62和支座63，伸縮導軌67為直接在前掠內機翼3雙梁上加工的導軌槽，鉸鏈連桿機構由若干鉸鏈65和支桿66組成的菱形機構，在棱形機構末端的支桿66上安裝凸桿68，凸桿68卡在伸縮導軌67中，外翼連接架64固定安裝在棱形機構末端，外翼連接架64上安裝前掠可伸縮外機翼4，棱形機構前端的支桿與同步齒輪62齒輪連接，兩個同步齒輪62相互捏合，其中一個同步齒輪62與電機61的傳動軸連接，電機61和兩個同步齒輪62固定安裝支座63，支座63固定安裝在機身1的對稱軸上，伸縮導軌67前端安裝限位裝置，限制前掠可伸縮外機翼4伸出位置。伸縮機構的伸縮運動機理伸縮機構采用機翼機身一體化設計實現。采用3組菱形機構來實現所需的約 580mm行程的伸縮運動，主翼根部的兩個鉸鏈處的連桿通過齒輪嚙合實現同步運動，并通過電機驅動其中一個鉸鏈處的連桿旋轉來帶動整個機構進行伸縮變形。機構原理1)伸縮導軌。直接在主翼雙梁上開導軌槽，在不增加結構重量的情況下實現；2)鉸鏈連桿機構如圖4所示。左右對稱，對稱面安裝在機身對稱面上實現，外側直接連接在外翼上。該機構與伸縮導軌的連接，通過安裝在外翼翼根前后緣上的小凸桿實現， 該凸桿卡在伸縮導軌槽中。由此實現外翼在伸縮方向上的運動，并限制其其它幾個方向上的彎扭自由度；幻驅動器。采用安裝在機身上的步進電機。伸縮機構可以為其它形式，不以上述機構所限，只要能滿足前掠可伸縮外機翼4 在前掠內機翼3伸縮即可。本發明未詳細說明部分屬本領域技術人員公知常識。
權利要求
1.一種鴨式前掠變展長翼面積的伸縮翼氣動布局，包括機身(1)、鴨翼O)、機翼和垂尾(5)，其特征在于所述的機翼包括前掠內機翼(3)和前掠可伸縮外機翼，前掠可伸縮外機翼(4)通過伸縮機構與前掠內機翼(3)內部連接，在無人機馬赫數為0.2時，伸縮機構伸展將前掠可伸縮外機翼(4)伸出到前掠內機翼(3)外部，在無人機馬赫數為0.4時，伸縮機構收縮將前掠可伸縮外機翼(4)收縮在前掠內機翼(3)內部，其中前掠可伸縮外機翼(4) 與前掠內機翼(3)的面積比為0. 25 0. 45。
2.根據權利要求1所述的一種鴨式前掠變展長翼面積的伸縮翼氣動布局，其特征在于所述的伸縮機構包括驅動機構、鉸鏈連桿機構、伸縮導軌(67)和外翼連接架(64)，伸縮導軌(67)、鉸鏈連桿機構和外翼連接架(64)在驅動機構兩側對稱分布，驅動機構包括電機 (61)、兩個同步齒輪(6 和支座(63)，伸縮導軌(67)為直接在前掠內機翼C3)雙梁上加工的導軌槽，鉸鏈連桿機構由若干鉸鏈(6 和支桿(66)組成的菱形機構，在棱形機構末端的支桿(66)上安裝凸桿(68)，凸桿陽8)卡在伸縮導軌(67)中，外翼連接架(64)固定安裝在棱形機構末端，外翼連接架(64)上安裝前掠可伸縮外機翼G)，棱形機構前端的支桿與同步齒輪(6 齒輪連接，兩個同步齒輪(6 相互捏合，其中一個同步齒輪(6 與電機(61) 的傳動軸連接，電機(61)和兩個同步齒輪(6 固定安裝支座(63)，支座(6 固定安裝在機身(1)的對稱軸上。
全文摘要
一種鴨式前掠變展長翼面積的伸縮翼氣動布局，包括機身、鴨翼、機翼和垂尾，機翼包括前掠內機翼和前掠可伸縮外機翼，前掠可伸縮外機翼通過伸縮機構與前掠內機翼內部連接，在無人機馬赫數為0.2時，伸縮機構伸展將前掠可伸縮外機翼伸出到前掠內機翼外部，在無人機馬赫數為0.4時，伸縮機構收縮將前掠可伸縮外機翼收縮在前掠內機翼內部，其中前掠可伸縮外機翼與前掠內機翼的面積比為0.25～0.45。本發明采用變展長翼面積的伸縮翼布局，使無人機在不同的空域、不同的速度狀態范圍都具有良好的氣動性能，提高了無人機的機動性和靈活性；本發明在Ma＝0.2和0.4范圍，低速飛行時，大展弦比氣動布局巡航升阻比比小展弦比高20％以上，高速飛行時，小展弦比氣動布局巡航升阻比比大展弦比高15％左右，具備Ma0.2和Ma0.4巡航飛行的能力。
文檔編號B64C1/00GK102267557SQ201110105969
公開日2011年12月7日 申請日期2011年4月27日 優先權日2011年4月27日
發明者白鵬, 石永彬, 陳廣強 申請人:中國航天空氣動力技術研究院