一種旋轉(zhuǎn)尾翼式變體飛行器的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于飛行器設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，涉及尾翼布局隨飛行速度可變的旋轉(zhuǎn)尾翼式變體飛行器，可用于提升飛行器在整個飛行速度范圍內(nèi)的飛行品質(zhì)。
【背景技術(shù)】
[0002]飛行器在不同的飛行高度、飛行速度下具有不同的飛行動力學(xué)特性。該特性受到多方面的影響，其中，全機的氣動焦點隨飛行速度改變而產(chǎn)生的沿機體縱軸的移動是一個重要因素。隨著飛行速度的增加，氣動焦點顯著后移，使得高速飛行時飛機的穩(wěn)定性、機動性變化很大。雖然在飛機設(shè)計階段可通過將低速飛行狀態(tài)設(shè)計成靜不穩(wěn)定的以改善飛行品質(zhì)，但這種折中處理難以保證飛行器在整個飛行速度范圍內(nèi)均具有好的飛行品質(zhì)。
[0003]隨著信息技術(shù)的發(fā)展，飛行控制在飛行器設(shè)計中的地位愈加重要，隨控布局正逐漸成為一種主流的設(shè)計模式。在這種設(shè)計思想中，可通過一系列主動控制技術(shù)，如:放寬靜穩(wěn)定性技術(shù)、直接力控制技術(shù)、陣風(fēng)減緩控制技術(shù)等，在總體設(shè)計階段對飛行器的氣動布局與結(jié)構(gòu)設(shè)計進行優(yōu)化。進一步的，誕生了變體飛行器這一嶄新的飛行器設(shè)計概念，使得飛行器的氣動布局能夠在不同的飛行階段主動發(fā)生改變，以期得到最優(yōu)的飛行品質(zhì)。
[0004]本發(fā)明基于變體飛行器的設(shè)計思想，在固定翼飛行器的基礎(chǔ)上，設(shè)計了一種旋轉(zhuǎn)尾翼式變體飛行器及相應(yīng)的變體飛行控制方法，通過改變尾翼布局實現(xiàn)了在一定飛行速度范圍內(nèi)對全機氣動焦點縱向位置的自動調(diào)整，可保證飛行器在整個飛行速度范圍內(nèi)的飛行性能均得到提升。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]針對固定翼飛行器在整個飛行包線內(nèi)氣動焦點位置變化劇烈的問題，本發(fā)明提出一種尾翼布局隨飛行速度可變的變體飛行器設(shè)計方案，其含有:機身-機翼、一對能夠繞和飛機機體縱軸平行的轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)的尾翼、控制上述尾翼旋轉(zhuǎn)的操縱機構(gòu)。上述尾翼和上述機身-機翼鉸接連接，所述尾翼的操縱機構(gòu)和所述尾翼連接控制其轉(zhuǎn)動。
[0006]所述旋轉(zhuǎn)尾翼的后緣帶有尾舵、控制尾舵偏轉(zhuǎn)的操縱機構(gòu)，上述尾舵和上述尾翼主體鉸接連接，所述尾舵的操縱機構(gòu)和所述尾舵連接控制其轉(zhuǎn)動。
[0007]所述尾翼在所述尾翼操縱機構(gòu)的拉動下可繞機體縱軸(0X軸)對稱偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)角定義為尾翼面與機體坐標(biāo)系XOY平面的夾角，右尾翼繞OX軸負向偏轉(zhuǎn)為正，左尾翼繞OX軸正向偏轉(zhuǎn)為正，如圖1所示。
[0008]所述尾翼的轉(zhuǎn)動區(qū)間為[-90°，90°]，在高速飛行時，尾翼向豎直方向偏轉(zhuǎn)，轉(zhuǎn)動區(qū)間為[-90°，-45°]、[45°，90°]，增加飛行器在高速飛行時的航向穩(wěn)定性;在低速飛行時，尾翼向水平方向偏轉(zhuǎn)，轉(zhuǎn)動區(qū)間[-45°，45°]，用于增大低速飛行時的飛機升力面面積、增加升力，同時增加低速飛行時的飛機俯仰穩(wěn)定性。
[0009]所述旋轉(zhuǎn)尾翼后緣的舵面在不同飛行速度下產(chǎn)生不同的控制作用。當(dāng)飛行速度很低時，尾翼偏轉(zhuǎn)角為0°，尾舵同向偏轉(zhuǎn)可產(chǎn)生俯仰通道操縱力矩，尾舵差動偏轉(zhuǎn)可產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)通道輔助操縱力矩；當(dāng)飛行速度很高時，尾翼偏轉(zhuǎn)角為90°時，尾舵同向偏轉(zhuǎn)可產(chǎn)生偏航通道操縱力矩，尾舵差動偏轉(zhuǎn)可產(chǎn)生俯仰通道的輔助操縱力矩；當(dāng)處于某一飛行速度范圍時，尾翼偏轉(zhuǎn)角隨飛行速度增加而增大，處于0°?90°之間，尾舵同向偏轉(zhuǎn)可產(chǎn)生俯仰通道操縱力矩，尾舵差動偏轉(zhuǎn)可產(chǎn)生偏航通道操縱力矩。
[0010]所設(shè)計變體飛行器具有如下優(yōu)點:
[0011]優(yōu)點一:改善了飛行器在高速飛行時的航向穩(wěn)定性。隨著飛行速度增加，尾翼向豎直方向旋轉(zhuǎn)，增加了飛行器在高速飛行時的航向穩(wěn)定性。
[0012]優(yōu)點二:改善了飛行器在低速飛行時的升力特性和俯仰穩(wěn)定性。隨著飛行速度減小，尾翼向水平方向旋轉(zhuǎn)，增大了低速飛行時的飛機升力面面積、增加升力，同時增加低速飛行時的飛機俯仰穩(wěn)定性。
【附圖說明】
[0013]圖1為本發(fā)明所述旋轉(zhuǎn)尾翼式變體飛行器結(jié)構(gòu)圖。
[0014]圖中:10.機身-機翼，20.尾翼。
[0015]圖2為本發(fā)明所述旋轉(zhuǎn)尾翼式變體飛行器尾翼及尾翼操縱機構(gòu)圖。
[0016]圖中:21.尾翼主體，22.尾翼轉(zhuǎn)軸，23.尾舵。
【具體實施方式】
[0017]下面將本發(fā)明結(jié)合附圖1、附圖2中的實施例作進一步描述:
[0018]本發(fā)明結(jié)構(gòu)如圖1、圖2所示。本實施方式的變體飛行器包括機身-機翼(10)、一對能夠繞和飛機機體縱軸(0X軸)平行的轉(zhuǎn)軸(22)旋轉(zhuǎn)的尾翼(20)、控制上述尾翼旋轉(zhuǎn)的操縱機構(gòu)。所述尾翼包括左尾翼、右尾翼。所述機身-機翼的尾部左右各安裝有一對叉耳，分別與所述左尾翼、所述右尾翼上的一對叉耳對接，然后通過銷軸固定構(gòu)成尾翼轉(zhuǎn)軸。所述尾翼和所述機身-機翼鉸接連接，所述尾翼的操縱機構(gòu)和所述尾翼連接控制其轉(zhuǎn)動。
[0019]所述尾翼(20)包括尾翼主體(21)、尾翼后緣的尾舵(23)、控制尾舵偏轉(zhuǎn)的操縱機構(gòu)。上述尾舵和上述尾翼主體鉸接連接，所述尾舵的操縱機構(gòu)和所述尾舵連接控制其轉(zhuǎn)動。
[0020]所述尾翼的轉(zhuǎn)動區(qū)間為[-90°，90°]，在高速飛行時，尾翼向豎直方向偏轉(zhuǎn)，轉(zhuǎn)動區(qū)間為[-90°，-45°]、[45°，90°]，增加飛行器在高速飛行時的航向穩(wěn)定性;在低速飛行時，尾翼向水平方向偏轉(zhuǎn)，轉(zhuǎn)動區(qū)間[-45°，45°]，用于增大低速飛行時的飛機升力面面積、增加升力，同時增加低速飛行時的飛機俯仰穩(wěn)定性。
[0021]所述旋轉(zhuǎn)尾翼后緣的舵面在不同飛行速度下產(chǎn)生不同的控制作用。當(dāng)飛行速度很低時，尾翼偏轉(zhuǎn)角為0°，尾舵同向偏轉(zhuǎn)可產(chǎn)生俯仰通道操縱力矩，尾舵差動偏轉(zhuǎn)可產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)通道輔助操縱力矩；當(dāng)飛行速度很高時，尾翼偏轉(zhuǎn)角為90°時，尾舵同向偏轉(zhuǎn)可產(chǎn)生偏航通道操縱力矩，尾舵差動偏轉(zhuǎn)可產(chǎn)生俯仰通道的輔助操縱力矩；當(dāng)處于某一飛行速度范圍時，尾翼偏轉(zhuǎn)角隨飛行速度增加而增大，處于0°?90°之間，尾舵同向偏轉(zhuǎn)可產(chǎn)生俯仰通道操縱力矩，尾舵差動偏轉(zhuǎn)可產(chǎn)生偏航通道操縱力矩。
[0022]以上所述的具體實施方法，對本發(fā)明的目的、技術(shù)方案和有益效果進行了詳細說明，所應(yīng)理解的是，以上所述僅為本發(fā)明的【具體實施方式】而已，并不用于限定本發(fā)明的保護范圍，凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所做的任何修改、等同替換、改進等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項】
1.一種旋轉(zhuǎn)尾翼式變體飛行器，其特征在于，含有:機身-機翼、一對能夠繞和飛機機體縱軸(OX軸)平行的轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)的尾翼、控制上述尾翼旋轉(zhuǎn)的操縱機構(gòu)，上述尾翼和上述機身-機翼鉸接連接，所述尾翼的操縱機構(gòu)和所述尾翼連接控制其轉(zhuǎn)動，如圖1所示。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一對旋轉(zhuǎn)尾翼，其特征在于，含有:尾翼主體、尾翼后緣的尾舵、控制尾舵偏轉(zhuǎn)的操縱機構(gòu)，上述尾舵和上述尾翼主體鉸接連接，所述尾舵的操縱機構(gòu)和所述尾舵連接控制其轉(zhuǎn)動。3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一對旋轉(zhuǎn)尾翼，其特征在于，轉(zhuǎn)動區(qū)間為[-90°，90°]，在高速飛行時，尾翼向豎直方向偏轉(zhuǎn)，轉(zhuǎn)動區(qū)間為[-90°，-45°]、[45°，90°]，增加飛行器在高速飛行時的航向穩(wěn)定性;在低速飛行時，尾翼向水平方向偏轉(zhuǎn)，轉(zhuǎn)動區(qū)間[-45°，45°]，用于增大低速飛行時的飛機升力面面積、增加升力，同時增加低速飛行時的飛機俯仰穩(wěn)定性。4.根據(jù)權(quán)利要求2所述的尾翼后緣的尾舵，其特征在于:尾翼偏轉(zhuǎn)角為0°時，尾舵同向偏轉(zhuǎn)可產(chǎn)生俯仰通道操縱力矩，尾舵差動偏轉(zhuǎn)可產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)通道輔助操縱力矩;尾翼偏轉(zhuǎn)角在0°?90°之間時，尾舵同向偏轉(zhuǎn)可產(chǎn)生俯仰通道操縱力矩，尾舵差動偏轉(zhuǎn)可產(chǎn)生偏航通道操縱力矩;尾翼偏轉(zhuǎn)角為90°時，尾舵同向偏轉(zhuǎn)可產(chǎn)生偏航通道操縱力矩，尾舵差動偏轉(zhuǎn)可產(chǎn)生俯仰通道的輔助操縱力矩。
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種旋轉(zhuǎn)尾翼式變體飛行器，屬于飛行器設(shè)計領(lǐng)域，其特征在于，含有：機身-機翼、一對能夠繞和飛機機體縱軸平行的轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)的尾翼、控制上述尾翼旋轉(zhuǎn)的操縱機構(gòu)。上述尾翼和上述機身-機翼鉸接連接，所述尾翼的操縱機構(gòu)和所述尾翼連接控制其轉(zhuǎn)動。所述旋轉(zhuǎn)尾翼包括尾翼主體、尾翼后緣的尾舵、控制尾舵偏轉(zhuǎn)的操縱機構(gòu)。所述旋轉(zhuǎn)尾翼轉(zhuǎn)動區(qū)間為[-90°，90°]，尾翼后緣帶有尾舵。在高速飛行時，尾翼向豎直方向偏轉(zhuǎn)，轉(zhuǎn)動區(qū)間為[-90°，-45°]、[45°，90°]，增加飛行器在高速飛行時的航向穩(wěn)定性；在低速飛行時，尾翼向水平方向偏轉(zhuǎn)，轉(zhuǎn)動區(qū)間[-45°，45°]，用于增大低速飛行時的飛機升力面面積、增加升力，同時增加低速飛行時的飛機俯仰穩(wěn)定性。
【IPC分類】B64C5/10, B64C9/00
【公開號】CN105667764
【申請?zhí)枴緾N201610126097
【發(fā)明人】鄧冠柔
【申請人】鄧冠柔
【公開日】2016年6月15日
【申請日】2016年3月7日