一種可縱橫變向飛行的飛機(jī)的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本實(shí)用新型屬于飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域，涉及一種可在空中實(shí)現(xiàn)縱向、橫向變向飛行的飛機(jī)。
【背景技術(shù)】
[0002]飛機(jī)在執(zhí)行不同的飛行任務(wù)時(shí)對(duì)飛行性能有不同的要求，而飛行性能與飛機(jī)的布局形式密切相關(guān)。以一種固定的布局形式適應(yīng)各種飛行任務(wù)，則飛機(jī)在某一特定任務(wù)中通常不能實(shí)現(xiàn)最優(yōu)的飛行性能。一個(gè)典型的性能需求差異是:執(zhí)行巡航任務(wù)，要滿足大航程的要求，飛機(jī)應(yīng)具備高的升阻比；而執(zhí)行突防任務(wù)，要滿足大速度的要求，飛機(jī)應(yīng)具備小的阻力。在一種固定布局的飛機(jī)上，高的升阻比和小的阻力通常是存在根本矛盾的。因此，一類可在飛行過程中改變布局形式的飛機(jī)被設(shè)計(jì)出來解決這種矛盾。
[0003]目前，這類飛機(jī)中最為普遍應(yīng)用的是變后掠翼飛機(jī)，即在飛行過程中根據(jù)任務(wù)需要改變機(jī)翼的后掠角，例如美國(guó)的F-14艦載戰(zhàn)斗機(jī)和俄羅斯的圖-160戰(zhàn)略轟炸機(jī)等。變后掠翼飛機(jī)在機(jī)翼根部這一載荷最大位置布置轉(zhuǎn)軸和作動(dòng)機(jī)構(gòu)，付出了較大的重量和空間代價(jià)，抵消了一大部分由改變布局形式所帶來的收益。
[0004]另一種出現(xiàn)過的應(yīng)用是折疊機(jī)翼飛機(jī)，即在飛行過程中根據(jù)任務(wù)需要改變機(jī)翼外段的上反角，例如美國(guó)的XB - 70轟炸機(jī)。折疊機(jī)翼飛機(jī)在機(jī)翼中部設(shè)置轉(zhuǎn)軸并將內(nèi)外段機(jī)翼斷開，一方面影響機(jī)翼內(nèi)部整體油箱的布置，降低了飛機(jī)載油量，另一方面破壞了機(jī)翼表面的連續(xù)性，不利于飛機(jī)隱身的實(shí)現(xiàn)。
[0005]近年來出現(xiàn)的智能變體飛機(jī)方案多采用智能結(jié)構(gòu)材料和微驅(qū)動(dòng)技術(shù)，旨在使飛機(jī)在飛行過程中連續(xù)的改變飛機(jī)外形。但這種技術(shù)所依賴的結(jié)構(gòu)材料和驅(qū)動(dòng)器仍處于探索階段，多在小尺寸驗(yàn)證飛機(jī)上試驗(yàn)性應(yīng)用，尚無法滿足實(shí)際尺寸飛機(jī)的承力、壽命和可維護(hù)性要求。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]為解決高升阻比遠(yuǎn)程巡航和小阻力高速突防的矛盾，本實(shí)用新型提出一種可在空中實(shí)現(xiàn)縱向、橫向變向飛行的飛機(jī)，以低的設(shè)計(jì)代價(jià)和良好的工程實(shí)現(xiàn)性獲得由飛行中改變布局形式帶來的飛行性能提高。
[0007]本實(shí)用新型解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是:
[0008]一種可縱橫變向飛行的飛機(jī)，飛機(jī)由可繞法向軸相對(duì)旋轉(zhuǎn)90°的上下兩部分組成，上部分包括推進(jìn)艙和垂尾，下部分為翼身整合體，通過相對(duì)旋轉(zhuǎn)改變上部分縱軸與下部分橫軸的幾何相對(duì)關(guān)系實(shí)現(xiàn)橫向飛行和縱向飛行。
[0009]飛機(jī)遠(yuǎn)程巡航時(shí)采用橫向飛行，上部分縱軸與下部分橫軸垂直，飛機(jī)布局具有大的展弦比。飛機(jī)高速突防時(shí)采用縱向飛行，上部分縱軸與下部分橫軸平行，飛機(jī)布局具有小的橫載面積。
[0010]所述推進(jìn)艙的外形為六面體，橫截面為上窄下寬等腰梯形，前后端面平行后掠，前端面布置進(jìn)氣格柵，內(nèi)部安裝噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，下部通過環(huán)型座圈與所述翼身整合體連接并相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)。
[0011]所述垂尾位于推進(jìn)艙后上部，包括對(duì)稱外傾的左垂尾和右垂尾，左垂尾和右垂尾采用后掠的前緣與后緣，并在后緣布置方向舵。
[0012]所述翼身整合體的平面形狀為前后窄左右寬的四角形前后切尖，前后左右鏡面對(duì)稱，在前端布置橫飛前升降舵并在其外側(cè)布置縱飛左全動(dòng)翼尖，在后端布置橫飛后升降舵并在其外側(cè)布置縱飛右全動(dòng)翼尖，在左端布置縱飛后升降舵并在其外側(cè)布置橫飛左全動(dòng)翼尖，在右端布置縱飛前升降舵并在其外側(cè)布置橫飛右全動(dòng)翼尖。
[0013]飛機(jī)橫向飛行時(shí)由橫飛前升降舵和橫飛后升降舵控制俯仰姿態(tài)，由橫飛左全動(dòng)翼尖和橫飛右全動(dòng)翼尖控制滾轉(zhuǎn)姿態(tài)，由方向舵控制偏航姿態(tài)。
[0014]飛機(jī)縱向飛行時(shí)由縱飛前升降舵和縱飛后升降舵控制俯仰姿態(tài)，由縱飛左全動(dòng)翼尖和縱飛右全動(dòng)翼尖控制滾轉(zhuǎn)姿態(tài)，由方向舵控制偏航姿態(tài)。
[0015]本實(shí)用新型的有益效果是，使用現(xiàn)有飛機(jī)材料和工藝即可實(shí)現(xiàn)在飛行中根據(jù)任務(wù)需要改變布局形式，獲得更優(yōu)的遠(yuǎn)程巡航和高速突防飛行性能，重量和空間代價(jià)小，未破壞表面連續(xù)性，便于內(nèi)部布置，有利于隱身的實(shí)現(xiàn)。
【附圖說明】
[0016]下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本實(shí)用新型進(jìn)一步說明。
[0017]圖1是本實(shí)用新型的橫向飛行立體視圖。
[0018]圖2是本實(shí)用新型的縱向飛行立體視圖。
[0019]圖3是本實(shí)用新型的橫向飛行前視圖。
[0020]圖4是本實(shí)用新型的橫向飛行左視圖。
[0021]圖5是本實(shí)用新型的橫向飛行底視圖。
[0022]圖6是本實(shí)現(xiàn)新型的縱向、橫向飛行轉(zhuǎn)換驅(qū)動(dòng)體系。
【具體實(shí)施方式】
[0023]在圖1中，飛機(jī)由可繞法向軸6相對(duì)旋轉(zhuǎn)90°的上下兩部分組成，上部分包括推進(jìn)艙I和垂尾2，下部分為翼身整合體3，通過相對(duì)旋轉(zhuǎn)改變上部分縱軸5與下部分橫軸4的幾何相對(duì)關(guān)系實(shí)現(xiàn)橫向飛行和縱向飛行。
[0024]如圖1所示，飛機(jī)遠(yuǎn)程巡航時(shí)采用橫向飛行，上部分縱軸5與下部分橫軸4垂直，飛機(jī)布局具有大的展弦比，從而獲得高的升阻比。如圖2所示，飛機(jī)高速突防時(shí)采用縱向飛行，上部分縱軸5與下部分橫軸4平行，飛機(jī)布局具有小的橫載面積，從而獲得小的阻力。
[0025]如圖2所示，所述推進(jìn)艙I的外形為六面體，前端面布置進(jìn)氣格柵7，下部通過環(huán)型座圈8與所述翼身整合體3連接并相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)。如圖3所示，推進(jìn)艙(I)的橫截面為上窄下寬等腰梯形。如圖4所示，推進(jìn)艙I的前后端面平行后掠，內(nèi)部安裝噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)9。
[0026]如圖2所示，所述垂尾2位于推進(jìn)艙I后上部，包括對(duì)稱外傾的左垂尾和右垂尾，左垂尾和右垂尾采用后掠的前緣與后緣。如圖4所示，在后緣布置方向舵10。
[0027]如圖5所示，所述翼身整合體3的平面形狀為前后窄左右寬的四角形前后切尖，前后左右鏡面對(duì)稱，在前端布置橫飛前升降舵11并在其外側(cè)布置縱飛左全動(dòng)翼尖12，在后端布置橫飛后升降舵15并在其外側(cè)縱飛右全動(dòng)翼尖16，在左端布置縱飛后升降舵13并在其外側(cè)布置橫飛左全動(dòng)翼尖14，在右端布置縱飛前升降舵17并在其外側(cè)布置橫飛右全動(dòng)翼尖18。
[0028]如圖5所示，飛機(jī)橫向飛行時(shí)由繞橫飛前升降舵轉(zhuǎn)軸19上下偏轉(zhuǎn)的橫飛前升降舵11和繞后升降舵轉(zhuǎn)軸23上下偏轉(zhuǎn)的橫飛后升降舵15控制俯仰姿態(tài)，由繞橫飛左全動(dòng)翼尖轉(zhuǎn)軸22上下偏轉(zhuǎn)的橫飛左全動(dòng)翼尖14和繞橫飛右全動(dòng)翼尖轉(zhuǎn)軸26上下偏轉(zhuǎn)的橫飛右全動(dòng)翼尖18控制滾轉(zhuǎn)姿態(tài)，由方向舵10控制偏航姿態(tài)。飛機(jī)縱向飛行時(shí)由繞縱飛前升降舵轉(zhuǎn)軸25上下偏轉(zhuǎn)的縱飛前升降舵17和繞縱飛后升降舵轉(zhuǎn)軸21上下偏轉(zhuǎn)的縱飛后升降舵13控制俯仰姿態(tài)，由繞縱飛左全動(dòng)翼尖轉(zhuǎn)軸20上下偏轉(zhuǎn)的縱飛左全動(dòng)翼尖12和繞縱飛右全動(dòng)翼尖轉(zhuǎn)軸24上下偏轉(zhuǎn)的縱飛右全動(dòng)翼尖16控制滾轉(zhuǎn)姿態(tài)，由方向舵10控制偏航姿態(tài)。
[0029]如圖6所示，飛機(jī)縱向飛行與橫向飛行的轉(zhuǎn)換由噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)9輸出軸功率，驅(qū)動(dòng)旋轉(zhuǎn)作動(dòng)軸27驅(qū)動(dòng)所述推進(jìn)艙I與翼身整合體3通過環(huán)型座圈8繞法向軸6相對(duì)旋轉(zhuǎn)90°實(shí)現(xiàn)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種可縱橫變向飛行的飛機(jī)，其特征是，飛機(jī)由可繞法向軸相對(duì)旋轉(zhuǎn)90°的上下兩部分組成，上部分包括推進(jìn)艙和垂尾，下部分為翼身整合體，通過相對(duì)旋轉(zhuǎn)改變上部分縱軸與下部分橫軸的幾何相對(duì)關(guān)系實(shí)現(xiàn)橫向飛行和縱向飛行。
2.如權(quán)利要求1所述的一種可縱橫變向飛行的飛機(jī)，其特征是，飛機(jī)遠(yuǎn)程巡航時(shí)采用橫向飛行，上部分縱軸與下部分橫軸垂直，飛機(jī)布局具有大的展弦比；飛機(jī)高速突防時(shí)采用縱向飛行，上部分縱軸與下部分橫軸平行，飛機(jī)布局具有小的橫載面積。
3.如權(quán)利要求2所述的一種可縱橫變向飛行的飛機(jī)，其特征是，所述推進(jìn)艙的外形為六面體，橫截面為上窄下寬等腰梯形，前后端面平行后掠，前端面布置進(jìn)氣格柵，內(nèi)部安裝噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，下部通過環(huán)型座圈與所述翼身整合體連接并相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)。
4.如權(quán)利要求2所述的一種可縱橫變向飛行的飛機(jī)，其特征是，所述垂尾位于推進(jìn)艙后上部，包括對(duì)稱外傾的左垂尾和右垂尾，左垂尾和右垂尾采用后掠的前緣與后緣，并在后緣布置方向舵。
5.如權(quán)利要求2所述的一種可縱橫變向飛行的飛機(jī)，其特征是，所述翼身整合體的平面形狀為前后窄左右寬的四角形前后切尖，前后左右鏡面對(duì)稱，在前端布置橫飛前升降舵并在其外側(cè)布置縱飛左全動(dòng)翼尖，在后端布置橫飛后升降舵并在其外側(cè)布置縱飛右全動(dòng)翼尖，在左端布置縱飛后升降舵并在其外側(cè)布置橫飛左全動(dòng)翼尖，在右端布置縱飛前升降舵并在其外側(cè)布置橫飛右全動(dòng)翼尖。
6.如權(quán)利要求1-5之一所述的一種可縱橫變向飛行的飛機(jī)，其特征是，飛機(jī)橫向飛行時(shí)由橫飛前升降舵和橫飛后升降舵控制俯仰姿態(tài)，由橫飛左全動(dòng)翼尖和橫飛右全動(dòng)翼尖控制滾轉(zhuǎn)姿態(tài)，由方向舵控制偏航姿態(tài)。
7.如權(quán)利要求1-5之一所述的一種可縱橫變向飛行的飛機(jī)，其特征是，飛機(jī)縱向飛行時(shí)由縱飛前升降舵和縱飛后升降舵控制俯仰姿態(tài)，由縱飛左全動(dòng)翼尖和縱飛右全動(dòng)翼尖控制滾轉(zhuǎn)姿態(tài)，由方向舵控制偏航姿態(tài)。
【專利摘要】本實(shí)用新型屬于飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域，涉及一種可在空中實(shí)現(xiàn)縱向、橫向變向飛行的飛機(jī)。一種可縱橫變向飛行的飛機(jī)，飛機(jī)由可繞法向軸相對(duì)旋轉(zhuǎn)90°的上下兩部分組成，上部分包括推進(jìn)艙和垂尾，下部分為翼身整合體，通過相對(duì)旋轉(zhuǎn)改變上部分縱軸與下部分橫軸的幾何相對(duì)關(guān)系實(shí)現(xiàn)橫向飛行和縱向飛行。本實(shí)用新型的有益效果是，使用現(xiàn)有飛機(jī)材料和工藝即可實(shí)現(xiàn)在飛行中根據(jù)任務(wù)需要改變布局形式，獲得更優(yōu)的遠(yuǎn)程巡航和高速突防飛行性能，重量和空間代價(jià)小，未破壞表面連續(xù)性，便于內(nèi)部布置，有利于隱身的實(shí)現(xiàn)。
【IPC分類】B64C1-00
【公開號(hào)】CN204310029
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201420760684
【發(fā)明人】史文卿, 張雷, 孫學(xué)柳, 金曦, 崔軍
【申請(qǐng)人】成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所
【公開日】2015年5月6日
【申請(qǐng)日】2014年12月5日