飛翼布局的橫航向控制系統(tǒng)及橫航向控制方法
【專利摘要】飛翼布局的橫航向控制系統(tǒng)及橫航向控制方法。對于飛翼布局的飛機(jī)，當(dāng)由于卻掉了立尾和平尾，飛行效率顯著提高、同時具有低的可探測性能，但其橫航向的控制能力較差，現(xiàn)有采用差動襟副翼、全動翼梢、機(jī)翼內(nèi)外側(cè)擾流板等飛翼布局的橫向控制方法控制效率低下、操縱復(fù)雜，因而機(jī)動性較差，制約了飛翼布局飛機(jī)的發(fā)展和使用。本發(fā)明的組成包括:飛翼布局飛機(jī)（1），可活動的機(jī)頭舵面（2），所述的可活動機(jī)頭舵面是扁平形機(jī)頭，所述的可活動機(jī)頭舵面與所述的飛翼布局飛機(jī)的機(jī)體通過內(nèi)部驅(qū)動機(jī)構(gòu)連接。本發(fā)明用于飛翼布局飛機(jī)的橫航向控制。
【專利說明】飛翼布局的橫航向控制系統(tǒng)及橫航向控制方法
[0001]【技術(shù)領(lǐng)域】:
本發(fā)明涉及一種飛翼布局的橫航向控制系統(tǒng)及橫航向控制方法。
[0002]【背景技術(shù)】:
從飛機(jī)的發(fā)展與演變來看，為提高飛機(jī)的燃油效率，獲得高的升阻比，飛翼布局是最好的飛機(jī)外形選擇。飛翼布局飛機(jī)將機(jī)身和機(jī)翼有機(jī)的結(jié)合在一起，并且取消了垂尾和平尾，使其具有外形平緩光滑、氣動效率極高而可探測性又很低的獨(dú)特優(yōu)勢。國外公開的資料表明飛翼布局的最大升阻比可達(dá)到25?30，而傳統(tǒng)布局的大展弦比民用飛機(jī)其升阻比一般在17?20左右；同時由于去掉了尾翼部件可降低飛機(jī)的結(jié)構(gòu)重量5%以上，少了垂直尾翼和平尾部件又可減阻10%左右(降低了摩擦阻力和部件干擾阻力)。從而可使飛機(jī)的直接使用成本(DOC)降低30%以上，同時能大幅提高飛行器的續(xù)航時間、航程和有效載荷，可大大提高飛機(jī)的氣動效率。
[0003]飛翼布局飛機(jī)有上述諸多優(yōu)點(diǎn)，但其缺點(diǎn)也非常明顯，由于沒有常規(guī)的平尾和垂尾，橫航向處于中立靜穩(wěn)定甚至不穩(wěn)定，在超聲速飛行時表現(xiàn)尤為明顯。飛機(jī)在空中保持穩(wěn)定飛行需要保持六自由度的力和力矩的平衡，當(dāng)需要改變飛機(jī)姿態(tài)時，比如進(jìn)行轉(zhuǎn)彎或俯仰時則通過操縱舵面偏轉(zhuǎn)一定角度來產(chǎn)生氣動力，該氣動力繞飛機(jī)重心產(chǎn)生力矩來進(jìn)行改變姿態(tài)，當(dāng)達(dá)到某一姿態(tài)時繞飛機(jī)重心的力和力矩重新達(dá)到平衡。正常式布局的傳統(tǒng)飛機(jī)在轉(zhuǎn)彎時是利用機(jī)翼副翼的偏轉(zhuǎn)來產(chǎn)生繞飛機(jī)縱軸的滾轉(zhuǎn)力矩，同時利用方向舵的偏轉(zhuǎn)來平衡由于側(cè)滑帶來的航向不利力矩，從而實(shí)現(xiàn)快速的方向控制。而飛翼布局由于沒有立尾和平尾，因而其橫航向穩(wěn)定性和操縱特性較差，在遇有高速側(cè)風(fēng)的情況下，有導(dǎo)致飛機(jī)橫滾和進(jìn)入尾旋的危險(xiǎn)。
[0004]目前飛翼布局主要的橫航向控制方法有利用機(jī)翼上的俯仰襟翼、升降副翼、內(nèi)外側(cè)擾流板、’蛤殼式’裝置、內(nèi)外側(cè)前緣襟翼、全動翼尖、差動前緣襟翼、開縫式擾流板、折流板、可收放方向舵以及下表面擾流板等相互耦合產(chǎn)生的側(cè)向力和力矩來進(jìn)行橫航向控制，或利用頭部的非對稱邊條、邊條開縫等產(chǎn)生的微弱非對稱側(cè)向力來進(jìn)行飛翼布局飛機(jī)的橫航向控制，由于機(jī)翼本身離重心位置近，導(dǎo)致對飛機(jī)的控制方法復(fù)雜和效率低下。
[0005]飛翼布局由于去掉了垂尾，飛翼布局飛機(jī)具有較高的隱身性能和高的升阻比(飛行效率高)，然而其付出的代價是嚴(yán)重的航向穩(wěn)定性和橫航向控制問題。傳統(tǒng)飛機(jī)在轉(zhuǎn)彎時首先是利用方向舵的偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生一個側(cè)向力和偏航力矩，同時利用副翼產(chǎn)生一個有利滾轉(zhuǎn)力矩的耦合來實(shí)現(xiàn)快速的方向控制，飛翼布局由于沒有立尾和平尾，同時襟副翼距離重心位置較近，因而其橫航向操縱特性較差。
[0006]上述飛翼布局飛機(jī)的橫航向控制方法要么舵面耦合復(fù)雜、飛行控制律設(shè)計(jì)困難，要么控制效率較低，導(dǎo)致飛機(jī)的機(jī)動性較差，因而現(xiàn)有飛翼布局主要應(yīng)用在對地攻擊和轟炸機(jī)類飛機(jī)上。
[0007]對于飛翼布局的飛機(jī)，當(dāng)由于卻掉了立尾和平尾，飛行效率顯著提高、同時具有低的可探測性能，但其橫航向的控制能力較差，現(xiàn)有采用差動襟副翼、全動翼梢、機(jī)翼內(nèi)外側(cè)擾流板等飛翼布局的橫向控制方法控制效率低下、操縱復(fù)雜，因而機(jī)動性較差，制約了飛翼布局飛機(jī)的發(fā)展和使用。
[0008]
【發(fā)明內(nèi)容】
:
本發(fā)明的目的是提供一種飛翼布局的橫航向控制系統(tǒng)及橫航向控制方法。
[0009]上述的目的通過以下的技術(shù)方案實(shí)現(xiàn):
一種飛翼布局的橫航向控制系統(tǒng)，其組成包括:飛翼布局飛機(jī)，可活動的機(jī)頭舵面，所述的可活動機(jī)頭舵面是扁平形機(jī)頭，所述的可活動機(jī)頭舵面與所述的飛翼布局飛機(jī)的機(jī)體通過內(nèi)部驅(qū)動機(jī)構(gòu)連接。
[0010]一種飛翼布局的橫航向控制系統(tǒng)的橫航向控制方法，可活動機(jī)頭舵面利用內(nèi)部驅(qū)動機(jī)構(gòu)繞機(jī)身縱軸左右側(cè)、左下側(cè)、左上側(cè)、右下側(cè)、右上側(cè)偏轉(zhuǎn)或旋轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)時在飛機(jī)頭部兩側(cè)產(chǎn)生非對稱流動從而產(chǎn)生側(cè)向力，同時該側(cè)向力相對于飛機(jī)的重心較遠(yuǎn)，利用所述的飛機(jī)頭部產(chǎn)生的側(cè)向力繞飛機(jī)重心所形成的橫航向控制力矩，實(shí)現(xiàn)對飛翼布局飛機(jī)高效的橫航向控制。
[0011]有益效果:
1.本發(fā)明提高飛翼布局飛機(jī)的橫航向控制能力，增強(qiáng)飛翼布局飛機(jī)的機(jī)動性，利用機(jī)頭的微偏轉(zhuǎn)主動地在飛翼布局的頭部產(chǎn)生非對稱流動來實(shí)現(xiàn)飛翼布局的橫航向控制的氣動力新方法，將飛翼布局的扁平頭部設(shè)計(jì)成可左右、左下側(cè)或右下側(cè)偏轉(zhuǎn)的活動舵面，其偏轉(zhuǎn)時在飛機(jī)頭部兩側(cè)產(chǎn)生非對稱流動從而產(chǎn)生側(cè)向力，可實(shí)現(xiàn)飛翼布局飛機(jī)的直接力控制和產(chǎn)生橫航向控制力矩。
[0012]由于現(xiàn)有飛機(jī)的發(fā)動機(jī)越來越重，飛機(jī)的重心越來越靠后，飛機(jī)的頭部距重心較遠(yuǎn)，力臂較長，本發(fā)明具有較高的橫航向控制效率。本發(fā)明的使用不僅限于圖1中所示的飛翼式布局飛機(jī)，也適用于重心較靠后的高速飛行的彈體的橫航向控制。舵面形狀不限于圖1中所示，可根據(jù)實(shí)際需要，利用該氣動力方法進(jìn)行設(shè)計(jì)和調(diào)整。
[0013]【專利附圖】

【附圖說明】:
附圖1是本發(fā)明的飛翼布局飛機(jī)將頭部偏轉(zhuǎn)作為橫航向控制舵面的偏轉(zhuǎn)示意圖。
[0014]附圖2是本發(fā)明的可活動機(jī)頭舵面的一種形式的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0015]【具體實(shí)施方式】:
實(shí)施例1:
一種飛翼布局的橫航向控制系統(tǒng)，其組成包括:飛翼布局飛機(jī)1，可活動的機(jī)頭舵面2，所述的可活動機(jī)頭舵面是扁平形機(jī)頭，所述的可活動機(jī)頭舵面與所述的飛翼布局飛機(jī)的機(jī)體通過內(nèi)部驅(qū)動機(jī)構(gòu)連接。
[0016]實(shí)施例2:
根據(jù)實(shí)施例1上述的飛翼布局的橫航向控制系統(tǒng)的橫航向控制方法，可活動機(jī)頭舵面利用內(nèi)部驅(qū)動機(jī)構(gòu)繞機(jī)身縱軸左右側(cè)、左下側(cè)、左上側(cè)、右下側(cè)、右上側(cè)偏轉(zhuǎn)或旋轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)時在飛機(jī)頭部兩側(cè)產(chǎn)生非對稱流動從而產(chǎn)生側(cè)向力，同時該側(cè)向力相對于飛機(jī)的重心較遠(yuǎn)，利用所述的飛機(jī)頭部產(chǎn)生的側(cè)向力繞飛機(jī)重心所形成的橫航向控制力矩，實(shí)現(xiàn)對飛翼布局飛機(jī)高效的橫航向控制。
[0017]實(shí)施例3:
所述的飛翼布局的橫航向控制系統(tǒng)，圖1中A-A為機(jī)頭舵面與機(jī)體過渡融合段，A-A前段為可活動頭部舵面，頭部舵面利用內(nèi)部驅(qū)動機(jī)構(gòu)可繞機(jī)身縱軸OX實(shí)現(xiàn)左右側(cè)、左下側(cè)、左上側(cè)、右下側(cè)、右上側(cè)偏轉(zhuǎn)或旋轉(zhuǎn)，頭部形式根據(jù)飛機(jī)布局具體確定，主要是受頭部舵面B與整個機(jī)體的光順融合及飛機(jī)的隱身約束等。當(dāng)頭部舵面B繞機(jī)身縱軸OX偏轉(zhuǎn)或旋轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)對飛機(jī)的橫航向控制。頭部舵面的長度L和偏轉(zhuǎn)角度根據(jù)飛機(jī)的大小以及機(jī)動所需偏轉(zhuǎn)力矩來設(shè)計(jì)。利用機(jī)頭的非對稱流動產(chǎn)生的側(cè)向力和頭部距重心較遠(yuǎn)的特點(diǎn)，即使較小的側(cè)向力，也能夠產(chǎn)生足夠的橫航向控制力矩，從而實(shí)現(xiàn)對飛翼布局飛機(jī)高效的橫航向控制。
【權(quán)利要求】
1.一種飛翼布局的橫航向控制系統(tǒng)，其組成包括:飛翼布局飛機(jī)，可活動的機(jī)頭舵面，其特征是:所述的可活動機(jī)頭舵面是扁平形機(jī)頭，所述的可活動機(jī)頭舵面與所述的飛翼布局飛機(jī)的機(jī)體通過內(nèi)部驅(qū)動機(jī)構(gòu)連接。
2.—種權(quán)利要求1所述的飛翼布局的橫航向控制系統(tǒng)的橫航向控制方法，其特征是:可活動機(jī)頭舵面利用內(nèi)部驅(qū)動機(jī)構(gòu)繞機(jī)身縱軸左右側(cè)、左下側(cè)、左上側(cè)、右下側(cè)、右上側(cè)偏轉(zhuǎn)或旋轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)時在飛機(jī)頭部兩側(cè)產(chǎn)生非對稱流動從而產(chǎn)生側(cè)向力，同時該側(cè)向力相對于飛機(jī)的重心較遠(yuǎn)，利用所述的飛機(jī)頭部產(chǎn)生的側(cè)向力繞飛機(jī)重心所形成的橫航向控制力矩，實(shí)現(xiàn)對飛翼布局飛機(jī)高效的橫航向控制。
【文檔編號】B64C9/00GK103523223SQ201310515066
【公開日】2014年1月22日 申請日期:2013年10月28日 優(yōu)先權(quán)日:2013年10月28日
【發(fā)明者】蔣增, 劉鐵中, 杜希奇, 秦加成, 王振果, 高恩和 申請人:中國航空工業(yè)集團(tuán)公司哈爾濱空氣動力研究所