专利名称：一种无尾飞机的组合舵面的制作方法
技术领域：
本发明涉及无尾翼身融合飞机航向操纵舵面的设计，具体是一种无尾飞机的组合舵面。
背景技术：
无尾翼身融合飞机，相比于常规飞机，由于其取消了平尾、升降舵、垂尾、方向舵等部件，加之采用扁平升力体机身设计，机翼机身光滑融合，从而大大减小了浸湿面积，降低了全机阻力，具有很高的气动效率。无尾翼身融合飞机将成为以低油耗、低排放、低噪音等为主要设计目标的未来新一代大型旅客机理想的气动布局形式。无尾翼身融合飞机设计的最大挑战在于其取消传统的垂尾设计后所带来的航向稳定性和航向控制问题。为实现飞机的航向操控，协调滚转机动，抵御着陆侧风及缓解非对称载荷，实现全飞行包线飞行可控，并达到满意的飞行品质，无尾布局需要新型航向操纵舵面来代替传统垂尾方向舵的功能，且必须保证能产生足够的偏航操纵力矩。目前，实现无尾飞机航向操纵的主要手段是在机翼上布置阻力类舵面，如开裂式方向舵、嵌入式舵面、全动翼尖等。其中，嵌入式舵面具有结构简单、响应迅速、维护方便、航向操纵效率较高、布置于上翼面利于隐身等优点，是一种较为理想的航向操纵舵面。但是，使用嵌入式舵面进行航向控制，在较大的舵面偏度下，其耦合的滚转力矩往往很大，不利于完成转弯动作，尤其不能满足水平转弯和小坡度转弯需求；嵌入式舵面耦合的抬头俯仰力矩增量又进一步减小了无尾飞机的纵向静稳定性，增加了纵向配平负担。为减小或消除耦合滚转力矩及耦合俯仰力矩的不利影响，往往需要升降副翼、襟副翼、嵌入式舵面等众多舵面同时偏转才能达到满足要求的操纵性能，造成舵面控制律复杂，安全系数低等问题。因此，如何以尽量少的舵面配置来获取高航向操纵效率、低耦合滚转力矩以及有利的俯仰力矩特性，成为无尾翼身融合飞机设计的关键技术之一。
发明内容
为克服嵌入式舵面偏转进行航向操纵时带来大耦合滚转力矩和不利俯仰力矩的缺点，本发明提出了 一种无尾飞机的组合舵面。本发明包括嵌入式舵面和升降副翼。所述嵌入式舵面和升降副翼4的外形尺寸相同，均为平行四边形。所述构成嵌入式舵面和升降副翼的平行四边形外形的两个直边均与机身中轴线平行；所述嵌入式舵面和升降副翼的平行四边形外形的两个斜边均与所处机翼后缘平行。所述组合舵面中的嵌入式舵面和升降副翼处于机翼的同一展向位置，并且所述嵌入式舵面的位置靠近机翼前缘；所述升降副翼的位置靠近机翼后缘。升降副翼的后缘与机翼后缘重合。所述组合舵面中的嵌入式舵面的外侧直边距机身中轴线的展向距离Dl=O. 83L;所述组合舵面中的嵌入式舵面的内侧直边距机身中轴线的展向距离D2=0. 63L。嵌入式舵面的弦向长度D3和升降副翼的弦向长度D4分别为O. 3C，展向长度分别为O. 2L。嵌入式舵面与升降副翼的相邻的表面之间的间距D5为O. 1C。所述的L为飞机半展长，所述的C为组合舵面外侧前缘处m所在位置的机翼弦长。所述嵌入式舵面前缘的两端与固定在机翼上的铰链轴铰接，并能够绕该铰链轴偏转，偏转角度最大为90°。所述升降副翼的转轴安装在机翼内，升降副翼的前缘通过轴承安装在该转轴上，并能够绕该转轴做±30°偏转。当升降副翼的偏转角度为0°时，升降副翼与嵌入式舵面之间光滑过渡。本发明中，机身两侧的机翼上各布置有一组组合舵面，并且位于两侧机翼上的组合舵面相互对称。嵌入式舵面和升降副翼的两个直边平行于机身中轴线，两个斜边与所处机翼的后缘平行。升降副翼的前缘为圆弧状，以便其能绕转轴上下偏转。组合舵面中的嵌入式舵面和升降副翼处于机翼的同一展向位置。嵌入式舵面靠近机翼前缘安装；升降副翼靠近机翼后缘安装，升降副翼的后缘与机翼后缘重合。进行航向操纵时，向左偏航打开左侧组合舵面，向右偏航则打开右侧组合舵面。其中，组合舵面中的嵌入式舵面上偏，升降副翼下偏。采用组合舵面方案进行航向操纵，一方面可以通过组合舵面中的升降副翼来改变机翼弯度，增加升力，弥补嵌入式舵面打开造成的升力损失，从而减小或消除耦合滚转力矩。另一方面，组合舵面偏转后造成全机气动载荷分布发生变化，组合舵面中的升降副翼下偏使机翼后部气动载荷增加，将带来低头俯仰力矩增量，从而增加无尾布局的纵向静稳定性，且大大减轻了纵向配平负担。更重要的是，组合舵面方案能够有效利用其嵌入式舵面和升降副翼之间的干扰来增加分离流动区域，获得更大的阻力增量，从而大大提高了航向操纵效率。与现有技术相比较，本发明具有以下突出效果1.通过将嵌入式舵面和升降副翼构成组合舵面形式，明显提高了航向操纵效率。试验证明，当组合舵面中的嵌入式舵面上偏30°，升降副翼下偏30°时，其产生的偏航力矩较单独使用嵌入式舵面时增加了 30% 70%。2.有效减小了航向操纵时带来的耦合滚转力矩，降低了横向解耦难度。当组合舵面中的嵌入式舵面上偏30°，升降副翼下偏30°时，可基本消除耦合滚转力矩，获得纯航向操纵力矩，具备了自解耦能力，即不再需要其他舵面偏转来进行横向解耦，从而减少了舵面配置需要，简化了舵面控制律。3.增加了无尾飞机的纵向静稳定性。由于无尾布局飞机通常采用静不稳定设计，飞行时需要配平其抬头力矩。组合舵面中的升降副翼偏转后将改变机翼弯度，增加机翼后部的气动载荷，产生低头俯仰力矩增量，使得纵向静稳定性得以增加，也减轻了纵向配平负担。当组合舵面中的嵌入式舵面上偏30°，升降副翼下偏30°时，可实现主要飞行状态的纵向力矩配平，不再需要其他舵面偏转来参与纵向配平，从而减少了舵面配置需要，简化了舵面控制律。4.组合舵面中的嵌入式舵面和升降副翼偏转角度可视不同飞行阶段对偏航力矩和滚转力矩的不同需求合理调整。如需大的偏航力矩及小的耦合滚转力矩以便完成横航向机动动作，则可增加嵌入式舵面偏度，而适当减小升降副翼偏度；如需进行水平转弯机动，则可适当增加升降副翼偏度，减小嵌入式舵面偏度，以消除耦合滚转力矩。5.组合舵面方案增加了航向操纵冗余，提高了飞行安全性。如在组合舵面中的嵌入式舵面或升降副翼发生故障无法使用时，剩余的舵面可以与其他舵面如襟副翼等重新组合偏转来参与无尾飞机的纵横航向姿态控制。6.组合舵面具有良好的多功能属性。组合舵面既可单侧打开也可两侧打开，单侧打开时，可以完成航向操纵和抗侧风飞行；两侧对称打开时，在巡航飞行阶段，可以充当垂尾的功能，实现航向增稳；在起降阶段，可用于调节全机升阻力特性，改善起降性能。
附图1无尾翼身融合飞机全机俯视图；附图2无尾翼身融合飞机一侧俯视图；附图3组合舵面局部示意图；附图4带有组合舵面的机翼型面示意图；附图5组合舵面偏转示意图；附图6嵌入式舵面偏转局部放大图；附图7组合舵面与单独嵌入式舵面的偏航力矩比较；附图8组合舵面与单独嵌入式舵面的滚转力矩比较；附图9组合舵面与 单独嵌入式舵面及普通舵面不打开状态的俯仰力矩比较；附图10普通舵面不打开状态的流动形态；附图11单独嵌入式舵面的流动形态；附图12组合舵面的流动形态；附图13组合舵面与单独嵌入式舵面及普通舵面不打开状态的压力分布比较。其中1.机身中轴线；2.组合舵面；3.嵌入式舵面；4.升降副翼；5.机翼后缘；6.机翼前缘；7.嵌入式舵面外直边；8.嵌入式舵面内直边；9.升降副翼转轴；10.机翼型面；
11.机翼蒙皮；12.嵌入式舵面铰链轴；13.单独嵌入式舵面的偏航力矩；14.组合舵面的偏航力矩；15.单独嵌入式舵面的滚转力矩；16.组合舵面的滚转力矩；17.普通舵面不打开时的俯仰力矩；18.单独嵌入式舵面的俯仰力矩；19.组合舵面的俯仰力矩；20.普通舵面不打开时的压力分布；21·单独嵌入式舵面的压力分布；22·组合舵面的压力分布。L :无尾翼身融合飞机半展长；m :组合舵面外侧前缘；C :组合舵面外侧前缘m所在位置的机翼弦长；Dl :组合舵面外直边到机身中轴线的展向距离；D2 :组合舵面内直边到机身中轴线的展向距离；D3 :嵌入式舵面弦长；D4:升降副翼面弦长；D5 :嵌入式舵面与升降副翼相邻表面的间距；δ1:嵌入式舵面偏转角度；δ 2:升降副翼偏转角度；
t :嵌入式舵面厚度。
具体实施例方式下面结合附图对本发明作进一步的详细说明。无尾翼身融合飞机全机俯视图如图1所示。机身两侧的机翼分别布置有一组组合舵面2，并且所述位于两侧机翼上的组合舵面2相互对称。由于全机几何对称且舵面亦为对称布置，因此本发明仅以一侧加以描述，如图2所示。组合舵面2包括嵌入式舵面3和升降副翼4。所述嵌入式舵面3和升降副翼4的外形尺寸相同，均为平行四边形。所述构成嵌入式舵面3和升降副翼4的平行四边形外形的两个直边均与机身中轴线I平行；所述嵌入式舵面3和升降副翼4的平行四边形外形的两个斜边均与所处机翼后缘5平行。升降副翼4的前缘为圆弧状，与该升降副翼4前缘配合的机翼处亦为圆弧状，以方便该升降副翼4的偏转。所述组合舵面2中的嵌入式舵面3和升降副翼4处于机翼的同一展向位置，并且所述嵌入式舵面3靠近机翼前缘6安装；所述升降副翼4靠近机翼后缘5安装。升降副翼4的后缘与机翼后缘重合。所述组合舵面2中的嵌入式舵面3的外侧直边7距机身中轴线I的展向距离Dl=O. 83L;所述组合舵面2中的嵌入式舵面3的内侧直边8距机身中轴线I的展向距离D2=0. 63L。嵌入式舵面3的弦向长度D3和升降副翼4的弦向长度D4分别为O. 3C，展向长度分别为O. 2L。嵌入式舵面3与升降副翼4的相邻的表面之间的间距D5为O. 1C。所述的L为飞机半展长，所述的C为组合舵面2外侧前缘处m所在位置的机翼弦长。嵌入式舵面3和升降副翼4的型面均通过剖分原机翼型面10获得。当嵌入式舵面3在机翼上的弦向位置与展向位置确定后，通过切割机翼蒙皮11直接获得。嵌入式舵面的厚度t即为机翼蒙皮的厚度，使所述嵌入式舵面能够完全嵌入机翼内，且不会改变原机翼外形。嵌入式舵面3前缘的两端与固定在机翼上的铰链轴12铰接，并能够绕该铰链轴偏转，偏转角度最大为90°。当升降副翼4在机翼上的弦向位置与展向位置确定后，通过切割机翼直接获得。升降副翼4的前缘为圆弧状。升降副翼4的转轴9安装在机翼内，升降副翼4的前缘通过轴承安装在该转轴上，并能够绕该转轴做±30°偏转。当升降副翼4的偏转角度为0°时，升降副翼4与嵌入式舵面3之间光滑过渡。本实施例中，进行航向操纵时，组合舵面2中的嵌入式舵面3与升降副翼4将同时偏转。其中，嵌入式舵面3上偏，升降副翼4下偏，如图5所示。嵌入式舵面3与升降副翼4构成组合舵面后，由于两种舵面之间存在互相干扰，将形成有利的流动形态变化，扩大分离驻涡流区，增加阻力，从而产生更大的偏航力矩，提高航向操纵效率。组合舵面2中的升降副翼4下偏，将增加机翼弯度，弥补该侧由于嵌入式舵3打开后造成的机翼升力损失，从而根本上减小或消除耦合滚转力矩。另外，由于升降副翼4位于机翼后部，其下偏带来的机翼后加载效应，将产生低头俯仰力矩增量，从而增加静不稳定无尾飞机的纵向静稳定性，同时减轻纵向配平负担。嵌入式舵面3和升降副翼4的偏转角度以及打开方式可视不同飞行状态对升力、阻力、俯仰力矩、偏航力矩、滚转力矩等参数的具体需求进行相应调整，以便完成水平转弯、小坡度转弯、横航向机动、抗侧风飞行、改善起降性能等多种任务。利用计算流体力学仿真软件，验证了本发明的组合舵面具有高航向操纵效率、低耦合滚转力矩、增加纵向静稳定性的良好气动性能，飞行速度为马赫数O. 2。从图7偏航力矩对比可以看到，当组合舵面中的嵌入式舵面偏转角度δ1=30°、升降副翼偏转角度δ2=30°时，各攻角下产生的组合舵面的偏航力矩14相比于单独使用嵌入式舵面的偏航力矩13均有明显提高，视攻角不同分别增加30% 70%，从而显著提高了航向操纵效率。而图8滚转力矩对比则显示，组合舵面在提高航向操纵效率的同时，其耦合的组合舵面的滚转力矩16相比单独使用嵌入式舵面的滚转力矩15却大大降低了。嵌入式舵面偏转角度3 1=30°、升降副翼偏转角度δ2=30°时，该组合舵面偏度配置已经具备了完全消除耦合滚转力矩的能力，可获得纯航向控制力矩，实现了自解耦，这就减少了偏航操纵时的舵面配置需要，从而简化舵面控制律。图9俯仰力矩对比则清楚表明，单独使用嵌入式舵面时，单独嵌入式舵面的俯仰力矩18相比于普通舵面不打开时的俯仰力矩17产生了抬头的俯仰力矩增量，将增加无尾布局飞机的纵向静不稳定性，也增加了纵向配平负担。而使用组合舵面时，组合舵面的俯仰力矩19相比于单独嵌入式舵面的俯仰力矩18，带来了低头俯仰力矩增量，有利于增加无尾飞机的纵向静稳定性，同时减轻纵向配平负担。从上述分析可以看出，图7 图9三轴力矩的有利变化明确显示了组合舵面的突出优点高航向操纵效率、低耦合滚转力矩、增加纵向静稳定性，这是单独使用嵌入式舵面所无法做到的。下面结合图10普通舵面不打开状态、图11单独嵌入式舵面、图12组合舵面这三种状态下的流动形态对比以及图13压力分布对比，进一步揭示组合舵面产生高航向操纵效率、低耦合滚转力矩、增加纵向静稳定性的物理机制。从图10可以清楚看到，普通舵面不打开时，机翼上下表面均为附着流动，没有分离。而打开嵌入式舵面后，由于机翼几何形状发生改变，嵌入式舵面后部出现了明显的分离流动，如图11所示。图13中，分别给出了普通舵面不打开时的压力分布20、单独嵌入式舵面的压力分布21和组合舵面的压力分布 。对比图13的压力分布也可以发现，由于嵌入式舵面前方的气流受到嵌入式舵面的突然压缩，流速降低，压力快速升高，形成了强逆压梯度，导致该区域环量较普通舵面不打开状态大幅降低，造成升力损失。从图11也能看到，打开嵌入式舵面后，在机翼后缘处，分离驻涡的诱导作用将形成明显的上洗效应，进一步减小了环量，加剧了升力的损失。可见，强耦合滚转力矩的出现主要是嵌入式舵面打开后造成该侧机翼升力损失较大引起的，而强耦合滚转力矩对完成飞机的转弯动作是不利的，甚至是危险的。升降副翼与嵌入式舵面构成组合舵面后，图13压力分布显示，在组合舵面构型下，嵌入式舵面前方的强逆压梯度依然存在，升力依然有损失。但是，与单独使用嵌入式舵面不同的是，由于升降副翼改变了机翼弯度，气流在到达机翼后缘时，产生了明显的下洗效应，如图12所示，这使得机翼上表面气流速度增加，反映在图13压力分布上就是嵌入式舵面后部的环量明显提升，弥补了嵌入式舵面造成的升力损失，从而在根本上防止了大耦合滚转力矩的产生。另外，图13压力分布也显示，升降副翼下偏后，机翼后部的气动载荷增加，形成后加载效应，这将带来低头俯仰力矩增量，有利于增加无尾飞机的纵向静稳定性。更重要的是，图12反映出，升降副翼带来的下洗效应使得嵌入式舵面后部的分离驻涡流区比图11单独使用嵌入式舵面时更大，因而显著增加了组合舵面一侧的阻力，这也是本发明的组合舵面能够获得更大偏航力矩以提高航向操纵效率的根源所在。
权利要求
1.一种无尾飞机的组合舵面，其特征在于，包括嵌入式舵面和升降副翼；所述嵌入式舵面和升降副翼4的外形尺寸相同，均为平行四边形；所述构成嵌入式舵面和升降副翼的平行四边形外形的两个直边均与机身中轴线平行；所述嵌入式舵面和升降副翼的平行四边形外形的两个斜边均与所处机翼后缘平行；所述组合舵面中的嵌入式舵面和升降副翼处于机翼的同一展向位置，并且所述嵌入式舵面的位置靠近机翼前缘；所述升降副翼的位置靠近机翼后缘；升降副翼的后缘与机翼后缘重合； 机身两侧的机翼上各布置有一组组合舵面，并且位于两侧机翼上的组合舵面相互对称。
2.如权利要求1所述无尾飞机的组合舵面，其特征在于，所述组合舵面中的嵌入式舵面的外侧直边距机身中轴线的展向距离Dl=O. 83L;所述组合舵面中的嵌入式舵面的内侧直边距机身中轴线的展向距离D2=0. 63L ;嵌入式舵面的弦向长度D3和升降副翼的弦向长度D4分别为O. 3C，展向长度分别为O. 2L ;嵌入式舵面与升降副翼的相邻的表面之间的间距D5为O.1C ;所述的L为飞机半展长，所述的C为组合舵面外侧前缘处m所在位置的机翼弦长。
3.如权利要求1所述无尾飞机的组合舵面，其特征在于，所述嵌入式舵面前缘的两端与固定在机翼上的铰链轴铰接，并能够绕该铰链轴偏转，偏转角度最大为90°。
4.如权利要求1所述无尾飞机的组合舵面，其特征在于，所述升降副翼的转轴安装在机翼内，升降副翼的前缘通过轴承安装在该转轴上，并能够绕该转轴做±30°偏转。
5.如权利要求4所述无尾飞机的组合舵面，其特征在于，当升降副翼的偏转角度为0°时，升降副翼与嵌入式舵面之间光滑过渡。
全文摘要
一种无尾飞机的组合舵面，包括均为平行四边形的嵌入式舵面和升降副翼。构成嵌入式舵面和升降副翼的平行四边形外形的两个直边均与机身中轴线平行；所述嵌入式舵面和升降副翼的平行四边形外形的两个斜边均与所处机翼后缘平行。组合舵面中的嵌入式舵面和升降副翼处于机翼的同一展向位置，并且嵌入式舵面的位置靠近机翼前缘。升降副翼的后缘与机翼后缘重合。嵌入式舵面的偏转角度最大为90°，升降副翼的偏转角度为±30°。本发明能够增加升力，弥补嵌入式舵面打开造成的升力损失；增加无尾布局的纵向静稳定性，从而减小或消除耦合滚转力矩，能够增加分离流动区域，获得更大的阻力增量，有效减轻了纵向配平负担，提高了航向操纵效率。
文档编号B64C9/00GK103057695SQ201310005860
公开日2013年4月24日 申请日期2013年1月8日 优先权日2013年1月8日
发明者褚胡冰, 张彬乾, 陈真利, 李沛峰, 沈冬, 马怡 申请人:西北工业大学