高升力长航时联接翼布局飞行器的制造方法
【专利摘要】本实用新型公开了一种高升力长航时联接翼布局飞行器，包括机身、设置在机身两侧的主翼，所述机身两侧的主翼的端部分别设置有端翼，所述两个端翼的上部分别通过设置在机身上方的上翼与设置在机身尾部的垂尾连接。本实用新型具有有效升力大，诱导阻力小，机翼的整体刚度强，结构效率高，全机承力特性好，损伤容限大等优点。
【专利说明】高升力长航时联接翼布局飞行器
【技术领域】
[0001]本实用新型属于飞行器设计领域，具体涉及一种高升力长航时联接翼布局飞行器。
【背景技术】
[0002]高升力长航时一直是航空领域探索的方向之一，高升力长航时飞行器在各个领域有重大的作用，该飞行器要求飞行时具有高升阻比，同时具备强大的续航能力，因此这样的飞行条件需要机翼具有很大的展弦比和较轻的结构重量，在同等尺寸下，燃油载有量要高于其它飞行器。
实用新型内容
[0003]为解决现有存在的技术问题，本实用新型实施例提供一种高升力长航时联接翼布局飞行器，能够提高飞行器的续航能力，增大飞行器有效升力面。
[0004]为达到上述目的，本实用新型实施例的技术方案是这样实现的:
[0005]本实用新型实施例提供一种高升力长航时联接翼布局飞行器，包括机身、设置在机身两侧的主翼，所述机身两侧的主翼的端部分别设置有端翼，所述两个端翼的上部分别通过设置在机身上方的上翼与设置在机身尾部的垂尾连接。
[0006]上述方案中，所述两个端翼的尾部均设置有方向舵，所述两个上翼上均设置有升降舵；所述两个主翼上均设置有副翼。
[0007]上述方案中，所述两个主翼上均设置有襟翼。
[0008]上述方案中，所述端翼垂直设置在主翼翼梢处的端翼安定面上。
[0009]上述方案中，所述上翼设置在主翼的上方，并且两者之间设置有间距。
[0010]上述方案中，所述主翼、上翼和端翼采用早期翼型、层流翼型、高升力翼型或超临界翼型。
[0011]上述方案中，所述机身的尾部设置有动力装置。
[0012]上述方案中，所述动力装置采用螺旋桨发动机或喷气式发动机。
[0013]上述方案中，所述机身内部设置有可伸缩的旋翼轴，所述旋翼轴的顶部设置有两叶可折叠式旋翼，所述机身上还设置有旋翼舱盖。
[0014]与现有技术相比，本实用新型的有益效果:
[0015]本实用新型提供一种高升力长航时联接翼布局飞行器，包括机身、设置在机身两侧的主翼，所述机身两侧的主翼的端部分别设置有端翼，所述两个端翼的上部分别通过设置在机身上方的上翼与设置在机身尾部的垂尾连接；通过采用升力体机身，其流线型的设计减少了气动阻力，通过主翼后掠，上翼采用前掠，飞行器的上反后掠机翼和下反前掠上翼连接在一起所形成的一前一后的机翼布局形式，使得飞行器的俯视图和主视图的外形都接近菱形，气动效率较高，上翼和主翼分别具有前掠翼和后掠翼的气动特性，两翼面间距足够，在较大迎角范围内，相互之间的不利干扰比小，充分发挥两组翼面的增升效应，同时在大迎角条件下，全机具有良好的失速特性；本实用新型具有有效升力大，诱导阻力小，机翼的整体刚度强，结构效率高，全机承力特性好，损伤容限大等优点。
【专利附图】
【附图说明】
[0016]图1是本实用新型实施例1提供的一种高升力长航时联接翼布局飞行器的结构示意图；
[0017]图2是本实用新型实施例1提供的一种高升力长航时联接翼布局飞行器的俯视图；
[0018]图3是本实用新型实施例1提供的一种高升力长航时联接翼布局飞行器的后视图；
[0019]图4是本实用新型实施例1提供的一种高升力长航时联接翼布局飞行器的侧视图；
[0020]图5是本实用新型实施例2提供的一种高升力长航时联接翼布局飞行器的结构示意图；
[0021]图6是本实用新型实施例3提供的一种高升力长航时联接翼布局飞行器的结构示意图；
[0022]图7是本实用新型实施例4提供的一种高升力长航时联接翼布局飞行器的结构示意图；
[0023]图8是本实用新型实施例5提供的一种高升力长航时联接翼布局飞行器的结构示意图；
[0024]图9是本实用新型实施例5提供的一种高升力长航时联接翼布局飞行器的展开状态结构示意图。
[0025]图中，1-机身；2-主翼；3-上翼；4-端翼；5-襟翼；6_副翼；7_升降舵；8_方向舵；9-动力装置；10_垂尾；11-旋翼轴；12-可折叠式旋翼；13-旋翼舱盖。
【具体实施方式】
[0026]下面结合附图和【具体实施方式】对本实用新型进行详细说明。
[0027]实施例1:
[0028]本实用新型实施例提供一种高升力长航时联接翼布局飞行器，如图1?4所示，该飞行器包括机身1、设置在机身I两侧的主翼2，所述机身I两侧的主翼2的端部分别设置有端翼4，所述两个端翼4的上部分别通过设置在机身I上方的上翼3与设置在机身I尾部的垂尾10连接，飞行器的主翼后掠、上翼采用前掠，上反后掠机翼和下反前掠上翼连接在一起所形成的一前一后的机翼布局形式，这种布局使得飞行器的俯视图和主视图的外形都接近菱形，气动效率较高，上翼3和主翼2分别具有前掠翼和后掠翼的气动特性，两翼面间距足够，在较大迎角范围内，相互之间的不利干扰比小，充分发挥两组翼面的增升效应，同时在大迎角条件下，全机具有良好的失速特性。
[0029]所述飞行器的机身I和主翼2进行了翼身融和处理，从而在改善其气动效能的前提下，增加了机身机翼连接处的结构强度；所述主翼2的翼稍和端翼4的下翼面进行融合处理，达到机翼和端翼结合的效果；所述垂尾10和机身I进行融合连接，增加强度；所述飞行器的内部空间利用率高，端翼、上翼、主翼翼尖等联结部位可以布置并承载较重的载荷或燃油而不致产生大的变形。
[0030]实施例2:
[0031]本实用新型实施例提供一种高升力长航时联接翼布局飞行器，如图5所示，该飞行器包括机身1、设置在机身I两侧的主翼2，所述机身I两侧的主翼2的端部分别设置有端翼4，所述两个端翼4的上部分别通过设置在机身I上方的上翼3与设置在机身I尾部的垂尾10连接，飞行器的主翼后掠、上翼采用前掠，上反后掠机翼和下反前掠上翼连接在一起所形成的一前一后的机翼布局形式，这种布局使得飞行器的俯视图和主视图的外形都接近菱形，气动效率较高，上翼3和主翼2分别具有前掠翼和后掠翼的气动特性，两翼面间距足够，在较大迎角范围内，相互之间的不利干扰比小，充分发挥两组翼面的增升效应，同时在大迎角条件下，全机具有良好的失速特性。
[0032]所述飞行器的机身I和主翼2进行了翼身融和处理，从而在改善其气动效能的前提下，增加了机身机翼连接处的结构强度；所述主翼2的翼稍和端翼4的下翼面进行融合处理，达到机翼和端翼结合的效果；所述垂尾10和机身I进行融合连接，增加强度；所述飞行器的内部空间利用率高，端翼、上翼、主翼翼尖等联结部位可以布置并承载较重的载荷或燃油而不致产生大的变形。
[0033]所述两个端翼4的尾部均设置有方向舵8，所述两个上翼3上均设置有升降舵7，所述两个主翼2上均设置有副翼6。
[0034]同时在端翼4上布置方向舵8，增加飞行器的航向安定性与舵面操纵效率，改善了飞行器的抗侧风性能，降低联结处结构设计复杂度。
[0035]实施例3:
[0036]本实用新型实施例提供一种高升力长航时联接翼布局飞行器，如图6所示，该飞行器包括机身1、设置在机身I两侧的主翼2，所述机身I两侧的主翼2的端部分别设置有端翼4，所述两个端翼4的上部分别通过设置在机身I上方的上翼3与设置在机身I尾部的垂尾10连接，飞行器的主翼后掠、上翼采用前掠，上反后掠机翼和下反前掠上翼连接在一起所形成的一前一后的机翼布局形式，这种布局使得飞行器的俯视图和主视图的外形都接近菱形，气动效率较高，上翼3和主翼2分别具有前掠翼和后掠翼的气动特性，两翼面间距足够，在较大迎角范围内，相互之间的不利干扰比小，充分发挥两组翼面的增升效应，同时在大迎角条件下，全机具有良好的失速特性。
[0037]所述飞行器的机身I和主翼2进行了翼身融和处理，从而在改善其气动效能的前提下，增加了机身机翼连接处的结构强度；所述主翼2的翼稍和端翼4的下翼面进行融合处理，达到机翼和端翼结合的效果；所述垂尾10和机身I进行融合连接，增加强度；所述飞行器的内部空间利用率高，端翼、上翼、主翼翼尖等联结部位可以布置并承载较重的载荷或燃油而不致产生大的变形。
[0038]所述两个端翼4的尾部均设置有方向舵8，所述两个上翼3上均设置有升降舵7。
[0039]所述两个主翼2上均设置有襟翼5、副翼6，所述主翼2上襟翼5的长度与副翼6的长度可以相同也可以不同，根据飞行器的设计需要选择。
[0040]进一步的，在实施例1?3任意一个实施例的基础上，所述端翼4垂直设置在主翼2翼梢处的端翼安定面上，采用翼梢处的端翼安定面，使上、下翼面构成一体。
[0041]进一步的，在实施例1?3任意一个实施例的基础上，所述上翼3设置在主翼2的上方，并且两者之间设置有间距，两翼面间距足够，在较大迎角范围内，相互之间的不利干扰比小，充分发挥两组翼面的增升效应，同时在大迎角条件下，全机具有良好的失速特性。
[0042]进一步的，在实施例1?3任意一个实施例的基础上，所述主翼2、上翼3和端翼采用早期翼型、层流翼型、高升力翼型或超临界翼型。
[0043]实施例4:
[0044]在实施例1的基础上，如图7所示，所述机身I的尾部设置有动力装置9，所述动力装置9采用螺旋桨发动机或喷气式发动机。
[0045]进一步的，在实施例4的基础上，所述两个端翼4的尾部均设置有方向舵8，所述两个上翼3上均设置有升降舵7。
[0046]进一步的，在实施例4的基础上，所述两个端翼4的尾部均设置有方向舵8，所述两个上翼3上均设置有升降舵7。所述两个主翼2上均设置有襟翼5、副翼6，所述主翼2上襟翼5的长度与副翼6的长度可以相同也可以不同，根据飞行器的设计需要选择。
[0047]实施例5:
[0048]本实用新型实施例还提供一种高升力长航时联接翼布局飞行器，如图8、9所示，该飞行器包括机身1、设置在机身I两侧的主翼2，所述机身I两侧的主翼2的端部分别设置有端翼4，所述两个端翼4的上部分别通过设置在机身I上方的上翼3与设置在机身I尾部的垂尾10连接，飞行器的主翼后掠、上翼采用前掠，上反后掠机翼和下反前掠上翼连接在一起所形成的一前一后的机翼布局形式，这种布局使得飞行器的俯视图和主视图的外形都接近菱形，气动效率较高，上翼3和主翼2分别具有前掠翼和后掠翼的气动特性，两翼面间距足够，在较大迎角范围内，相互之间的不利干扰比小，充分发挥两组翼面的增升效应，同时在大迎角条件下，全机具有良好的失速特性。
[0049]所述飞行器的机身I和主翼2进行了翼身融和处理，从而在改善其气动效能的前提下，增加了机身机翼连接处的结构强度；所述主翼2的翼稍和端翼4的下翼面进行融合处理，达到机翼和端翼结合的效果；所述垂尾10和机身I进行融合连接，增加强度；所述飞行器的内部空间利用率高，端翼、上翼、主翼翼尖等联结部位可以布置并承载较重的载荷或燃油而不致产生大的变形；
[0050]所述端翼4垂直设置在主翼2翼梢处的端翼安定面上，采用翼梢处的端翼安定面，使上、下翼面构成一体，同时在端翼4上布置方向舵8，增加飞行器的航向安定性与舵面操纵效率，改善了飞行器的抗侧风性能，降低联结处结构设计复杂度。
[0051]所述上翼3设置在主翼2的上方，并且两者之间设置有间距，两翼面间距足够，在较大迎角范围内，相互之间的不利干扰比小，充分发挥两组翼面的增升效应，同时在大迎角条件下，全机具有良好的失速特性。
[0052]所述主翼2、上翼3和端翼4采用早期翼型、层流翼型、高升力翼型或超临界翼型。
[0053]所述机身I内部设置有可伸缩的旋翼轴11，所述旋翼轴11的顶部设置有两叶可折叠式旋翼12，所述机身I上还设置有旋翼舱盖13，使得飞行器具有短距起飞垂直着陆功能。
[0054]在准备着陆时，逐渐减小推进式发动机的工作状态，飞行器开始减速，当飞行速度达到一定门限值，飞行控制系统控制打开旋翼舱盖13，驱动旋翼轴11升起，当旋翼轴11完全伸出并锁紧，并打开可折叠式旋翼12的锁紧装置，使可折叠式旋翼12在预紧力的作用下展开；同时推进动力装置9与发动机驱动轴的联结断开，采用动力转换装置，将发动机驱动轴与用于垂直着陆的旋翼轴11联结，驱动旋翼轴11工作，产生全机所需的着陆升力，使得飞行器垂直降落在预定地点，旋翼减速直到停止工作，可折叠式旋翼12折叠，旋翼轴11收入机身内，旋翼舱盖13关闭，飞行器完成垂直着陆。
[0055]进一步的，在实施例5的基础上，所述机身I的尾部设置有动力装置9，所述动力装置9采用螺旋桨发动机或喷气式发动机。
[0056]以上所述，仅为本实用新型的较佳实施例而已，并非用于限定本实用新型的保护范围，凡在本实用新型的精神和原则内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。
【权利要求】
1.一种高升力长航时联接翼布局飞行器，其特征在于:包括机身(I)、设置在机身(I)两侧的主翼(2)，所述机身(I)两侧的主翼(2)的端部分别设置有端翼(4)，所述两个端翼(4)的上部分别通过设置在机身(I)上方的上翼(3)与设置在机身(I)尾部的垂尾(10)连接。
2.根据权利要求1所述的高升力长航时联接翼布局飞行器，其特征在于:所述两个端翼(4)的尾部均设置有方向舵(8)，所述两个上翼(3)上均设置有升降舵(7);所述两个主翼(2)上均设置有副翼(6) ο
3.根据权利要求2所述的高升力长航时联接翼布局飞行器，其特征在于:所述两个主翼(2)上均设置有襟翼(5)。
4.根据权利要求1或2或3所述的高升力长航时联接翼布局飞行器，其特征在于:所述端翼(4)垂直设置在主翼(2)翼梢处的端翼安定面上。
5.根据权利要求1或2或3所述的高升力长航时联接翼布局飞行器，其特征在于:所述上翼(3)设置在主翼(2)的上方，并且两者之间设置有间距。
6.根据权利要求1或2或3所述的高升力长航时联接翼布局飞行器，其特征在于:所述主翼(2)、上翼(3)和端翼(4)采用早期翼型、层流翼型、高升力翼型或超临界翼型。
7.根据权利要求1或2或3所述的高升力长航时联接翼布局飞行器，其特征在于:所述机身(I)的尾部设置有动力装置(9)。
8.根据权利要求7所述的高升力长航时联接翼布局飞行器，其特征在于:所述动力装置(9)采用螺旋桨发动机或喷气式发动机。
9.根据权利要求1或2或3所述的高升力长航时联接翼布局飞行器，其特征在于:所述机身(I)内部设置有可伸缩的旋翼轴(11)，所述旋翼轴(11)的顶部设置有两叶可折叠式旋翼(12)，所述机身(I)上还设置有旋翼舱盖(13)。
【文档编号】B64C5/08GK204264444SQ201420655645
【公开日】2015年4月15日 申请日期:2014年11月5日 优先权日:2014年11月5日
【发明者】刘行伟, 严风春, 高超 申请人:刘行伟