隐形飞机的一种高效率转向机构的制作方法

本发明专利涉及一种转向机构，具体说是隐形飞机的一种转向机构，属航空领域。

2.

背景技术：

美国B-2轰炸机是目前世界上隐形性能最佳的作战飞机。

(1)美国B-2转向机构的主要优点：

①转向机构是决定飞机隐形性能的一个最重要部件，因为现有常规飞机的方向舵总是连接在凸出机体很高的垂直尾翼上，这一特点大大降低了现有常规飞机减小雷达波反射的能力，也就降低了飞机的隐形性能；美国B-2独辟其径，不仅发明了与机舱连体的机翼结构，而且在飞机的后缘安装水平舵、横滚舵和方向舵，三舵均水平布置，毫无凸出尾翼，从而使飞机的隐性性能大增，这一设计理念在二战中的美国某机上已有所体现。

②更甚的是B-2为了进一步提高其后缘减小雷达波反射的能力，将后缘设计成二个W形状的曲线。

③由于各舵舵板独立控制，故在起飞、降落时，可兼作后缘襟翼，从而增加升力和风阻，缩短滑行路程，即可减小跑道长度，这在战时非常重要。

④由于各舵舵板独立控制，从而使各舵除了完成各自的转向功能之外，还可协助其它舵工作，如方向舵的右舵板的上挡板向上转一角度，左舵板的下挡板向下转相同角度，则可协助横滚舵工作，实现急速的顺向滚转运动(后视)。

(2)美国B-2转向机构的主要缺点：

①B-2将各舵板连接在二W的各边上，这一特点使得各舵板与飞行方向都具有一后掠角大小的夹角；B-2为跨声速飞机，机翼后掠角为35°；这一中等大小的夹角大大降低了各舵板的转向效率；各舵的转角范围必须小于±45°，而现有常规飞机小于±30°；在有限的转角范围内，能提供多大的转向力距，决定了飞机各舵的转向性能高低；显然，当舵板铰轴与飞行方向即飞机中心线垂直时，夹角等于零，舵板产生的转向力矩最大，也即转向效率最高。

②B-2的机翼无前缘缝翼，因此，在起飞阶段升力小，滑行跑道长，空中飞行和降落阶段易附面层分离而失速。

③由于转向机构的这种安装结构，使得机翼后伸段向外、后方延伸，且特别长，其弯曲、扭转刚度弱，不合强度设计原则，易损坏，故必须增加刚度和强度，使重量增加。

④左、右方向舵虽是开裂式，无下降力产生，但由于35°后掠角的存在，各舵板仍会产生使飞机偏航的离心力，从而必须加大横滚舵的转角来抵削，就会增加横滚舵的风阻，消耗更多的动力。

3.本发明专利的目的：

本发明专利的主要目的就是要提供隐形飞机的一种高效率转向机构，它不仅使转向效率最高，转向更快捷灵敏，幅度大，转向操作模式更多，降落滑行短，而且使飞机后缘的隐形性能大增，机翼强度提高，飞行行程加大；

本发明专利的另一目的是提供与此转向机构配合工作的可调几何形状的机翼结构，以增加起飞时的升力，缩短起飞行程，防止空中飞行和降落时机翼因迎角过大而失速。

4.技术方案：

为了实现上述目的，本专利采用如下技术方案：

隐形飞机的一种高效率转向机构，包括方向舵、横滚舵、水平舵和阵风缓和舵，其特征是：所述的方向舵由左、右二个舵板构成，二舵板的后缘呈锯齿状，其前缘铰接在左、右机翼后缘的最外端，铰轴与飞机中心线垂直，二舵板与机翼后缘之间，还可各有一后延段，以使机翼的气动中心与飞机总质心重合；所述的横滚舵由左、右二个舵板构成，二舵板的后缘呈锯齿状，其前缘铰接在方向舵内侧的左、右机翼的后缘上，铰轴与飞机中心线垂直；所述的水平舵由左、右二个舵板构成，二舵板的后缘呈锯齿状，其前缘铰接在横滚舵内侧的左、右机翼的后缘上，铰轴与飞机中心线垂直；所述的阵风缓和舵由一块舵板构成，该舵板的后缘呈锯齿状，其前缘铰接在机身中央的机舱的后缘上，铰轴与飞机中心线垂直；所述的各舵，其舵板均由各自的操纵机构独立控制；所述的方向舵，其左、右二个舵板均由上、下二块挡板构成，上、下二挡板铰接在同侧机翼的后缘上，并由各自的操纵机构独立控制。

所述的方向舵板，其同侧的上、下二挡板还可以不同轴铰接。

所述的左、右机翼，其前缘还可各铰接着一前缘缝翼。

所述的各舵，其在飞机的起飞阶段是这样工作：飞机前轮支撑杆长于后轮，从而使机身头高尾低，机翼与地面构成最大升力的迎角；左、右机翼的前缘缝翼均向下转一角度，使垂直机翼前缘的气流分速以零迎角流入前缘缝翼；水平舵、横滚舵各自向下转动一角度，以改变出口气流方向，最大化提高机翼升力；方向舵左、右舵板的上挡板均向上转一角度；缓和舵也向上转动一角度；方向舵、缓和舵产生的使机头上抬的力矩与水平舵、横滚舵产生的使机头下沉的力矩抵削，从而保证在飞机升空后，仍能以最大升力迎角继续飞行。

所述的各舵，其在飞机的右转平面圆周运动时是这样工作的：方向舵右舵板的上、下挡板反向张开、转动相同的一角度，以产生风阻及使飞机右转的力矩；横滚舵的右舵板向上、左舵板向下转动相同的一角度，以产生使机身顺向滚转的力矩(后视)，达所要的滚转角度后复零。

所述的各舵，其在飞机的左转平面圆周运动时是这样的工作的：方向舵左舵板的上、下挡板反向张开、转动相同的一角度，以产生风阻及使飞机左转的力矩；横滚舵的左舵板向上、右舵板向下转动相同的一角度，以产生使机身逆向滚转的力矩(后视)，达所要的滚转角度后复零。

所述的各舵，其在飞机的向上螺旋运动时是这样的工作的：在保证飞机作平面圆周运动所需的各舵工作的同时，水平舵向上转一角度，以产生使机头上抬的力矩；缓和舵也可协助水平舵工作；在飞机机身产生所需的向上螺旋角度后，水平舵、缓和舵复零。

所述的各舵，其在飞机的向下螺旋运动时是这样工作的：在保证飞机作平面圆周运动所需的各舵工作的同时，水平舵向下转一角度，以产生使机头下沉的力矩；缓和舵也可协助水平舵工作；在飞机机身产生所需的向下螺旋角度后，水平舵、缓和舵复零。

所述的各舵，其在飞机的纯俯冲运动时是这样工作的：在俯冲角较小，不急于变向的场合，仅水平舵向下转一角度，在水平舵所受之力使机身产生向下的俯冲角达所需的角度时，水平舵复零；在俯冲角较大，较急于变向的场合，水平舵向下转至最大角度处，缓和舵、横滚舵的各舵板均视需向下转至一定角度，待机身达到所需的俯冲角度时，三舵全部复零；在 俯冲角很大，急于变向的场合，水平舵、缓和舵、横滚舵均向下转至其最大角度处，方向舵的左、右舵板的下挡板视需向下转至一定角度，待机身达到所需的俯冲角度时，各舵全部复零。

所述的各舵，其在飞机的纯仰冲运动时是这样工作的：与纯俯冲运动时的各工作的舵转向刚相反。

所述的各舵，其在飞机的降落阶段是这样工作的：当飞机由直线平飞开始降落时，首先方向舵的左、右舵的上挡板向上转一角度，以产生使机头上抬的力矩，同时，水平舵、横滚舵的各舵板均向下转一角度，以改变出口气流方向，最大化提高机翼升力；缓和舵可协助方向舵上挡板工作；方向舵、缓和舵的转角要保证飞机能产生向上的最大升力迎角；同时，左、右机翼的前缘缝翼均向下转一角度，使垂直机翼前缘的气流分速能以零迎角流入前缘缝翼；然后，在飞机以最大升力迎角下降中，飞机前、后轮展开，前轮支持杆长于后轮之，从而使各轮碰地后，机身能头高尾低，机翼与地面仍能以最大的升力迎角滑行，风阻最大，以尽量缩短滑行路程；飞机落地后，发动机早已关闭，飞机已减速，重力大于升力，故可将前缘缝翼复零，方向舵的上、下挡板张开、转动至最大角度处，缓和舵向上转至最大角度处，水平舵、横滚舵向下转至最大角度处，以最大化增加风阻，缩短滑行路程。

5.本发明专利具有的有益效果：

本发明专利除具有B-2的优点外，还具有如下积极有益的效果：

(1)由于本专利的各舵的铰轴线均垂直于飞机中心线即飞速，故转向效率最高，在相同的舵板转角、舵板面积条件下，本专利的方向舵的转向力矩是B-2的1.67倍，横滚舵的滚转力矩是B-2的1.1倍，水平舵的使机头上抬的力矩是B-2的1.5倍，因此，本专利的转向更快捷灵敏，转向幅度更大，更迅猛。

(2)由于本专利的方向舵的铰轴线垂直于飞机中心线，因此，本专利方向舵无偏航力产生，而B-2却有。

(3)本专利飞机后缘锯齿波数多于B-2，从而使后缘的隐形性能高于B-2。

(4)本专利的高效率转向机构设计，使得左、右机翼轮廓呈Δ翼，机翼强度大增。

(5)本专利的高效率转向机构设计，使得飞机内部空间比B-2更大，从而可容纳比B-2更多的设备、弹药或油料，增加了飞机的攻击力或远航能力。

(6)本专利的Δ翼的气动设计简单，更易气动布置，也便于机翼加工。

(7)本专利机翼后延段只承受弯曲力作用，而无扭转力矩作用，故后延段强度增加，不易断裂，也可减小重量，而B-2却相反。

(8)本专利飞机增设了前缘缝翼，从而可保证飞机在最大升力迎角下飞行时，仍不会发生附面层分离的失速，并且使升力比B-2大，在起飞阶段风阻比B-2小，而大降落阶段风阻与B-2一样大，从而可使起飞行程比B-2更短。

(9)B-2仅横滚舵在起飞、降落时用作副翼，即后缘襟翼，而本专利的飞机的水平舵也兼作后缘襟翼，从而使得飞机的升力、风阻比B-2更大，起飞、降落滑行路程更短，即飞机跑道可更短，这在战时极为重要。

6.结合附图和实施例对本专利作进一步说明：

图1是B-2飞机的转向机构的俯视图。

图2是具有本专利的飞机的转向机构的俯视图。

如图2所示，隐形飞机的一种高效率转向机构，包括方向舵1和7、横滚舵2和6、水平舵3和5、阵风缓和舵4；所述的方向舵由左、右二个舵板1、7构成，二舵板的后缘呈三角形状，其前缘铰接在左右机翼15、10后缘的最外端，铰轴与飞机中心线12垂直，二舵与机翼后缘之间，还各有一段平行于飞机中心线的后延段16、8，以使机翼的气动中心与飞机总质心13重合；所述的横滚舵由左、右二个舵板2、6构成，二舵板的后缘呈三角形状，其前缘铰接在方向舵1、7内侧的左、右机翼15、10的后缘上，铰轴与飞机中心线12垂直；所述的水平舵由左右二个舵板3、5构成，二舵板的后缘呈三角形状，其前缘铰接在横滚舵舵2、6内侧的左、右机翼15、10的后缘上，铰轴与飞机中心线12垂直；所述的阵风缓和舵由一块舵板4构成，该舵板的后缘呈三角形状，其前缘铰接在位于机身中央的机舱11的后缘上，铰轴与飞机中心线12垂直；所述的各舵，其舵板均由各自的操纵机构独立控制；所述的方向舵，其左、右二个舵板1、7各由上下二块挡板构成；上下二块挡板铰接在同侧机翼的后缘上，并由各自的操纵机构独立控制。

所述的方向舵，其同侧的上、下二档板同轴铰接。

所述的左右机翼15、10，其前缘还各铰接着一前缘缝翼14、9。

所述的各舵，其在飞机的起飞阶段是这样工作的：飞机前轮支撑杆长于后轮之，从而使机身头高尾低，本翼与地面构成最大升力的迎角；左、右机翼的前缘缝翼14、9均向下转一角度，使垂直机翼前缘的气流分速以零迎角流入前缘缝翼；水平舵3和5、横滚舵2和6各自向下转动一角度，以改变出口气流方向，最大化提高机翼升力；方向舵左、右舵板1、7的上挡板均向上转动一角度；缓和舵4也向上转动至最大角度处；方向舵1和7、缓和舵4产生的使机头上抬的力矩与水平舵3和5、横滚舵2和6产生的使机头下沉的力矩抵削，从而保证在飞机升空后，仍能以最大升力迎角继续飞行。

所述的各舵，其在飞机的右转平面圆周运动时是这样工作的；方向舵右舵板7的上、下挡板反向张开、转动相同的一角度，以产生风阻及使飞机右转的力矩；横滚舵的右舵板6向上、左舵板2向下转动相同的一角度，以产生使机身顺向滚转的力矩(后视)，达所需的滚转角度后复零。

所述的各舵，其在飞机的左转平面圆周运动时是这样工作的；方向舵左舵板1的上、下挡板反向张开、转动相同的一角度，以产生风阻及使飞机左转的力矩；横滚舵的左舵板2向上、右舵板6向下转动相同的一角度，以产生使机身逆向滚转的力短(后视)，达所需的滚转角度后复零。

所述的各舵，其在飞机的向上螺旋运动时是这样工作的；在保证飞机作平面圆周运动所需的各舵工作的同时，水平舵3和5向上转一角度，以产生使机头上抬的力矩；缓和舵4向上转至最大角度处；在飞机机身产生所需的向上螺旋角度后，水平舵3和5、缓和舵4复零。

所述的各舵，其在飞机的向下螺旋运动时是这样工作的；在保证飞机作平面圆周运动所需的各舵工作的同时，水平舵3和5向下转一角度，以产生使机头下沉的力矩，缓和舵4向下转至最大角度处；在飞机机身产生所需的向下螺旋角度后，水平舵3和5、缓和舵4复零。

所述的各舵，其在飞机的纯俯冲运动时是这样的工作的：在俯冲角较小，不急于变向的场合，使水平舵3和5向下转一角度，在水平舵所受之力使机身产生向下的俯冲角达所需的角度时，水平舵3和5复零；在俯冲角较大，较急于变向的场合，水平舵3和5向下转至最大角度处，缓和舵4向下转至最大角度处，横滚舵2和6向下转至一定的相同角度处，待机 身达到所需的俯冲角度时，三舵全部复零；在俯冲角很大，急于变向的场合，水平舵3和5、缓和舵4、横滚舵2和6均向下转至最大角度处，方向舵的左、右舵板1和7的下挡板视需向下转至一定角度，待机身达到所需的俯冲角度时，各舵全部复零。

所述的各舵，其在飞机的纯仰冲运动时是这样工作的：与纯俯冲运动时的各工作的舵转向刚相反。

所述的各舵，其在飞机的降落阶段是这样工作的：当飞机由直线平飞开始降落时，首先方向舵的左、右舵板1和7的上挡板向上转一角度，以产生使机头上抬的力矩，同时，水平舵3和5、横滚舵2和6的各舵板均向下转一角度，以改变出口气流方向，最大化提高机翼升力；缓和舵4也向上转至最大角度处；方向舵1和7、缓和舵4的转角要保证飞机能产生向上的最大升力迎角；同时，左、右机翼的前缘缝翼14和9均向下转一角度，使垂直机翼前缘的气流分速能以零迎角流入前缘缝翼；然后，在飞机以最大升力迎角下降中，飞机前、后轮展开，前轮支撑杆长于后轮之，从而使各轮碰地后，机身能头高尾低，机翼与地面仍能以最大升力迎角滑行，风阻最大，以尽量缩短滑行路程；飞机落地后，发动机早已关闭，飞机已减速，重力大于升力，故可将前缘缝翼14和9复零，方向舵1和7的上、下挡板张开、转动至最大角度处，水平舵3和5、横滚舵2和6向下转至最大角度处，以最大化增加风阻，缩短滑行路程。