专利名称：一种可变体飞行器机翼变掠方法
技术领域：
本发明属于飞行器设计技术领域，用于设计全航程性能俱优的新型飞行器。
背景技术：
飞行器在完整飞行的各个阶段，对气动性能的需求不同。若各个阶段采用相同的外形，则会导致一个或多个阶段的气动性能较低。即使综合考虑各个阶段的气动性能需求从而采用折中的外形，仍然会对各个阶段的气动性能造成不利影响。自然界中飞行生物的飞行方式为上述问题的解决提供了一种思路。这种思路的核心在于“使飞行器外形随需而变”。例如，在低速起飞或着陆时变为高升力外形，在巡航时变为高升阻比外形。针对“使飞行器外形随需而变”这一思路，已出现三类概念小尺度局部变形、中尺度分布变形、大尺度全局变形。小尺度局部变形研究具有许多活跃的研究主题，如通过射流等方式实现“虚拟形状变化”，或通过柔性材料结构与精密作动装置等方式实现“实际形状变化”，从而对飞行器局部流场结构产生有利影响，进而提高飞行器性能。中尺度分布变形研究是通过改变翼型弯度、厚度、弦长等方式，实现气动特性改进和控制效率提升。大尺度全局变形研究中概念创新十分关键，如已有的折叠翼方案和蝙蝠翼方案，均进行了全新概念设计，以便从根本上实现气动、结构、控制方面的显著收益。“使飞行器外形随需而变”这一思路的一个典型应用实例是变翼掠飞机。现有变翼掠飞机大多采用“旋转式变翼掠”，即机翼绕翼根处转轴旋转。这会给翼根处整流带来困扰， 亦会在翼尖带有小翼或垂尾时恶化阻力。
发明内容
本发明解决的技术问题是克服现有技术的不足，提供一种既满足飞行器多样化气动性能需求，又避免飞行器局部气动性能恶化，可实现全航程性能俱优的可变体飞行器机翼变掠方法。本发明的技术解决方案是一种可变体飞行器机翼变掠方法，步骤如下(1)将可变体飞行器机翼视为由翼型沿机翼的展向叠加而成；所述的翼型为机翼的二维流向剖面，其展向尺度为零；(2)在所述的机翼上选择一个展向位置作为基准位置，对展向位置至翼尖位置之间的所有翼型进行正比例函数规律的流向平移；每个翼型对应的正比例函数的自变量为该翼型位置距基准位置的展向距离，因变量为该翼型所需的流向平移量，比例系数为终止掠角的正切值与初始掠角的正切值之差。所述的基准位置，既可在翼根，亦可在翼根与翼尖之间；当在翼根时，机翼整体可实现变掠；当在翼根与翼尖之间时，机翼外段可实现变掠。所述的流向平移量，既可取正值，亦可取负值；当取正值时，机翼掠角增大；当取负值时，机翼掠角减小。
本发明与现有技术相比的有益效果为(1)本发明使得飞行器在获得“随需而变”的机翼掠角及其气动性能的同时，变掠机翼靠近机身一端处在变掠过程中不会出现较大间隙，因而本发明使得变掠机翼靠近机身一端处无需设计复杂的整流装置。(2)本发明使得飞行器在获得“随需而变”的机翼掠角及其气动性能的同时，变掠机翼远离机身一端处在变掠过程中不会使翼型呈现非流向态势，因而本发明使得变掠机翼远离机身一端处可根据设计需要带有小翼或垂尾。(3)本发明既能够满足飞行器多样化气动性能需求，又能够避免飞行器局部气动性能恶化，能够实现全航程性能俱优。
图1为本发明的“剪切式变翼掠”示意图；图2为本发明的变掠机翼实现方式流程图；图3为本发明的变掠机翼结构组成示意图；图4为本发明与现有技术相比的有益效果图。
具体实施例方式一种可变体飞行器机翼变掠方法，步骤如下(1)将可变体飞行器机翼视为由翼型沿机翼的展向叠加而成。所述的翼型为机翼的二维流向剖面，其展向尺度为零；而机翼为三维体，其展向尺度为有限数值。(2)在所述的机翼上选择一个展向位置作为基准位置，对基准位置至翼尖位置之间的所有翼型进行正比例函数规律的流向平移；基准位置的翼型的流向平移量为零，越靠近翼尖的翼型的流向平移量绝对值越大，由此实现可变体飞行器“剪切式变翼掠”(如图1 所示)。所述的基准位置既可在翼根，亦可在翼根与翼尖之间；当在翼根时，机翼整体可实现变掠；当在翼根与翼尖之间时，机翼外段可实现变掠。具体在翼根与翼尖之间的什么位置，根据总体设计指标而定。每个翼型对应的正比例函数的自变量为该翼型位置距基准位置的展向距离，因变量为该翼型所需的流向平移量，比例系数为终止掠角的正切值与初始掠角的正切值之差。 所述的流向平移量，既可取正值，亦可取负值；当取正值时，机翼掠角增大；当取负值时，机翼掠角减小。具体取正值还是负值，根据飞行环境与任务而定。下面给出工业上具体实现上述步骤的一种方式，当然还存在其他实现方式，只要按照上面的步骤进行变掠，都落入本发明的保护范围。此种实现方式包括六个方面(如图2所示)(1)变掠机翼结构设计；(2)变掠驱动与测量设计；C3)变掠驱动能量源设计；(4)变掠控制与采集设计；( 变掠控制能量源设计；(6)变掠机翼蒙皮设计。(1)变掠机翼结构设计的实现过程是对变掠机翼几何形状进行分析，将其划分为平行四边形部分和其它部分的组合，如图3所示。平行四边形部分(A)的内部结构采用铰接的平行翼肋族(B)和平行桁条族(C)，其它部分(D)的内部结构采用单体的刚性结构。 平行四边形部分最内侧翼肋固接于机身(对于全机翼变掠的情形)或机翼内段(对于机翼外段变掠的情形)(E)，其它部分固接于平行四边形部分。(2)变掠驱动与测量设计的实现过程是在机身(对于全机翼变掠)内部或机翼内段(对于机翼外段变掠)内部，设置工业直线执行器(F)。该装置在电路方面通过控制线和采集线连接可编程控制与采集器；在机械方面一端连接于机身(对于全机翼变掠)或机翼内段(对于机翼外段变掠)，另一端连接于变掠机翼平行四边形结构最后侧桁条。工业直线执行器为可购买器件，一般内部包含电机、梯形螺纹丝杠、测量电路。工业直线执行器可实现两个功能一方面，工业直线执行器的梯形螺纹丝杠运动引起变掠机翼平行四边形结构最后侧桁条绕其最内侧固定点旋转，带动整个平行四边形结构“剪切”，由此实现变掠驱动的功能；另一方面，工业直线执行器的梯形螺纹丝杠运动引起测量电路中电阻随时间变化(类似于滑线变阻器原理)及电阻两端电压随时间变化，测量电路可输出电压随时间变化的数据，由此实现变掠测量的功能。(3)变掠驱动能量源设计的实现过程是从机载电源系统连接输配电装置与线缆，为工业直线执行器供电。(4)变掠控制与采集设计的实现过程是在机身内部设置可编程控制与采集器。 该装置通过信号线和数据线连接机载计算机，通过控制线和采集线连接可编程控制与采集器。可编程控制与采集器内部为集成电路板。可编程控制与采集器可实现五个功能一是接收机载计算机的指令，二是控制工业直线驱动器的电机的运行，三是采集工业直线执行器的测量电路中电阻两端电压，四是根据电压计算掠角以便为控制提供反馈信息，五是发送掠角数据给机载计算机。根据电压计算掠角采用插值的方法在可变体飞行器机翼变掠的地面调试阶段，测得多组电压与掠角数据；可编程控制与采集器以这些数据为基础进行线性插值，可得到每一实测电压对应的掠角。(5)变掠控制能量源设计的实现过程是从机载电源系统连接输配电装置与线缆，为可编程控制器供电。(6)变掠机翼蒙皮设计的实现过程是对变掠机翼采用增强硅树脂柔性蒙皮，用于在变掠全过程产生规范的气动外形。下面给出基于上述设计的变掠过程首先，可变体飞行器机载计算机发出起始指令给可编程控制与采集器，可编程控制与采集器发送启动信号给工业直线驱动器的电机， 电机开始运行，带动工业直线驱动器的梯形螺纹丝杠开始运动，引起机翼掠角从起始后掠角开始变化，亦引起工业直线驱动器的测量电路中电阻两端电压开始变化；可编程控制与采集器在发送启动信号的同时，开始采集工业直线驱动器的测量电路中电阻两端电压，并根据电压计算掠角，此掠角数据一方面作为反馈信息用于对电机进行闭环控制，另一方面发送给机载计算机用于在驾驶舱实时显示掠角；掠角在此种受控状态下持续变化，直至达到所需的终止掠角。本发明使得飞行器在获得“随需而变”的机翼掠角及其气动性能的同时，具有更高的气动效率。图4给出了在亚声速范围内某一相同攻角下采用本发明的“剪切式变翼掠”与现有技术的“旋转式变翼掠”两种变掠方式的翼身组合体的升阻比，可见本发明的“剪切式变翼掠”呈现出了有益效果。本发明未详细描述内容为本领域技术人员公知技术。
权利要求
1.一种可变体飞行器机翼变掠方法，其特征在于步骤如下(1)将可变体飞行器机翼视为由翼型沿机翼的展向叠加而成；所述的翼型为机翼的二维流向剖面，其展向尺度为零；(2)在所述的机翼上选择一个展向位置作为基准位置，对展向位置至翼尖位置之间的所有翼型进行正比例函数规律的流向平移；每个翼型对应的正比例函数的自变量为该翼型位置距基准位置的展向距离，因变量为该翼型所需的流向平移量，比例系数为终止掠角的正切值与初始掠角的正切值之差。
2.根据权利要求1所述的一种可变体飞行器机翼变掠方法，其特征在于所述的基准位置，既可在翼根，亦可在翼根与翼尖之间；当在翼根时，机翼整体可实现变掠；当在翼根与翼尖之间时，机翼外段可实现变掠。
3.根据权利要求1所述的一种可变体飞行器机翼变掠方法，其特征在于所述的流向平移量，既可取正值，亦可取负值；当取正值时，机翼掠角增大；当取负值时，机翼掠角减
全文摘要
一种可变体飞行器机翼变掠方法，(1)将可变体飞行器机翼视为由翼型沿机翼的展向叠加而成；所述的翼型为机翼的二维流向剖面，其展向尺度为零；(2)在所述的机翼上选择一个展向位置作为基准位置，对展向位置至翼尖位置之间的所有翼型进行正比例函数规律的流向平移；每个翼型对应的正比例函数的自变量为该翼型位置距基准位置的展向距离，因变量为该翼型所需的流向平移量，比例系数为终止掠角的正切值与初始掠角的正切值之差。
文档编号B64C3/40GK102381467SQ201110253330
公开日2012年3月21日 申请日期2011年8月31日 优先权日2011年8月31日
发明者李锋, 白鹏, 陈钱 申请人:中国航天空气动力技术研究院