专利名称：一种飞翼型飞机的增升方法
技术领域：
本发明涉及航空飞行器中固定翼飞机设计技术领域，尤其适用于小型飞翼布局飞机短距起落技术领域。
背景技术：
翼身融合体是指机翼和机身融合成一体，而不像通常飞机的机身和机翼有明显的界限。这样的融合使机身作为机翼的一部分来产生升力。飞翼布局大多采用翼身融合和无尾设计，具有如下优点:-一体化最佳气动布局设计；气动效率高，阻力小，升阻比高；-结构重量好，刚性好，载荷分布沿翼展方向分布达到最佳；-对大型民用飞机而言，飞翼布局能增大机舱容积；对于军用飞机而言，具有良好的隐身性能。缺点是:-操纵舵面距离重心近，舵面效率低，起飞降落性能差，为减小配平损失造成一定稳定性不足。-由于没有平尾升降舵的力矩配平作用，飞翼布局飞机无法采用常规飞机的前缘、后缘等气动增升装置，致使其可用最大升力系数很低，配平升力线斜率较小，因此在需要增升的起降和低速飞行阶段性能较差。飞机机翼的气动设计，一方面要考虑高速飞行和机动性要求，另一方面在起飞和着陆时，又要尽可能降低飞行速度，缩短滑跑距离，以最小的巡航性能损失来达到要求的起降场域性能，对于固定翼飞机通常意味着在着陆时应有比巡航飞行高很多的升力系数和阻力系数，而起飞时要求有很高的升力系数和高的升阻比。因此需要在巡航构型的机翼上采用各种活动面增升装置以满足高升力系数的需求。常规飞翼不使用增升装置。原因有两方面:1，升降舵面操纵效率低，难以配平由于增升装置使用所带来的俯仰力矩变化。2，常规飞机上主要的增升装置——后缘襟翼的位置，在飞翼布局中往往用作升降配平和操纵的舵面使用，仅有部分后掠较大的飞翼靠翼尖后缘的升降副翼操纵(但也难以配平襟翼增升带来的力矩变化)，因此，难以再将内侧机翼后缘用作襟翼偏转，否则配平和操纵将部分或全部失效。综上所述，常规的飞翼由于舵面效率低，为避免出现较大的力矩难以配平，考虑到起飞和着陆，构型无法像常规飞机一样使用增升装置，从而决定了起飞着陆时只能采用小的升力系数，即采用小于常规飞机的翼载。
发明内容
本发明针对飞翼的弱点，提出了一种飞翼飞机的增升方法，即重心前矢量力和常规增升装置的组合，该方法对于飞翼而言，能够满足起飞降落阶段对升力的需求，能够满足力矩配平要求，并且能够提高纵向操纵效率，改善稳定性，同时减小一定的气动升力负担。如果设计合理，甚至能够实现飞翼布局的短距起降能力。根据本发明的一个方面，提供了一种飞翼型飞机的增升方法，所述飞翼型飞机包括:飞翼机身，机翼，主发动机，其特征在于利用常规气动增升装置满足起飞降落阶段对升力系数和阻力系数的要求，利用一个法向矢量力产生装置，产生法向矢量力，所述法向矢量力能够平衡飞翼型飞机的一部分重量，并产生俯仰力矩，配平增升装置产生的俯仰力矩。
图1显示了常规增升装置的作用效果。图2是根据本发明的一个实施例的引入矢量力的无人飞翼整体示图。图3显示了根据本发明的一个实施例的增升装置——后缘简单襟翼示图。图4显示了根据本发明的一个实施例的增升装置——前缘襟翼示图。
具体实施例方式根据本发明的一个实施例，如图2所示，在飞翼布局中引入矢量力，该矢量力可以由多种动力装置提供，力的方向可以变化也可以固定，但需要保证重心(3)前升力方向有该力的分量(I)。在图2所示的本发明的实施例中，该矢量力是由涵道风扇(2)提供的。该涵道风扇(2)固定在飞翼机身(8)上，并位于飞翼机身(8)的纵向对称面上，全机重心(3)的前面。法向矢量力(I)的作用体现为:-作为升力，它能够平衡一部分重量；-位于重心(3)前面，该矢量力(I)能够产生相对重心(3)的抬头力矩，该力矩能够平衡起飞、着陆时前缘襟翼(5)和后缘襟翼(9)等气动增升装置打开时产生的低头力矩。在本发明的一个实施例中，采用了简单式的前缘襟翼(5)，如图4所示，该前缘襟翼(5)位于机翼(4)的前缘；当前缘襟翼(5)下偏时，与机翼(4)之间通过关节段(11)实现曲面过渡连接。后缘襟翼(9)采用简单襟翼，如图3所示，能够相对机翼(4)实现偏转。前缘襟翼(5)和后缘襟翼(9)等气动增升装置配合适用，它的增升效果如图1所示。后缘襟翼(9)下偏，能够增加翼型的弯度。同时减小在翼型上表面产生流动分离的临界迎角。机翼前缘襟翼(5)下偏时，在升力曲线线性段的迎角范围内，其升力实际上是不增加的，但可促使分离开始的迎角延迟到更大的范围，从而增加了临界迎角和最大升力系数的值。综上可知，我们发明的飞翼飞机的增升方法为:对飞翼采用常规飞机使用的增升装置，同时在重心前引入矢量力，该力不仅平衡增升装置带来的力矩，而且能够作为一部分直接升力。根据本发明的一个具体实施例，起飞重量2.5kg的小型飞翼无人机，采用后掠梯形翼，矢量力(I)由一直径为90mm的涵道风扇(2)实现，固定在机身(8)上距离重心(3)50%平均气动弦处，朝向升力方向。该型号风扇最大升力2kg。主发动机(7)置于后面。该飞翼的横航向操纵舵面为外翼段的副翼(10)，横航向稳定性由一对位于翼尖的立尾(6)
提供，飞翼的设计参数如下:
权利要求
1.一种飞翼型飞机的增升方法，所述飞翼型飞机包括: 飞翼机身⑶， 机翼⑷， 主发动机(7)， 其特征在于 利用一个法向矢量力产生装置(2)，产生法向矢量力(I)，所述法向矢量力(I)能够平衡飞翼型飞机的一部分重量，并产生俯仰力矩。
2.根据权利要求1的方法，其特征在于 所述法向矢量力产生装置(2)是固定在飞翼机身(8)的一个涵道风扇(2)。
3.根据权利要求2的方法，其特征在于 所述涵道风扇(2)被设置在飞翼机身(8)上，并位于飞翼机身(8)的纵向对称面上，且位于重心(3)的前面。
4.根据权利要求3的方法，其特征在于 所述矢量力(I)能够产生绕重心(3)的抬头力矩，该力矩能够平衡较大迎角下高升力系数起飞或着陆时所述飞翼所产生的低头力矩。
5.根据权利要求1-4之一的方法,其特征在于进一步包括 当前缘襟翼(5)下偏时，通过关节段(11)实现所述前缘襟翼(5)与机翼(4)之间的曲面过渡连接，其中所述前缘襟翼(5)是简单式的并位于机翼(4)的前缘， 采用能够相对机翼(4)实现偏转的后缘襟翼(9)，所述后缘襟翼(9)是简单襟翼， 其中 当所述后缘襟翼(9)下偏时，能够增加翼型的弯度，同时减小在翼型上表面产生流动分离的临界迎角， 当机翼前缘襟翼(5)下偏时，在升力曲线线性段的迎角范围内，机翼升力实际上是不增加的，但可促使分离开始的迎角延迟到更大的范围，从而增加了临界迎角和最大升力系数的值。
全文摘要
本发明针对飞翼型飞机操纵效率低下，起降性能差的弱点，提出了一种飞翼型飞机的增升方法，通过该方法能够有效满足起降阶段对升力的需求，进一步提升飞翼的起飞降落能力。该增升方法为矢量力与前后缘襟翼等增升装置的配合适用。前缘襟翼和后缘襟翼在起飞降落阶段能够提供满足该任务段的升力和阻力，但飞翼型飞机自身难以配平俯仰力矩。通过在飞翼重心之前引入矢量力，通过力和力矩两方面提升起降性能——力矩用来配平增升装置产生的低头力矩，力可以平衡部分重量。该增升方法应用于飞翼型飞机，技术简单，效果明显。
文档编号B64C9/00GK103171758SQ201110430848
公开日2013年6月26日 申请日期2011年12月20日 优先权日2011年12月20日
发明者王维军, 窦炳耀, 黄健 申请人:北京航空航天大学