一种可伸缩的腹部襟翼的制作方法

1.本实用新型涉及飞行器增升装置设计领域，尤其涉及一种可伸缩的腹部襟翼。


背景技术：

2.飞行器在起飞和降落阶段，需要尽可能的降低飞行速度，从而降低对低面的冲击，提高安全性，缩短滑跑距离，这意味着当飞行器飞离地面和着陆阶段需要有尽可能大的升力，因此，飞行器起飞和降落阶段往往需要打开增升装置。飞翼布局飞行器由于具有隐身性能好、升阻比高等优点，是未来飞行器的理想布局。然而，由于飞翼布局取消了平尾、立尾，其升降舵主要分布于机翼后缘，从而力臂较短，若获得与常规布局同样的俯仰效果，则需付出更大升力损失。为了改善这种缺陷，有专家在飞行器腹部安装了腹部襟翼，并验证了腹部襟翼具有增加升力系数以及改善纵向操纵性能的作用。因此，腹部襟翼是一种很具有发展前景的增升装置。
3.腹部襟翼的弦向安装位置一般位于重心之后。当腹部襟翼打开时，其前方的空气流速降低，导致气压升高，从而增加了飞行器的升力，并且能够为飞行器提供一定的抬头力矩，从而改善飞行器的俯仰特性；而腹部襟翼的后方将出现严重的分离气流，导致气压降低，从而损失一定的增升效果，并有可能导致飞行危险。根据腹部襟翼的增升原理，其面积越大，增升效果越好。而由于腹部襟翼宽度有一定限制，因此，为了保证增升效果，腹部襟翼在都设计了较高的高度。正因为如此，再加上飞行器重心后一般是排气管，因此若将腹部襟翼缩入机腹中，将影响排气管的布局，从而造成推力损失变大。目前，腹部襟翼基本都采用偏转的方式进行缩放，当腹部襟翼收起时，贴于飞行器腹部。这将带来两个问题：一是腹部襟翼需要与飞行器腹部贴合，增加了腹部襟翼的加工难度；二是腹部襟翼收起后仍然会在飞行器腹部留下一定缝隙，并且，铰链等装置也将导致飞行器腹部不光滑，从而牺牲了飞行器的隐身性能。


技术实现要素：

4.本实用新型意在提供一种可伸缩的腹部襟翼，以解决现有的腹部襟翼加工难度大且影响飞行器隐身性能和气动性能的问题。
5.为达到上述目的，本实用新型提供如下技术方案：
6.一种可伸缩的腹部襟翼，包括三个作动器，每个作动器的底部设有与飞行器腹部相连接的连接机构，每个作动器的顶部具有多段伸缩杆，三个所述多段伸缩杆共同连接有多个依次套接的山字形舵片，且上一山字形舵片能够完全插入下一山字形舵片内，所述作动器用于控制山字形舵片的套叠和伸展，以及控制山字形舵片伸出或者缩入飞行器腹部。
7.进一步地，所述多段伸缩杆包括下部伸缩杆组和上部伸缩杆组，所述下部伸缩杆组用于控制山字形舵片伸出或者缩入飞行器腹部，所述上部伸缩杆组用于控制山字形舵片的套叠和伸展。
8.进一步地，所述下部伸缩杆组包括第一伸缩杆、第二伸缩杆和第三伸缩杆，所述上
部伸缩杆组包括第四伸缩杆、第五伸缩杆和第六伸缩杆，多个依次套接的山字形舵片包括第一山字形舵片、第二山字形舵片、第三山字形舵片和第四山字形舵片，三根第六伸缩杆的顶部分别与第四山字形舵片的底边连接，三根第五伸缩杆的顶部分别与第三山字形舵片的底边连接，三根第四伸缩杆的顶部分别与第二山字形舵片的底边连接，三根第三伸缩杆的底部分别与第一山字形舵片的底边连接。
9.进一步地，所述第一山字形舵片、第二山字形舵片、第三山字形舵片和第四山字形舵片的上下边相互平行。
10.进一步地，所述腹部襟翼完全展开时，所述第一山字形舵片的底边与飞行器下表面平齐；所述腹部襟翼完全缩入飞行器腹部时，所述第四山字形舵片的顶边与飞行器下表面平齐。
11.综上所述，本实用新型采用上述技术方案，与现有技术相比具有如下优点：相对于现有偏转形式的腹部襟翼，即使紧贴飞行器腹部后，所留的空隙较大，长度较长，并且还包含了铰链等装置，对隐身破坏较大；本可伸缩的腹部襟翼由飞行器腹部伸出，并且能根据需要调节高度，以达到调节腹部襟翼增升效果的目的，通过伸缩方式，可以有效减小腹部襟翼的占用体积，从而能够避免对排气管分布造成影响，当腹部襟翼完全缩入飞行器腹部时，还使得腹部襟翼与飞行器腹部的贴合效果好，增强了隐身性能；另外，山字形舵片的结构使得各山字形舵片之间留有间隙，减轻了腹部襟翼后方的气流分离，增加了飞行安全性，腹部襟翼板面为平直板，使得加工难度低。
附图说明
12.图1为本实用新型实施例提供的一种可伸缩的腹部襟翼的正视图；
13.图2为本实用新型实施例提供的一种可伸缩的腹部襟翼的右视图；
14.图3为本实用新型实施例提供的一种可伸缩的腹部襟翼的剖视图；
15.图4为本实用新型实施例提供的一种可伸缩的腹部襟翼的完全展开状态图；
16.图5为本实用新型实施例提供的一种可伸缩的腹部襟翼的山字形舵片收起状态图；
17.图6为本实用新型实施例提供的一种可伸缩的腹部襟翼的完全收起状态图。
具体实施方式
18.下面结合附图和实施方式对本实用新型作进一步的详细说明：
19.说明书附图中的附图标记包括：第一伸缩杆1、第二伸缩杆2、第三伸缩杆3、第四伸缩杆4、第五伸缩杆5、第六伸缩杆6、第一山字形舵片7、第二山字形舵片8、第三山字形舵片9、第四山字形舵片10、飞行器下表面11、连接机构12。
20.如图1、图2、图3所示的，一种可伸缩的腹部襟翼，包括三个作动器，每个作动器的底部固定连接有与飞行器腹部相连接的连接机构12，每个作动器的顶部具有多段伸缩杆，多段伸缩杆包括下部伸缩杆组和上部伸缩杆组，三个多段伸缩杆共同连接有多个依次套接的山字形舵片，且上一山字形舵片能够完全插入下一山字形舵片内，下部伸缩杆组用于控制山字形舵片伸出或者缩入飞行器腹部，上部伸缩杆组用于控制山字形舵片的套叠和伸展，腹部襟翼在垂直方向上为平直结构，山字形舵片垂直向上收缩或者向下伸展。
21.下部伸缩杆组包括第一伸缩杆1、第二伸缩杆2和第三伸缩杆3，上部伸缩杆组包括第四伸缩杆4、第五伸缩杆5和第六伸缩杆6，多个依次套接的山字形舵片包括第一山字形舵片7、第二山字形舵片8、第三山字形舵片9和第四山字形舵片10，三根第六伸缩杆6的顶部分别与第四山字形舵片10的底边连接，三根第五伸缩杆5的顶部分别与第三山字形舵片9的底边连接，三根第四伸缩杆4的顶部分别与第二山字形舵片8的底边连接，三根第三伸缩杆3的底部分别与第一山字形舵片7的底边连接。
22.第一山字形舵片7、第二山字形舵片8、第三山字形舵片9和第四山字形舵片10的上下边相互平行，以保证舵片收缩后紧密贴合。
23.如图4、图5和图6所示的，根据飞行器状态，当飞行器出于起飞或者降落状态时，需要增大升力，此时由作动器的下部伸缩杆组将腹部襟翼送出飞行器腹部，并用作动器的上部伸缩杆组使山字形舵片展开，从而使腹部襟翼出于完全展开状态，由于山字形舵片的自身结构，使得相邻两个山字形舵片间留有均匀空隙，第一山字形舵片7的底边与飞行器下表面11平齐，此时腹部襟翼增升效果最好，并且可以有效减轻腹部襟翼后方的气流分离，从而减轻了对升力增量的损失，增加飞行安全性。当飞行器爬升至巡航高度，此时，考虑隐身性，腹部襟翼完全缩入飞行器腹部，多个山字形舵片套叠且紧密贴合，第四山字形舵片10的顶边与飞行器下表面11平齐。此外，还可以通过调节腹部襟翼的伸展程度，从而达到调节腹部襟翼增升效果的目的。
24.以上所述的仅是本实用新型的实施例，方案中公知的具体技术方案和/或特性等常识在此未作过多描述。应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本实用新型技术方案的前提下，还可以作出若干变形和改进，这些也应该视为本实用新型的保护范围，这些都不会影响本实用新型实施的效果和专利的实用性。本技术要求的保护范围应当以其权利要求的内容为准，说明书中的具体实施方式等记载可以用于解释权利要求的内容。