CN115649421A - 一种适用于隐身飞机的气动增升装置 - Google Patents

Abstract

本申请属于隐身飞机结构设计和气动布局设计技术领域，为一种适用于隐身飞机的气动增升装置，包括前翼和驱动装置；飞机起飞前，前翼与口盖处于密封配合状态，保持中央体的外部形状不变；飞控系统接收到相应信号判断飞机处于起飞状态后，向驱动装置发生前翼旋出的控制指令，先控制伸缩机构工作，使得前翼口盖内伸出一定距离；前翼伸出到指定位置后，控制伸缩机构保持不变，而后控制旋转收放机构工作，带动前翼从口盖上方旋出至中央体一侧并旋转至指定角度，而后控制旋转收放机构保持不变，机翼展开，流过前翼的气流产生可控涡流，增大方案起飞构型的最大可用迎角；同时增大CM0的结果，降低方案大迎角条件下的纵向配平的难度。

Description

一种适用于隐身飞机的气动增升装置

技术领域

本申请属于隐身飞机结构设计和气动布局设计技术领域，特别涉及一种适用于隐身飞机的气动增升装置。

背景技术

隐身飞机可以大幅度降低对手探测装置的搜索距离，在军用行动具有明显的技术优势，因此隐身飞机设计技术不断发展。

现有的隐身飞机采用多种气动布局设计，其中BWB布局具有气动效率高、隐身效果好、装载能力强、重心位置控制方便等优点，是各种以远航程和高隐身为设计目标的飞机的理想布局。

现有的BWB布局隐身飞机方案的起飞性能普遍偏弱，表现在起飞滑跑距离长，对机场的要求较高。产生该情况的根源之一在于起飞构型的升力特性不足，即符合要求的CLmax数值偏小。这是由于：a）BWB布局的最大可用迎角明显小于常规布局；b）CM0偏小，大迎角条件下纵向配平难度大；c）不能使用高效的增升装置设计。

因此如何提升BWB布局隐身飞机的升力特性是一个需要解决的问题。

发明内容

本申请的目的是提供了一种适用于隐身飞机的气动增升装置，以解决现有技术中BWB布局隐身飞机升力特性不足的问题。

本申请的技术方案是：一种适用于隐身飞机的气动增升装置，设于中央体上，包括前翼和驱动装置，所述中央体上设有口盖，所述前翼与口盖对应设置，并且飞机航线飞行过程中前翼与口盖密封配合，所述驱动装置与飞控系统电连接，所述驱动装置包括伸缩机构和旋转收放机构，当飞机起飞前，飞控系统控制伸缩机构工作，带动前翼伸出，而后控制旋转收放机构工作，控制前翼从中央体侧方旋出；当飞机起飞完成后，飞控系统控制前翼返回至原位并与口盖密封配合。

优选地，所述旋转收放机构包括转动组件和偏转组件，所述转动组件设于口盖内，所述偏转组件设于前翼的内侧壁上，所述转动组件包括支撑台、电机、第一齿轮、第二齿轮和T型杆，所述电机、第一齿轮和第二齿轮均设于支撑台内，所述第一齿轮与电机的转轴相连，所述第二齿轮同轴固定于T型杆上，所述T型杆与支撑台转动连接，所述第一齿轮和第二齿轮相互啮合，所述T型杆从支撑台内伸出并且T型杆具有横杆的一端与偏转组件相连。

优选地，所述偏转组件共有两组并且两组偏转组件分别与T型杆上横杆的两端相连，所述偏转组件包括固定套和舵机，所述舵机设于固定套内，所述固定套螺栓连接于前翼上，所述舵机的转轴与T型杆上横杆的端部相连。

优选地，所述支撑台内还设有锁止组件，所述锁止组件包括第二作动筒、滑块、棘轮和棘爪，所述第二作动筒固定于支撑台内，所述滑块固定连接于第二作动筒的活塞杆上，所述滑块上设有棘爪，所述棘轮同轴连接于T型杆，所述滑块滑移连接于支撑台的内壁上，所述第二作动筒能够驱动棘轮与棘爪分离或啮合。

优选地，所述伸缩机构包括第一作动筒和导向柱，所述第一作动筒设于中央体内部梁体上，所述导向柱共有多组并分别设于第一作动筒的侧方，所述导向柱一端与中央体内部梁体固定连接，另一端与支撑台滑移配合。

优选地，所述伸缩机构上设有位置传感器，所述旋转收放机构上设有角度传感器，所述位置传感器和角度传感器均与飞控系统电连接。

优选地，所述中央体上设有第一后缘增升装置，所述中央体的机翼上设有第二后缘增升装置。

本申请的一种适用于隐身飞机的气动增升装置，包括前翼和驱动装置；飞机起飞前，前翼与口盖处于密封配合状态，保持中央体的外部形状不变；飞控系统接收到相应信号判断飞机处于起飞状态后，向驱动装置发生前翼旋出的控制指令，先控制伸缩机构工作，使得前翼口盖内伸出一定距离；前翼伸出到指定位置后，控制伸缩机构保持不变，而后控制旋转收放机构工作，带动前翼从口盖上方旋出至中央体一侧并旋转至指定角度，而后控制旋转收放机构保持不变，机翼展开，流过前翼的气流产生可控涡流，与机翼形成有利干扰，可以增大方案起飞构型的最大可用迎角；同时增大CM0的结果，降低方案大迎角条件下的纵向配平的难度。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为本申请前翼展开时的隐身飞机结构示意图；

图2为本申请前翼闭合时的隐身飞机结构示意图；

图3为本申请凸显驱动装置的局部剖视结构示意图。

1、中央体；2、机翼；3、口盖；4、前翼；5、支撑台；6、第一齿轮；7、第二齿轮；8、T型杆；9、固定套；10、舵机；11、第一作动筒；12、导向柱；13、第二作动筒；14、滑块；15、棘轮；16、棘爪；17、第一后缘增升装置；18、第二后缘增升装置；19、电机。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

一种适用于隐身飞机的气动增升装置，如图1-3所示，设于中央体1上，中央体1采用BWB布局方案，中央体1的两侧采用BWB布局方案的机翼2，

包括前翼4和驱动装置，中央体1上设有口盖3，前翼4与口盖3对应设置，并且飞机航线飞行过程中前翼4与口盖3密封配合，驱动装置与飞控系统电连接，驱动装置包括伸缩机构和旋转收放机构，当飞机起飞前，飞控系统控制伸缩机构工作，带动前翼4伸出，而后控制旋转收放机构工作，控制前翼4从中央体1侧方旋出；当飞机起飞完成后，飞控系统控制前翼4返回至原位并与口盖3密封配合。

飞机起飞前，前翼4与口盖3处于密封配合状态，保持中央体1的外部形状不变；飞控系统接收到相应信号判断飞机处于起飞状态后，向驱动装置发生前翼4旋出的控制指令，先控制伸缩机构工作，使得前翼4口盖3内伸出一定距离；前翼4伸出到指定位置后，控制伸缩机构保持不变，而后控制旋转收放机构工作，带动前翼4从口盖3上方旋出至中央体1一侧并旋转至指定角度，而后控制旋转收放机构保持不变，机翼2展开，此时：

1）流过前翼4的气流产生可控涡流，与机翼2形成有利干扰，可以增大方案起飞构型的最大可用迎角；

2）前翼4可以控制飞机的气动中心，增大CM0的结果，降低方案大迎角条件下的纵向配平的难度；

3）前翼4可以为飞机提供了一对高效的气动配平舵面，使BWB布局方案可以在机翼2的后缘使用高效的增升装置。

当飞机航线飞行过程中，前翼4返回原位，处于收起状态，关闭前翼4的收放口盖3，维持隐身飞机的外形设计，不产生额外的阻力。

通过控制前翼4的旋转角度，能够形成旋出收放和偏出收放两种收放方式，其中，旋出收放时前翼4的旋转角度大于偏出收放时旋翼的旋转角度，

优选地，旋转收放机构包括转动组件和偏转组件，转动组件设于口盖3内，偏转组件设于前翼4的内侧壁上，转动组件包括支撑台5、电机19、第一齿轮6、第二齿轮7和T型杆8，电机19、第一齿轮6和第二齿轮7均设于支撑台5内，第一齿轮6与电机19的转轴相连，第二齿轮7同轴固定于T型杆8上，T型杆8与支撑台5转动连接，第一齿轮6和第二齿轮7相互啮合，T型杆8从支撑台5内伸出并且T型杆8具有横杆的一端与偏转组件相连。

偏转组件共有两组并且两组偏转组件分别与T型杆8上横杆的两端相连，偏转组件包括固定套9和舵机10，舵机10设于固定套9内，固定套9螺栓连接于前翼4上，舵机10的转轴与T型杆8上横杆的端部相连。

转动组件工作时能够带动前翼4环绕T型杆8的竖杆旋转，偏转组件工作时能够带动前翼4环绕T型杆8的横杆旋转，通过控制前翼4两个不同方向的旋转角度，从而实现前翼4能够按照指定方向旋出。

T型杆8在口盖3内为倾斜设置。

电机19工作时，通过第一齿轮6和第二齿轮7的啮合带动T型杆8在支撑台5内转动，T型杆8转动从而带动前翼4实现一个斜向方向上的旋转；舵机10的转轴与T型杆8的横杆同轴设置，舵机10工作时通过与T型杆8的横杆之间的反作用力来带动前翼4进行另一个斜向方向上的旋转；通过控制两个组件不同的旋转角度来控制前翼4最终的旋出角度，可以根据具体的使用需求将前翼4保持在水平或倾斜状态，来有效的提升飞机的最大可用迎角。

中央体1对应口盖3内部的位置处可以设置相应的滑移套来套设于T型杆8上，从而对T型杆8进行有效的支撑和导向，提升稳定性。固定套9的外表面设计为流线型结构，其减少风阻。其它结构部分能够进行相应的提升稳定性的简单结构设计，具体不再赘述。

优选地，支撑台5内还设有锁止组件，锁止组件包括第二作动筒13、滑块14、棘轮15和棘爪16，第二作动筒13固定于支撑台5内，滑块14固定连接于第二作动筒13的活塞杆上，滑块14上设有棘爪16，棘轮15同轴连接于T型杆8，滑块14滑移连接于支撑台5的内壁上，第二作动筒13能够驱动棘轮15与棘爪16分离或啮合。通过设置锁止组件，一方面防止转动组件工作时发生反向转动，另一方面在前翼4到达指定之后，能够控制T型杆8和前翼4保持不动。

当前翼4伸出时，棘轮15与棘爪16保持啮合；当前翼4处于收起状态时，第二作动筒13工作，通过滑块14带动棘轮15与棘爪16分离。在支撑台5内壁上设有与棘轮15配合的导轨，以保证滑块14运动稳定。

优选地，伸缩机构包括第一作动筒11和导向柱12，第一作动筒11设于中央体1内部梁体上，导向柱12共有多组并分别设于第一作动筒11的侧方，导向柱12一端与中央体1内部梁体固定连接，另一端与支撑台5滑移配合。

当第一作动筒11工作时，通过其活塞杆带动支撑台5上下移动，同时导向柱12保持不动，对支撑台5起到导向与支撑作用。导向柱12的数量可以根据实际需求设置2组、4组或6组等。

优选地，伸缩机构上设有位置传感器，旋转收放机构上设有角度传感器，具体为设于转动组件上的第一角度传感器和设于偏转组件上的第二角度传感器，位置传感器、第一角度传感器和第二角度传感器均与飞控系统电连接。飞控系统通过位置传感器、第一角度传感器和第二角度传感器传递的位置或角度信息，从而能够判断伸缩机构和旋转收放机构是否达到所需的状态，在发生异常时，能够及时得知并采取调整或停止对应机构的措施进行控制。

优选地，前翼4可以为飞机提供了一对高效的气动配平舵面，使BWB布局方案可以在机翼2的后缘使用高效的增升装置，具体为中央体1后缘上设有第一后缘增升装置17，中央体1的机翼2后缘上设有第二后缘增升装置18，从而进一步提升气动性能。第一后缘增升装置17和第二后缘增生装置采用常规的固定结构进行增升，具体结构不再赘述。

以上，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (7)

1.一种适用于隐身飞机的气动增升装置，设于中央体(1)上，其特征在于：包括前翼(4)和驱动装置，所述中央体(1)上设有口盖(3)，所述前翼(4)与口盖(3)对应设置，并且飞机航线飞行过程中前翼(4)与口盖(3)密封配合，所述驱动装置与飞控系统电连接，所述驱动装置包括伸缩机构和旋转收放机构，当飞机起飞前，飞控系统控制伸缩机构工作，带动前翼(4)伸出，而后控制旋转收放机构工作，控制前翼(4)从中央体(1)侧方旋出；当飞机起飞完成后，飞控系统控制前翼(4)返回至原位并与口盖(3)密封配合。

2.如权利要求1所述的适用于隐身飞机的气动增升装置，其特征在于：所述旋转收放机构包括转动组件和偏转组件，所述转动组件设于口盖(3)内，所述偏转组件设于前翼(4)的内侧壁上，所述转动组件包括支撑台(5)、电机(19)、第一齿轮(6)、第二齿轮(7)和T型杆(8)，所述电机(19)、第一齿轮(6)和第二齿轮(7)均设于支撑台(5)内，所述第一齿轮(6)与电机(19)的转轴相连，所述第二齿轮(7)同轴固定于T型杆(8)上，所述T型杆(8)与支撑台(5)转动连接，所述第一齿轮(6)和第二齿轮(7)相互啮合，所述T型杆(8)从支撑台(5)内伸出并且T型杆(8)具有横杆的一端与偏转组件相连。

3.如权利要求2所述的适用于隐身飞机的气动增升装置，其特征在于：所述偏转组件共有两组并且两组偏转组件分别与T型杆(8)上横杆的两端相连，所述偏转组件包括固定套(9)和舵机(10)，所述舵机(10)设于固定套(9)内，所述固定套(9)螺栓连接于前翼(4)上，所述舵机(10)的转轴与T型杆(8)上横杆的端部相连。

4.如权利要求2所述的适用于隐身飞机的气动增升装置，其特征在于：所述支撑台(5)内还设有锁止组件，所述锁止组件包括第二作动筒(13)、滑块(14)、棘轮(15)和棘爪(16)，所述第二作动筒(13)固定于支撑台(5)内，所述滑块(14)固定连接于第二作动筒(13)的活塞杆上，所述滑块(14)上设有棘爪(16)，所述棘轮(15)同轴连接于T型杆(8)，所述滑块(14)滑移连接于支撑台(5)的内壁上，所述第二作动筒(13)能够驱动棘轮(15)与棘爪(16)分离或啮合。

5.如权利要求2所述的适用于隐身飞机的气动增升装置，其特征在于：所述伸缩机构包括第一作动筒(11)和导向柱(12)，所述第一作动筒(11)设于中央体(1)内部梁体上，所述导向柱(12)共有多组并分别设于第一作动筒(11)的侧方，所述导向柱(12)一端与中央体(1)内部梁体固定连接，另一端与支撑台(5)滑移配合。

6.如权利要求1所述的适用于隐身飞机的气动增升装置，其特征在于：所述伸缩机构上设有位置传感器，所述旋转收放机构上设有角度传感器，所述位置传感器和角度传感器均与飞控系统电连接。

7.如权利要求1所述的适用于隐身飞机的气动增升装置，其特征在于：所述中央体(1)后缘上设有第一后缘增升装置(17)，所述中央体(1)的机翼(2)后缘上设有第二后缘增升装置(18)。

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