一種飛翼布局航向控制的嵌入式操縱面的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于飛翼布局航向控制技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種嵌入式操縱面。打開的嵌入式操縱面產(chǎn)生的側(cè)向力和阻力量級相當(dāng)，可共同作用提供穩(wěn)定的偏航力矩，實現(xiàn)飛翼布局的航向控制。與常規(guī)嵌入面相比，全機阻力增量顯著減小。
【背景技術(shù)】
[0002]翼布局取消尾翼后，可大大增強隱身特性，提高升阻性能，減少重量及翼載，對提高航程、航時等飛行性能極為有效。但由于尾翼是飛行器主要的航向穩(wěn)定和偏航控制操縱面，因此，取消尾翼后，飛翼布局存在航向穩(wěn)定性缺失和操縱性能不足的問題，嚴(yán)重制約了飛翼布局的應(yīng)用。目前，國內(nèi)外主要采用常規(guī)偏航操縱面和推力矢量控制進行飛翼布局航向操控。其中，常規(guī)偏航操縱面如開裂式副翼、阻力舵、收放式方向舵等主要是通過機翼兩側(cè)的差動阻力產(chǎn)生偏航力矩，因此，進行航向控制時，常規(guī)偏航操縱面會產(chǎn)生較大的阻力增量，使全機阻力大幅增加，減小了飛翼布局在升阻比方面的優(yōu)勢，大幅降低其飛行性能。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]為了提供穩(wěn)定的偏航力矩，實現(xiàn)飛翼布局航向控制，同時，減小操縱面偏航控制時的阻力增量，本發(fā)明提供一種新型嵌入式操縱面。
[0004]為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案:
一種飛翼布局航向控制的嵌入式操縱面，所述操縱面設(shè)置在機翼上，且操縱面的后掠角角度范圍為40°?70°。
[0005]在上述技術(shù)方案中，所述操縱面設(shè)置在焦點之后。
[0006]在上述技術(shù)方案中，所述操縱面設(shè)置在機翼的上表面或下表面。
[0007]在上述技術(shù)方案中，所述操縱面的表面面積和操縱面的數(shù)量可調(diào)。
[0008]本發(fā)明的操縱面打開時產(chǎn)生的側(cè)向力和阻力均可產(chǎn)生偏航力矩，且產(chǎn)生的偏航力矩量級相當(dāng)，即可通過側(cè)向力代替阻力產(chǎn)生偏航力矩，從而與常規(guī)嵌入面相比，阻力增量大幅減小。阻力和側(cè)向力的相對大小由嵌入式操縱面的后掠角決定，兩者比例為后掠角的余切關(guān)系。進行航向控制時，可打開相應(yīng)的一片或多片嵌入式操縱面，實現(xiàn)航向控制；不需要進行航向控制時，關(guān)閉操縱面，操縱面表面與飛翼布局外形光滑過渡，以提高隱身性能。
[0009]綜上所述，由于采用了上述技術(shù)方案，本發(fā)明的有益效果是:與常規(guī)偏航操縱面相比，嵌入式操縱面主要通過操縱面的側(cè)向力和阻力共同作用產(chǎn)生偏航力矩，通過產(chǎn)生側(cè)向力代替阻力形成偏航力矩，減小了偏航控制時的阻力增量，提高了飛機的綜合性能。翼下嵌入式操縱面在全迎角范圍內(nèi)可實現(xiàn)航向控制。當(dāng)嵌入式操縱面后掠角與機翼前緣或后緣平行時可提高飛機隱身性能。
【附圖說明】
[0010]本發(fā)明將通過例子并參照附圖的方式說明，其中: 圖1是翼上嵌入式操縱面打開/關(guān)閉時飛翼布局偏航力矩系數(shù)對比；
圖2是翼下嵌入式操縱面打開/關(guān)閉時飛翼布局偏航力矩系數(shù)對比；
圖3是翼下嵌入式操縱面打開時全機氣動力阻力系數(shù)；
圖4是翼下嵌入式操縱面打開時全機氣動力偏航力矩系數(shù)。
【具體實施方式】
[0011]本發(fā)明的嵌入式操縱面分別布置在翼上和翼下各一組，共四片，其位置上下相同，左右對稱，其后掠角范圍為47°，與后緣平行，位于焦點之后，展向力臂和弦向力臂長度相當(dāng)。嵌入式操縱面前緣與安裝在機翼表面的舵機相連接，通過舵機的轉(zhuǎn)動可控制操縱面的打開角度。
[0012]單側(cè)嵌入式操縱面打開，當(dāng)需要正偏航力矩時，可打開左側(cè)翼上或翼下嵌入式操縱面，進行航向控制；偏航力矩的大小，可通過打開角度的大小控制。
[0013]如圖1所示，當(dāng)Ma=0.9、β =5°時，翼上嵌入式操縱面打開/關(guān)閉時嵌入式操縱面上阻力和側(cè)向力增量比較，圖2是該狀態(tài)下，嵌入面和全機偏航力矩系數(shù)比較。從中可以看出，當(dāng)嵌入面后掠角為47°時，打開嵌入面將使嵌入面上的阻力和側(cè)向力變化幅度相當(dāng)，由阻力和側(cè)向力產(chǎn)生的偏航力矩系數(shù)相當(dāng)，通過阻力和側(cè)向力的共同作用可使全機偏航力矩系數(shù)由負變正，可實現(xiàn)航向控制。
[0014]如圖4所示，當(dāng)Ma=0.9、β =5°時，不同后掠角翼上嵌入式操縱面打開時全機氣動力系數(shù)比較。從中可以看出，47°后掠角嵌入面產(chǎn)生的阻力增量是0°后掠角嵌入面阻力增量的65%，但由于47°后掠角嵌入面的側(cè)向力也產(chǎn)生偏航力矩，因此，其產(chǎn)生的偏航力矩系數(shù)相對于0°后掠角嵌入面增大30%。從中可以看出，與常規(guī)嵌入面相比，該種中等后掠角嵌入面航向控制時可用更小的阻力增量產(chǎn)生更大的偏航力矩，從而使全機阻力增量顯著減小。
[0015]本發(fā)明并不局限于前述的【具體實施方式】。本發(fā)明擴展到任何在本說明書中披露的新特征或任何新的組合，以及披露的任一新的方法或過程的步驟或任何新的組合。
【主權(quán)項】
1.一種飛翼布局航向控制的嵌入式操縱面，其特征在于所述操縱面設(shè)置在機翼上，且操縱面的后掠角角度范圍為40°?70° ;在該后掠角范圍內(nèi)將使操縱面上產(chǎn)生與阻力同等量級的側(cè)向力，通過側(cè)向力產(chǎn)生與阻力大小量級、方向均相同的偏航力矩，可減小航向控制時的阻力增量。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛翼布局航向控制的嵌入式操縱面，其特征在于所述操縱面設(shè)置在偏航力矩參考點之后，使操縱面上的側(cè)向力和阻力可產(chǎn)生方向相同的偏航力矩。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛翼布局航向控制的嵌入式操縱面，其特征在于所述操縱面設(shè)置在機翼的上表面或下表面。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種飛翼布局航向控制的嵌入式操縱面，其特征在于所述操縱面的表面面積和操縱面的數(shù)量可調(diào)。
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種應(yīng)用于飛翼布局航向控制的嵌入式操縱面。該嵌入式操縱面后掠角范圍為40°～70°。打開操縱面時，操縱面上的側(cè)向力和阻力量級相當(dāng)，可產(chǎn)生大小量級相當(dāng)、方向相同的偏航力矩，可實現(xiàn)飛翼布局的航向控制。與常規(guī)嵌入面相比,航向控制時全機的阻力增量顯著減小。
【IPC分類】B64C9-00
【公開號】CN104691743
【申請?zhí)枴緾N201510115871
【發(fā)明人】黃勇, 馬曉永, 王義慶, 單繼祥, 鐘世東, 蘇繼川, 李永紅, 彭鑫
【申請人】中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所
【公開日】2015年6月10日
【申請日】2015年3月17日