[發明專利]短距起降無人飛翼

無效

• 申請號: 201110430844.6
• 申請日: 2011-12-20
• 公開（公告）號: CN103171766A
• 公開（公告）日: 2013-06-26
• 發明（設計）人: 王維軍;竇炳耀;黃健
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: B64C39/10
• 分類號: B64C39/10;B64C27/26;B64D27/26
• 代理公司: 北京金恒聯合知識產權代理事務所 11324
• 代理人: 李強

技術領域：

本發明涉及一種可短距起降的飛翼無人機，屬于航空飛行器中固定翼飛機設計技術領域

技術背景

作為一種非常規的氣動布局，飛翼飛機采用翼身融合和無尾布局，具有其他布局無可替代的優越性，因而成為未來飛行器理想的氣動布局之一。如：高升力低阻力；氣動一體化設計等。

由于無尾，它的操縱舵面位于機翼后緣，尾力臂短，導致縱向操縱舵面效率低，為了能夠配平，一方面，飛翼翼型不能選擇升力系數大的正彎度翼型，因為這樣的翼型低頭力矩大；另一方面，不能使用增升裝置。從而導致飛翼的起飛降落性能差，將大大限制了飛翼飛機的普及和應用。

發明內容

本發明著眼于具有短距起降(STOL)能力的飛翼布局的小型無人機的研制。為了具有短距起降能力，該無人機采用在機身前部，重心之前加裝涵道風扇的設計布局，以產生直接的升力和抬頭力矩，既能降低最小飛行速度，又能平衡較大迎角下高升力系數起飛、著陸時飛翼產生的低頭力矩。同時為了提高起降性能，進行了一系列輔助設計，如前掠翼，滑流舵面和開裂式襟翼等。

附圖說明

圖1示意顯示了根據本發明的一個實施例的短距起降無人飛翼。

具體實施方式

為了具有短距起降能力，充分挖掘飛翼的短距起降性能，根據本發明的一個實施例的短距起降無人飛翼包括以下一或幾個特征：

-涵道風扇(3)

為了具有短距起降能力，根據本發明的一個實施例的短距起降無人飛翼采用在機身前部，飛翼的重心(4)之前布置涵道風扇(3)的設計布局，以產生直接的升力和抬頭力矩，既能降低最小飛行速度，又能平衡較大迎角高升力系數起飛、著陸時飛翼產生的低頭力矩。前面的涵道風扇(3)距離重心(4)的距離選擇在50％氣動弦處，在配平狀態下，涵道風扇具有可觀的推力和力矩，利用率較高。

-滑流舵面

根據本發明的一個實施例的短距起降無人飛翼創造性地將后推式動力系統(10)裝在機身(2)的中后部，翼身后緣升降舵(9)前面。這樣流經動力系統(10)的氣流能比遠前方來流更高速地流過升降舵(9)，在不改變縱向力臂的情況下有效改變升降舵(9)偏轉產生的升力，進而改善飛翼操縱舵面效率低下的狀況，有效提高起飛降落性能。

-開裂式襟翼(5)

根據本發明的一個實施例，在該機腹下部，根據機身(2)的外形及尺寸，設計了一個開裂式襟翼(5)。它能夠在提高升力系數的同時帶來極高的阻力，從而降低了進場速度，增大下滑角，能夠對接地點做出良好的判斷，極大地提高了該飛翼的著陸性能。

根據本發明的一個實施例的短距起降無人飛翼包括：飛翼布局，前掠梯形機翼(1)，具有諸如3°的上反角，距離重心前50％平均氣動弦的位置安裝有一個涵道風扇(3)，提供直接力。采用后推力。后推動力置于升降舵(9)前面，腹部布置開裂式襟翼(5)。

根據本發明的一個具體實施例的短距起降無人飛翼設計參數包括：

展弦比λ：展弦比選取，主要考慮其對升阻特性和機動性的影響。飛翼布局無人機，低速飛行，不強調機動性能，適合選取較大展弦比，能夠減小渦誘導阻力，獲得較大升阻比，提高巡航性能。在一個具體實施例中，選擇展弦比為9。

前掠角χ：從平飛性能考慮，低速飛機適合選取平直機翼。從飛翼無尾布局的穩定性考慮，適合選取大后掠角，以增大升降副翼的穩定作用。

與常見的飛翼飛機不同，本機采用前掠機翼，能夠有效減小低速時翼尖失速現象，利于短距降落的實現。同時，前掠翼有效提高機動性，彌補大展弦比機動性不足的弱點。在一個具體實施例中機翼1/4弦線前掠角取7°。

根梢比η：后掠機翼根梢比一般在2～6范圍內，其影響升力的展向分布規律。平直機翼當η＝2.2時，可產生誘導阻力最小的橢圓形升力分布。前掠機翼使空氣流向內側，翼根載荷增大，為保持橢圓分布，應增大根梢比。在一個具體實施例中，考慮到前掠角不大，近似平直翼，故取η＝2.3。

上反角：前掠翼帶來所需性能的同時，降低了橫向的安定性，針對此，在一個具體實施例中，設計該機翼具有3°上反角。上反角能夠提供橫向的安定性性。當機體受到瞬時擾動，并發生滾轉時，有上反角的機翼能有效抑制滾轉，并產生較大的校正滾轉力。

本發明的優點和有益效果包括：

-繼承了飛翼固有的良好的巡航特性

-前掠翼能夠在低速時防止翼尖失速，保證短距起降的實現，同時具有一定的機動性。它所帶來的橫航向穩定性不足則由機翼上反角來彌補。