[發(fā)明專利]一種變翼巡航飛行器

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201210044778.3
• 申請(qǐng)日: 2012-02-23
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN102582824A
• 公開(kāi)（公告）日: 2012-07-18
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 唐勝景;楊貫通;趙林東;郭杰
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 北京理工大學(xué)
• 主分類號(hào): B64C3/40
• 分類號(hào): B64C3/40
• 代理公司: 北京理工大學(xué)專利中心 11120
• 代理人: 李愛(ài)英;楊志兵

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種變翼巡航飛行器，具體涉及一種機(jī)翼后掠角可變、并且能夠?qū)崿F(xiàn)巡航段亞音速末段超音速飛行的巡航飛行器，屬于飛行器設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

巡航飛行器能夠?qū)崿F(xiàn)長(zhǎng)航時(shí)、長(zhǎng)航程飛行，通過(guò)防區(qū)外發(fā)射，實(shí)現(xiàn)對(duì)遠(yuǎn)距離目標(biāo)的打擊。巡航飛行器大部分飛行時(shí)間都處于等高等速平飛的巡航狀態(tài)，在這種狀態(tài)下，巡航飛行器的升阻比最高、單位耗油量最小。但是隨著現(xiàn)代戰(zhàn)場(chǎng)形勢(shì)不斷發(fā)生變化，對(duì)巡航飛行器來(lái)說(shuō)，要求其能同時(shí)適應(yīng)高低空、高低速的不同飛行狀態(tài)，以突破航空母艦完備的防御系統(tǒng)。而固定外形的巡航飛行器難以滿足廣泛的速域和空域要求，可變翼巡航飛行器則可以通過(guò)改變氣動(dòng)外形保持飛行狀態(tài)中的最佳氣動(dòng)性能，滿足突防要求。

變翼有多種形式，比如變后掠角、變前掠角、變展長(zhǎng)、撲翼、柔性翼等。變翼技術(shù)最初在飛機(jī)上得到成功應(yīng)用，其中變后掠角方式應(yīng)用廣泛。1951年美國(guó)貝爾公司研制出世界上第一架可變后掠翼試驗(yàn)機(jī)X-5。上世紀(jì)六十年代美國(guó)通用動(dòng)力公司借鑒了可變后掠翼試驗(yàn)機(jī)的技術(shù)成果，研制出世界上第一種實(shí)用可變后掠翼戰(zhàn)斗攻擊機(jī)F111。美國(guó)的F-14雄貓戰(zhàn)斗機(jī)也采用變后掠翼技術(shù)，飛行中機(jī)翼后掠角的變化范圍為20°～68°。當(dāng)前通常采用液壓傳動(dòng)裝置或曲柄滑塊機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)后掠角的變化，但是液壓傳動(dòng)裝置體積大且笨重，曲柄滑塊機(jī)構(gòu)上的滑塊通過(guò)絲杠帶動(dòng)，其存在結(jié)構(gòu)笨重、速度慢等缺點(diǎn)，因此以上兩種變后掠角的方法皆不適宜需要適應(yīng)不同飛行狀態(tài)的巡航飛行器。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的是為了解決上述問(wèn)題，提出一種變翼巡航飛行器，該飛行器控制機(jī)翼后掠角變化的機(jī)構(gòu)體積小、重量輕，其可以滿足巡航飛行器的使用。

實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的技術(shù)方案如下：

一種變翼巡航飛行器，包括機(jī)身、機(jī)翼、加速段尾翼以及巡航段尾翼；所述機(jī)身內(nèi)部從飛行器頭部至尾部依次包括導(dǎo)引頭艙、前設(shè)備艙、前油艙、戰(zhàn)斗部、后設(shè)備艙和機(jī)翼伺服系統(tǒng)艙、后油艙、固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、加速段尾翼舵機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)輔助設(shè)備艙以及渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)；其中在巡航段時(shí)，所述渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)為飛行器的飛行提供動(dòng)力；在末段時(shí)，渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)脫落，所述固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為飛行器的飛行提供動(dòng)力；

所述機(jī)翼通過(guò)變翼機(jī)構(gòu)與機(jī)身相連，所述變翼機(jī)構(gòu)包括擺桿、翼?xiàng)U、三角連件、推桿、活塞和作動(dòng)筒，機(jī)翼固連于翼?xiàng)U上；其中，擺桿的一端通過(guò)第一鉸支座連接于機(jī)身上；擺桿的另一端通過(guò)擺動(dòng)軸與翼?xiàng)U的一端活動(dòng)連接；翼?xiàng)U的另一端通過(guò)旋轉(zhuǎn)軸與三角連件前桿的前端活動(dòng)連接；三角連件通過(guò)第二鉸支座連接于機(jī)身上，并可繞第二鉸支座旋轉(zhuǎn)，且三角連件前桿和三角連件曲柄之間形成固定的夾角θ；三角連接曲柄的前端通過(guò)推動(dòng)軸與推桿的一端活動(dòng)連接；推桿的另一端固連于活塞上，所述活塞位于機(jī)身中軸線位置上的作動(dòng)筒中，并可在外部驅(qū)動(dòng)力的作用下沿作動(dòng)筒移動(dòng)；外部驅(qū)動(dòng)力通過(guò)驅(qū)動(dòng)活塞在作動(dòng)筒中的前后運(yùn)動(dòng)，并通過(guò)推桿和三角連件傳遞給用于連接機(jī)翼的翼?xiàng)U上，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)機(jī)翼后掠角和機(jī)翼相對(duì)機(jī)身位置的控制。

有益效果

本發(fā)明機(jī)身和機(jī)翼之間通過(guò)變翼機(jī)構(gòu)相連，通過(guò)外力驅(qū)動(dòng)變翼機(jī)構(gòu)上的活塞，利用三角連件將驅(qū)動(dòng)力傳遞給機(jī)翼，實(shí)現(xiàn)對(duì)機(jī)翼后掠角變化的控制，同時(shí)控制機(jī)翼相對(duì)機(jī)身前移。本發(fā)明變翼機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)簡(jiǎn)單、重量輕、體積小，其可以滿足巡航飛行器上的使用要求。

其次，本發(fā)明在巡航段時(shí)，渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)為飛行器的飛行提供動(dòng)力，實(shí)現(xiàn)亞音速的飛行；在末段時(shí)，渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)脫落，固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為飛行器的飛行提供動(dòng)力，實(shí)現(xiàn)超音速的飛行，實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)的有效毀傷。

再次，本發(fā)明對(duì)擺桿、翼?xiàng)U、三角連件前桿、三角連件后桿和推桿的長(zhǎng)度，以及對(duì)第一鉸支座和第二鉸支座之間的距離進(jìn)行合理的設(shè)計(jì)，使得本發(fā)明能夠通過(guò)活塞的小距離運(yùn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)機(jī)翼后掠角和相對(duì)位置同時(shí)改變，最終實(shí)現(xiàn)彈翼后掠角從0°變化到60°，相對(duì)位置前移180mm。

附圖說(shuō)明

圖1為本發(fā)明巡航飛行器的總體氣動(dòng)布局；

圖2為本發(fā)明巡航飛行器機(jī)身內(nèi)各部件設(shè)置的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3為本發(fā)明變翼機(jī)構(gòu)的示意圖(實(shí)線所示為大后掠角狀態(tài)，虛線所示為小后掠角狀態(tài))；

圖4為本發(fā)明機(jī)翼變形效果圖；

圖5為本發(fā)明巡航飛行器飛行中質(zhì)心壓心變化曲線；

圖6為本發(fā)明巡航飛行器在不同阻尼比下的攻角響應(yīng)曲線；