[發(fā)明專利]一種飛行器不失速浮動(dòng)升力翼面及其實(shí)現(xiàn)方法

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• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202011241453.5
• 申請(qǐng)日: 2020-11-09
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN112278239A
• 公開(kāi)（公告）日: 2021-01-29
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 陳召濤;夏楊;章輝
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國(guó)人民解放軍總參謀部第六十研究所
• 主分類號(hào): B64C3/38
• 分類號(hào): B64C3/38
• 代理公司: 南京理工大學(xué)專利中心 32203
• 代理人: 薛云燕

1.一種飛行器不失速浮動(dòng)升力翼面，其特征在于，包括浮動(dòng)升力翼面(1)、連接轉(zhuǎn)軸(2)、攻角調(diào)節(jié)舵面(3)，其中：

所述浮動(dòng)升力翼面(1)為攻角獨(dú)立浮動(dòng)的升力翼面，用于產(chǎn)生飛行器所需的氣動(dòng)升力，且氣動(dòng)攻角與機(jī)身(4)俯仰姿態(tài)角相互獨(dú)立；

所述連接轉(zhuǎn)軸(2)用于連接浮動(dòng)升力翼面(1)與機(jī)身(4)，浮動(dòng)升力翼面(1)和機(jī)身(4)的俯仰角相互獨(dú)立，浮動(dòng)升力翼面(1)能夠繞連接轉(zhuǎn)軸(2)相對(duì)于機(jī)身(4)俯仰自由轉(zhuǎn)動(dòng)；

所述攻角調(diào)節(jié)舵面(3)用于調(diào)節(jié)浮動(dòng)升力翼面(1)的飛行攻角，實(shí)現(xiàn)浮動(dòng)升力翼面穩(wěn)定在設(shè)定攻角，保證飛行過(guò)程中翼面不失速。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器不失速浮動(dòng)升力翼面，其特征在于，所述連接轉(zhuǎn)軸(2)與浮動(dòng)升力翼面(1)固定連接，連接轉(zhuǎn)軸(2)全軸穿過(guò)機(jī)身(4)懸吊于機(jī)身(4)上。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器不失速浮動(dòng)升力翼面，其特征在于，所述連接轉(zhuǎn)軸(2)與浮動(dòng)升力翼面(1)固定連接，連接轉(zhuǎn)軸(2)半軸連接機(jī)身(4)。

4.根據(jù)權(quán)利要求2或3所述的飛行器不失速浮動(dòng)升力翼面，其特征在于，所述連接轉(zhuǎn)軸(2)能夠相對(duì)于機(jī)身(4)在俯仰自由度上旋轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)翼面升力的傳遞。

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛行器不失速浮動(dòng)升力翼面，其特征在于，所述攻角調(diào)節(jié)舵面(3)為安裝在浮動(dòng)機(jī)翼上的調(diào)節(jié)舵面。

6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛行器不失速浮動(dòng)升力翼面，其特征在于，所述攻角調(diào)節(jié)舵面(3)為外延到機(jī)翼外的調(diào)節(jié)舵面。

7.一種飛行器不失速浮動(dòng)升力翼面的實(shí)現(xiàn)方法，其特征在于，具體如下：

連接轉(zhuǎn)軸(2)與浮動(dòng)升力翼面(1)固定連接，浮動(dòng)升力翼面(1)通過(guò)連接轉(zhuǎn)軸(2)連接于機(jī)身(4)，浮動(dòng)升力翼面(1)和機(jī)身(4)的俯仰角相互獨(dú)立，浮動(dòng)升力翼面(1)繞連接轉(zhuǎn)軸(2)相對(duì)于機(jī)身(4)俯仰自由轉(zhuǎn)動(dòng)；

飛行器飛行時(shí)，浮動(dòng)機(jī)翼(2)的攻角只與飛行速度方向有關(guān)，與機(jī)身(4)的姿態(tài)無(wú)關(guān)，通過(guò)調(diào)節(jié)攻角調(diào)節(jié)舵面(3)實(shí)現(xiàn)飛行器所需升力大小的調(diào)節(jié)，并且浮動(dòng)機(jī)翼(2)攻角自適應(yīng)平衡在攻角調(diào)節(jié)舵面(3)所設(shè)定的攻角上。

8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的飛行器不失速浮動(dòng)升力翼面的實(shí)現(xiàn)方法，其特征在于，該浮動(dòng)升力翼面應(yīng)用在垂直起降飛行器時(shí)，起飛過(guò)程如下：

首先為垂直起飛初始狀態(tài)，飛行器垂直向上飛行到設(shè)定高度；

其次為垂直轉(zhuǎn)水平加速狀態(tài)，飛行器垂直向上速度逐步降低，水平飛行速度逐步增大，浮動(dòng)升力翼面(1)攻角自適應(yīng)飛行合速度矢量方向，攻角大小受控于攻角調(diào)節(jié)舵面(3)，使飛行器在垂直轉(zhuǎn)平飛過(guò)程中保持升力翼面的升力效率；

最后為平飛狀態(tài)，完成垂直到平飛的轉(zhuǎn)換，平飛狀態(tài)浮動(dòng)升力翼面(1)的攻角大小仍通過(guò)攻角調(diào)節(jié)舵面(3)控制，或者將浮動(dòng)升力翼面(1)與機(jī)身(4)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度鎖止，轉(zhuǎn)換為常規(guī)固定翼飛行器。