一种飞翼布局宽速域气动操稳特性结构
阅读说明：本技术 一种飞翼布局宽速域气动操稳特性结构 (Wide-speed-range pneumatic stability control characteristic structure for flying wing layout ) 是由 周桢尧 冯文梁 于 2020-12-24 设计创作，主要内容包括：本发明属于航空飞行器设计技术领域,公开了一种飞翼布局宽速域气动操稳特性结构,翼身融合飞翼布局的机体,机体的双机翼采用双后掠布局,机翼分为内翼段和外翼段,内翼段是与机身融合的机翼段,內翼段前缘后掠角大,外翼段前缘后掠角小；外翼段还分为外翼段固定段和外翼段可折叠段,外翼段固定段与内翼段固定连接,外翼段可折叠段与外翼段固定段通过外翼段转轴轴动连接,外翼段可折叠段相对外翼段转轴转动从而向上折叠。本发明的结构运用时,能够兼顾低速起降、高亚声速巡航、超声速巡航设计点不同气动、操稳性能要求。(The invention belongs to the technical field of aviation aircraft design and discloses a wide-speed-range pneumatic stability control characteristic structure of flying wing layout.A wing body is fused with the flying wing layout, double wings of the body adopt double-sweepback layout, the wings are divided into an inner wing section and an outer wing section, the inner wing section is a wing section fused with the body, the leading-edge sweepback angle of the inner wing section is large, and the leading-edge sweepback angle of the outer wing section is small; the outer wing section is further divided into an outer wing section fixing section and an outer wing section foldable section, the outer wing section fixing section is fixedly connected with the inner wing section, the outer wing section foldable section is in shaft-movable connection with the outer wing section fixing section through an outer wing section rotating shaft, and the outer wing section foldable section rotates relative to the outer wing section rotating shaft and is folded upwards. When the structure is used, the requirements of different pneumatic and operating stability performance of low-speed take-off and landing, high subsonic cruise and supersonic cruise design points can be met.)
技术领域
本发明属于航空飞行器设计技术领域，涉及一种飞翼布局的结构，具体涉及一种飞翼布局宽速域气动操稳特性结构。
背景技术
与传统布局相比，飞翼布局取消了传统布局飞机的机身、平尾、垂尾等部件，气动外形更接近一副干净机翼，由此带来了结构、气动、隐身等方面的以下优点：
(1)气动效率高：飞翼布局无人机取消了常规布局中的平尾、垂尾，有效减少了全机浸湿面积，从而降低表面摩擦阻力；效消除了各部件之间的相互干扰，降低干扰阻力。同时，飞翼布局无人机近似于完整机翼，所有部件均能产生升力，且气动外形更加光顺，来流流过翼面时不易发生分离，能够更大程度发挥翼型气动特性。
(2)结构重量轻：一方面，飞翼布局无人机由于取消了平尾垂尾等部件，结构重量显著降低。另一方面，由于飞翼布局无人机可看做整体的升力面，载荷分布更加均匀，可有效减少受力结构件强度，从而进一步降低全机重量。
(3)装载效率高：飞翼布局取消了传统机身，整个翼面均可为发动机、起落架、机载设备、任务载荷等提供装载空间。且由于融合程度较高，整个内部空间连通且规整，便于高效布置和充分利用。
(4)隐身性能好：飞翼布局无人机几何外形是一个高度融合的翼面，减少了部件之间的连接，有效减低接缝产生的雷达波散射。取消掉平尾垂尾后消除了构成角反射器的主要元件，极大程度上提升了侧向隐身性能。
飞翼布局的不足主要表现在操稳特性上。由于取消了平尾、垂尾，飞行时缺少安定面，飞翼布局无人机大多表现为静不稳定或中立稳定；用于控制机身姿态的操纵面只能设置在机翼后缘(或者机翼表面)。受限于舵面设置的空间与操纵力臂，飞翼布局无人机舵面效能相对较低，配平能力较差。操稳特性的不足在很长时间内制约了飞翼布局的发展。随着现代控制技术的发展以及放宽静稳定性等新兴设计理念的出现，飞翼布局操稳特性存在的主要问题得到了一定的解决，在实际型号中已有所应用。
现役及在研的飞翼布局飞行器主要分为单后掠构型和双后掠构型。单后掠构型内外翼前缘后掠角相同，如B-2、神经元和X-45C均采用此类构型。双后掠构型內翼段前缘后掠角大于外翼段前缘后掠角，X-47B为双后掠构型的代表，现役及在研装备最大飞行速度均限定在亚声速范围，无法实现超声速巡航。从气动布局布局设计方面分析其原因，主要是由于现有的布局方案尚未解决起降、高亚声速巡航、超声速巡航宽速域多设计点的气动特性及操稳特性匹配设计。
升阻特性方面，起降状态为提高跑道适应性，使用升力系数接近最大可用升力系数，要求布局在该升力系数下具有较大升阻比，从而提升爬升、加速性能；高亚声速巡航设计点是飞行器最经济、获得最大航程的飞行状态，此时要求气动布局在高亚声速巡航相应设计点具有较大巡航升阻比，尽量使机翼处于超临界状态，不产生激波；高亚声速巡航设计点在突袭或快速到达、撤离时使用，要求气动布局具有较低的激波阻力，以满足发动机在不使用加力燃烧室状态下推力可与超声速巡航阻力相抵。注重高亚声速巡航性能的飞行器，适宜采用中小后掠角、大展弦比气动布局；注重超声速性能的飞行器，适宜采用大后掠角、小展弦比的布局。起降、高亚声速、超声速各设计点速压差别极大，设计升力系数有所不同，气动布局设计需兼顾各设计点，设计升力系数与升阻比曲线最大升阻比位置匹配。
操稳特性方面，飞翼布局飞行器缺少航向安定面，航向一般静不稳定，亚声速飞行时可通过舵面增穏控制克服，但超声速巡航飞行时，由于操纵面偏转引起的气流扰动无法穿透声速面，无法前传，舵面效率较低，通过舵面偏转控制飞机姿态需要更大的偏转角度，可能使翼面流动变得复杂，诱发较强激波，带来较大的阻力增量。其次，超声速巡航状态由于压力分布形态改变，气动焦点将会后移，造成纵向稳定性增加，飞翼布局舵面仅能够布置在机翼后缘，力臂极小，因此超声速操纵较为困难。
综上所述，要使飞翼布局飞行器实现宽速域多设计点气动特性、操稳特性的匹配，需采用合理的变体布局，兼顾各设计点气动、操稳特性。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提供了一种飞翼布局宽速域气动操稳特性结构，通过双后掠布局及翼梢翻折变体设计，统一了高亚声速、超声速飞行器气动布局参数的矛盾，兼顾了顾宽速域多设计点的气动特性要求；解决了飞翼布局超声速航向操纵性稳定性问题及气动焦点后移问题。
本发明的技术方案是：
一种飞翼布局宽速域气动操稳特性结构，翼身融合飞翼布局的机体，机体的双机翼采用双后掠布局，机翼分为内翼段和外翼段，内翼段是与机身融合的机翼段，內翼段前缘后掠角大，外翼段前缘后掠角小；外翼段还分为外翼段固定段和外翼段可折叠段，外翼段固定段与内翼段固定连接，外翼段可折叠段与外翼段固定段通过外翼段转轴轴动连接，外翼段可折叠段相对外翼段转轴转动从而向上折叠。
进一步的，低速起降状态时,外翼段可折叠段保持平直使得翼梢水平，以最大面积保证最大升力，提升起降性能；高亚声速巡航状态时，外翼段可折叠段保持平直使得翼梢水平，此时布局当量后掠角较小，展弦比较大，可获得较大的高亚声速巡航升阻比，保证优秀的航程航时；超声速巡航状态时，外翼段可折叠段向上折叠，此时机翼面积减小，布局当量后掠角较大，展弦比较小，可有效降低超声速激波阻力；同时，外翼段可折叠段向上折起后，外翼段可折叠段的折起角度通过控制系统实时控制，可作为航向安定面，保证超声速巡航时航向静稳定，外翼段可折叠段后缘还设有外翼段折叠段后缘舵面，其后缘舵面可作为方向舵完成航向操纵，解决了飞翼布局航向操稳问题。
进一步的，本技术通过适当的前缘、后缘后掠角等布局参数及重心位置选择，使低速起降、亚声速巡航状态时，飞机焦点略位于重心之前，采用纵向弱静不稳定设计，提升操纵性，超声速状态时，外翼段可折叠段向上折起，使机翼压力分布改变，气动焦点相对未折叠状态有所前移，解决了超声速焦点后移造成的操纵困难问题，通过合理的布局参数选择，能够保证超声速纵向静稳定性适中。
进一步的，高亚声速巡航设计点为0.85Ma，超声速巡航设计点为1.5Ma。
进一步的，內翼段前缘后掠角大于55°，后缘前掠角小于15°，內翼段半展长为全机半展长32％。
进一步的，外翼段前缘后掠角小于55°，后缘后掠角小于15°，外翼段半展长为全机半展长68％。
进一步的，外翼段在与內翼段连接位置沿展向向翼梢方向50％至80％位置处，布置外翼段转轴，外翼段固定段和外翼段可折叠段，外翼段可折叠段可绕外翼段转轴向上翻折60°至90°。
进一步的，低速起降状态时候，外翼段可折叠段水平，翼梢处于水平位置，此时机翼面积最大，可获得最大升力，实现快速起降；高亚声速巡航状态，外翼段可折叠段水平，翼梢保持水平，具有较大展弦比，小当量后掠角，能大于13的巡航升阻比高效巡航，最大航程可达6000KM，优于现役同类战机；超声速巡航状态，外翼段可折叠段向上翻折60°至90°，减小机翼面积，增大当量后掠角，减小展弦比，降低超声速巡航阻力，此时翼载增大，设计升力系数与超声速巡航最佳升阻比点匹配，能以大于6的升阻比实现超声速巡航。
本发明的优点是：
本方案通过双后掠布局结合翼梢可折叠变体布局设计，使飞翼布局飞行器能够兼顾低速起降、高亚声速巡航、超声速巡航设计点不同气动、操稳性能要求。低速起降时机翼面积最大，尽可能获得大升力，提升起降性能；高亚声速巡航设计点以小当量后掠角、大展弦比构型巡航飞行，可有效提升巡航效率，增加航程航时；超声速巡航设计点翼梢向上翻折，切换超声速构型，可满足超声速巡航气动、操稳要求，提高突防、快速反应能力及自身生存力，具体表现为：
1.翼梢折起后有效降低机翼面积，增大当量后掠角，减小展弦比，降低超声速激波阻力；
2.翻折起的翼梢部分作为航向安定面，保证超声速巡航时航向静稳定，其后缘安定面起方向舵作用，完成航向操纵；
3.翼梢翻折后气动焦点有所前移，有效降低超声速焦点后移带来的舵面效率降低问题。
本发明最佳实施例为重型战斗轰炸机布局方案，应用本发明技术设计的飞翼布局重型战斗轰炸机，可在具备优于主流四代重型战斗机高亚声速巡航性能基础上(航程6000公里，巡航升阻比12)；具备1.5马赫数超声速巡航能力，提高突防、快速反应能力及自身生存力；采用飞翼布局，具备超出现有同类装备隐身能力。
附图说明
图1是本发明实施例无人机的亚音速构型；
图2是本发明实施例无人机的超音速构型；
图3是本发明实施例无人机的压音速构型俯视图；
图4是本发明实施例无人机的超音速构型俯视图；
其中，1—内翼段，2—外翼段固定段，3—外翼段转轴，4—外翼段可折叠段，5—内翼段后缘舵面，6—外翼段固定段后缘舵面，7—外翼段折叠段后缘舵面。
具体实施方式
本部分是本发明的实施例，用于解释和说明本发明的技术方案。
一种飞翼布局宽速域气动操稳特性结构，翼身融合飞翼布局的机体，机体的双机翼采用双后掠布局，机翼分为内翼段1和外翼段，内翼段1是与机身融合的机翼段，內翼段1前缘后掠角大，外翼段前缘后掠角小；外翼段还分为外翼段固定段2和外翼段可折叠段4，外翼段固定段2与内翼段1固定连接，外翼段可折叠段4与外翼段固定段2通过外翼段转轴3轴动连接，外翼段可折叠段4相对外翼段转轴3转动从而向上折叠。
低速起降状态时,外翼段可折叠段4保持平直使得翼梢水平，以最大面积保证最大升力，提升起降性能；高亚声速巡航状态时，外翼段可折叠段4保持平直使得翼梢水平，此时布局当量后掠角较小，展弦比较大，可获得较大的高亚声速巡航升阻比，保证优秀的航程航时；超声速巡航状态时，外翼段可折叠段4向上折叠，此时机翼面积减小，布局当量后掠角较大，展弦比较小，可有效降低超声速激波阻力；同时，外翼段可折叠段4向上折起后，外翼段可折叠段4的折起角度通过控制系统实时控制，可作为航向安定面，保证超声速巡航时航向静稳定，外翼段可折叠段4后缘还设有外翼段折叠段后缘舵面7，其后缘舵面可作为方向舵完成航向操纵，解决了飞翼布局航向操稳问题。
本技术通过适当的前缘、后缘后掠角等布局参数及重心位置选择，使低速起降、亚声速巡航状态时，飞机焦点略位于重心之前，采用纵向弱静不稳定设计，提升操纵性，超声速状态时，外翼段可折叠段4向上折起，使机翼压力分布改变，气动焦点相对未折叠状态有所前移，解决了超声速焦点后移造成的操纵困难问题，通过合理的布局参数选择，能够保证超声速纵向静稳定性适中。
本发明最佳实施例为30吨级重型战斗轰炸机布局方案，高亚声速巡航设计点为0.85Ma，超声速巡航设计点为1.5Ma。
內翼段1前缘后掠角大于55°，后缘前掠角小于15°，內翼段1半展长为全机半展长32％。
外翼段前缘后掠角小于55°，后缘后掠角小于15°，外翼段半展长为全机半展长68％。
外翼段在与內翼段1连接位置沿展向向翼梢方向50％至80％位置处，布置外翼段转轴3，外翼段固定段2和外翼段可折叠段4，外翼段可折叠段4可绕外翼段转轴3向上翻折60°至90°。
低速起降状态时候，外翼段可折叠段4水平，翼梢处于水平位置，此时机翼面积最大，可获得最大升力，实现快速起降；高亚声速巡航状态，外翼段可折叠段4水平，翼梢保持水平，具有较大展弦比，小当量后掠角，能大于13的巡航升阻比高效巡航，最大航程可达6000KM，优于现役同类战机；超声速巡航状态，外翼段可折叠段4向上翻折60°至90°，减小机翼面积，增大当量后掠角，减小展弦比，降低超声速巡航阻力，此时翼载增大，设计升力系数与超声速巡航最佳升阻比点匹配，能以大于6的升阻比实现超声速巡航。
通过合理的重心位置及布局参数选择，使低速起降、高亚声速巡航、超声速巡航宽速域多设计点操稳特性匹配。低速起降状态焦点位于重心略前，采取放宽静稳定性设计，全机纵向弱静不稳定，大迎角状态下俯仰力矩为正。内翼段后缘舵面5下偏构成简单襟翼，起增升作用同时附加低头力矩进行配平，实现正升力配平，从而提升起降性能。高亚声速状态焦点后移，纵向静稳定裕度约为2.5％，保证良好机动性能，巡航设计点力矩基本自配平。超声速巡航状态焦点大幅后移，但由于翼梢向上折叠，升力分布整体前移，气动焦点也相应前移，纵向静稳定性裕度保持在6％，具有适中的抗扰动能力，巡航设计点力矩接近自配平。
下面结合附图说明本发明另一个实施例。
本发明最佳实施例为30吨级重型战斗轰炸机布局方案，拟定高亚声速巡航设计点为0.85Ma，超声速巡航设计点为1.5Ma。应用双后掠布局结合翼梢向上折叠匹配宽速域多设计点技术，选择內翼段前缘后掠角72°，后缘前掠角12°，內翼段半展长为全机半展长32％；外翼段前缘后掠角40°，后缘后掠角12°，外翼段半展长为全机半展长68％，其中，外翼段在与內翼段连接位置沿展向向翼梢方向55％位置处，布置有平行于机翼平面内转轴，将外翼段分为与內翼段固连部分及可翻折部分，可翻折部分可绕转轴向上翻折75°；內翼段后缘、外翼段固定段后缘、外翼段可翻折段后缘布置有流向等长的舵面。
起降阶段，外翼段可折叠部分4保持水平，保持最大机翼面积，提供起降所需升力，内翼段后缘舵面5下偏作为简单襟翼，起俯仰力矩配平及增升作用。
高亚声速巡航阶段，外翼段可折叠部分4保持水平，以大展弦比小当量后掠角构型保持高亚声速高效巡航，提升巡航效率。
超声速巡航阶段，外翼段可折叠部分4，绕外翼段转轴3向上翻折，以小展弦比大当量后掠角构型保持超声速巡航，降低激波阻力；翻折后的外翼段可折叠部分4作为航向安定面，提供航向稳定性；外翼段折叠段后缘舵面7作为方向舵负责航向操纵。
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