一種變后掠短距起降固定翼飛行器的制作方法

本發明涉及航空飛行器設計領域，具體地說，涉及一種變后掠短距起降固定翼飛行器。

背景技術：

固定翼飛行器一直受限于需要很大的高質量起降場地，為了減弱對起降場地的依賴，世界發達國家研發出各種垂直起降無人機。

雙發薄餅狀飛行器可以在大迎角狀態下仍保持較大的升力系數而不至于失速，所以飛行器可以大于20度的較大迎角姿態起飛，從而縮短起飛/著陸距離，飛行中可以在30度以上仍不失速并可控。甚至當飛行器推重比大于1時，飛行器可以實現垂直起降和空中懸停。雙發薄餅狀飛行器的兩個發動機間距較大，大直徑槳葉使得全機大部分浸潤面積在螺旋槳滑流內，當機翼展開時，機翼的一部分也處在螺旋槳滑流中。以飛行器為參考時，左側螺旋槳逆時針旋轉，右側螺旋槳順時針旋轉，正好與飛行器翼尖渦流旋轉方向相反，大大減小了翼尖渦引起的誘導阻力。

在現有技術中，薄餅狀飛行器具有較小的翼載荷，加上整個薄餅狀的機身都包裹在螺旋槳產生的高速滑流中，飛行器可以以大迎角短距起降，飛行器也是翼身融合或者說飛翼布局，大大降低了飛行阻力。飛行器的垂尾和平尾上的氣動操縱面都在發動機螺旋槳高速滑流中，擁有很高的舵效，保證飛行器的低速狀態下仍具有很好的操控性。

美國x-173及其軍用型f-5u公開了一種典型雙發薄餅狀飛行器設計方案，該雙發薄餅狀飛行器采用的技術方案是主體包括兩臺伸出的發動機驅動兩組大直徑四葉螺旋槳；近似梯形的薄餅狀機身，機身后部向兩側伸出的短小固定機翼，雙垂尾。其不足之處是飛機的升阻比較低，巡航經濟性較差，飛機的飛行包線較窄。

技術實現要素：

為了避免現有技術存在的不足，本發明提出一種變后掠短距起降固定翼飛行器。

本發明解決其技術問題所采用的技術方案是:包括二個螺旋槳、二臺發動機、翼身連接轉軸、機身、機翼、主起落架、升降副翼、垂尾，采用小展弦比的雙發飛翼布局，兩機翼位于機身外側，且可繞翼身連接轉軸同步向外側向前展開，或向后向內機身側折疊貼合，雙垂尾位于機身上后部對稱安裝，升降副翼安裝在機身后端位于兩垂尾后部，螺旋槳與發動機連接，發動機對稱安裝在機身前部兩側端，兩側螺旋槳互為反向旋轉，使機身表面與后側的垂尾和升降副翼的操縱面處于螺旋槳滑流中，主起落架位于機身前部，機身尾部裝有尾輪。

起落架為三點布置，在停放狀態下主起落架使飛行器距地面間的迎角大于20度。

有益效果

本發明提出的變后掠短距起降固定翼飛行器，采用小展弦比的雙發飛翼布局；在機身前部兩側各有一臺發動機驅動相應的大直徑螺旋槳，使整機大部分表面與后部的垂尾和升降副翼的操縱面處于高速螺旋槳滑流中，兩側機翼可同步向外向前展開，或向后向內機身側折疊；當機翼向后折疊時，機翼與機身完全貼合，飛行器整體呈曲面流線型氣動外形，升力面積大，減少飛行阻力。當機翼打開時飛行器翼展大大增加，使飛行器巡航經濟性得到極大改善。利用螺旋槳、翼身升力體、可變后掠翼的合理配合，使飛行器擁有短距起降、高機動性和高巡航經濟性能力。通過對翼身接合處優化，使機翼在展開和收起狀態下飛行器都具有較小的飛行阻力。

變后掠短距起降固定翼飛行器采用薄餅狀結構機身，實現大迎角狀態起飛降落，各舵面處在螺旋槳高速滑流中，使飛行器在低速下仍具有良好的可操縱性，大大縮短起飛降落所用的跑道長度，降低對起降場地的要求，提高了飛行器飛行靈活性。

變后掠短距起降固定翼飛行器完成短距起飛后，可在高速飛行和高效巡航兩種飛行狀態下進行切換；當機翼展開后，飛行器的阻力增加很小值，但其升阻比大大提升，飛行器的巡航經濟性得到提高，使飛行器同時擁有飛行速度、航程和續航能力,更加適用于實際任務需要。

變后掠短距起降固定翼飛行器在機翼展開前與機身完全貼合，保證飛行器整體的流線氣動外形；機翼展開后，機身和機翼分裂斷面仍保證機身是一個流線型升力體，即機翼展開和收起兩種狀態的阻力變化很小。

附圖說明

下面結合附圖和實施方式對本發明一種變后掠短距起降固定翼飛行器作進一步詳細說明。

圖1為本發明變后掠短距起降固定翼飛行器機翼全收起后軸測圖。

圖2a為本發明變后掠短距起降固定翼飛行器機翼全收起后主視圖。

圖2b為本發明變后掠短距起降固定翼飛行器機翼全收起后側視圖。

圖2c為本發明變后掠短距起降固定翼飛行器機翼全收起后俯視圖。

圖2d為圖2c機身a-a橫向截面示意圖。

圖3為本發明變后掠短距起降固定翼飛行器機翼展開時示意圖。

圖4a為本發明飛行器機翼展開時主視圖。

圖4b為本發明飛行器機翼展開時側視圖。

圖4c為為本發明飛行器機翼展開時俯視圖。

圖4d為圖4c機身b-b橫向截面示意圖。

圖中

1.螺旋槳2.發動機3.翼身連接轉軸4.機翼5.主起落架6.機身7.升降副翼8.垂尾

具體實施方式

本實施例是一種變后掠短距起降固定翼飛行器。飛行器機身部分為薄餅狀結構，也是升力體，縱向截面為常規翼型，相對厚度可達到30％，所以機身內部有足夠的空間安裝變翼機構和任務載荷。相對厚度較大也可增加繞流環量，在不發生氣流分離情況下提高升力。當機翼折疊時，機翼后段埋入機身中并與機身融合，整架飛行器呈薄餅狀，飛行器翼載荷很小，加之整機包括操縱面都處在螺旋槳高速滑流中，飛行器低速和短距起降性能優越。此外,螺旋槳槳葉旋轉方向與翼尖渦旋轉方向相反，可使飛行器在機翼折疊收起狀態下的誘導阻力大大降低。當機翼展開時，飛行器成為帶翼無平尾飛行器，展弦比增大，巡航經濟性提高，通過對機翼和機身分裂斷面的優化設計，使飛行器機身在機翼展開和收起兩種狀態下均擁有良好的氣動外形，不會使飛行器阻力有明顯增加。使飛行器既擁有薄餅式飛行器短距起降能力，又擁有很好的巡航經濟性。

參閱圖1～圖4d，本實施例變后掠短距起降固定翼飛行器，由二臺發動機2、二個螺旋槳1、翼身連接轉軸3、機身6、機翼4、主起落架5、升降副翼7、垂尾8組成，采用小展弦比的雙發飛翼布局；其中兩臺發動機2與大直徑螺旋槳1連接位于機身6前部兩側，發動機2間距較大，保證螺旋槳1產生的滑流盡可能多覆蓋飛行器機身表面，使飛行器在低速狀態下通過螺旋槳高速滑流產生足夠升力，減小起降滑跑距離。機身6前部兩側的螺旋槳1分別同步逆時針旋轉和順時針旋轉，兩側的螺旋槳尾流與機翼翼尖渦氣流方向相反，大大減小飛行時的誘導阻力。機身6和機翼4通過翼身連接轉軸3連接，機翼4通過液壓作動器帶動繞翼身連接軸轉3旋轉。機翼4具有完全展開和收起兩種狀態，展開后飛行器的升力中心仍在重心的后方范圍內，保證飛行器機翼展開前后飛行器穩定可控。機翼4向后折疊后，機翼4上表面與機身6兩側的下表面貼合，折疊后飛行器上下曲面流線型過渡，保證機翼4展開和收起狀態下飛行器均具有很小的飛行阻力。雙垂尾8位于機身6上后部對稱安裝，升降副翼7安裝在機身6上垂尾后側部，后部的垂尾8和升降副翼7的操縱面處于螺旋槳1高速滑流中，使飛行器在低速狀態下仍具有良好的操縱性。升降副翼7位于兩垂尾8后部，當飛行器起飛或者需仰起時，兩舵面同時向上偏轉，成為升降舵；當飛行器需要左滾時，左側舵面上偏，右側舵面下偏，起副翼作用，兩舵面均處在螺旋槳高速滑流中，使飛行器在低速狀態下仍俯仰和橫滾姿態可控。

地面停放階段:飛行器起落架采用三點式，主起落架5較高，尾輪較小，在停放狀態下使飛行器距地面的迎角大于20度。

短距起飛階段：飛行器的兩側機翼4折疊收于機身6兩側，機身大部分浸潤面積在兩個大直徑螺旋槳2產生的高速滑流中，并且位于飛行器后部的升降副翼7、垂尾8也處在螺旋槳2滑流中，保證飛行器在低速下仍具有良好的操縱性。飛行器機翼4折疊后進入機身6橫向截面，機翼4弦向的后段埋入機身6下側，飛行器上下表面曲面均滑順過渡，飛行器在機翼4折疊后擁有較小的飛行阻力。

巡航階段:飛行器的兩側機翼4通過液壓作動器驅動，繞翼身連接轉軸3同時向前展開到最大角度，飛行器的翼展大大增加，展弦比增加使得全機升阻比增大；同時大面積槳盤產生的滑流覆蓋機翼4的一部分，氣動效率因此得到提升，故巡航經濟性大大提高。飛行器機翼4在展開和收起狀態下，飛行器機身6仍保持流線型氣動外形，所以機翼4展開狀態下飛行阻力很小。飛行器機身6前部兩側的螺旋槳分別同步逆時針旋轉和順時針旋轉，兩側的螺旋槳尾流與機翼翼尖渦氣流方向相反，減少了誘導阻力和因翼尖渦氣流導致的升力損失。

短距降落階段:飛行器的兩側機翼4繞翼身連接轉軸3同時向后折疊，機翼4后段內埋在機身6下側，與機身6貼合，貼合后翼身組成的升力體上下表面曲面平滑過渡，成為薄餅狀飛行器。飛行器以大迎角姿態降落，并且飛行器大部分浸潤面積被螺旋槳1高速滑流覆蓋，飛行器在低速狀態下仍具有很大升力和很好的操控能力，故起飛降落距離很短。