一种无平尾飞机低速纵向增稳操纵舵面及具有其的飞机的制作方法

1.本技术属于飞机操纵舵面设计领域，特别涉及一种无平尾飞机低速纵向增稳操纵舵面及具有其的飞机。


背景技术：

2.无平尾飞机，特别是对于飞翼布局式的飞机，具有较为普遍的低速纵向力矩特性特点，即在飞机达到最大升力系数对应的失速迎角(即升力系数“拐点”)前，纵向力矩系数对迎角的导数逐渐变大，由负值转为正值，也即是纵向力矩系数先出现“拐点”，之后继续上仰值升力系数出现拐点，这期间飞机的纵向稳定性逐渐变小，由静稳定变为中立稳定、静不稳定，如果不采用主动飞控系统，飞机在纵向力矩系数“拐点”之后、升力系数“拐点”之前无法正常安全飞行，而且飞机的相当大的一部分升力系数和迎角将无法使用，飞机的飞行性能难以达到预期。
3.目前无平尾飞机低速纵向增稳主要采用主动飞控系统的“软”增稳，主动控制系统的“软”增稳利用闭环状态反馈，改变飞机本体的动力学特性，实现对飞机模态特性的调整。主动控制系统的“软”增稳设计，在一定程度上改善了无平尾飞机的稳定性特性，使得无平尾飞机的相对安全、可靠飞行成为可能，但主动控制增稳设计，往往依赖传感器、飞控软件、作动系统、操纵舵面等分系统，整体而言很大程度增加了系统的复杂度，降低了可靠性。同时主动控制增稳设计往往受舵面偏转速率、舵效、偏转权限等条件的约束，一般而言，只是对飞机整体气动特性的“修补”，并不允许较大范围地改变飞机的稳定性特性，防止操纵特性过度降低。
4.相对于采用主动飞控系统的“软”增稳，只依靠飞机本体操纵舵面的“硬”增稳的可靠性和安全性更高，在“硬”增稳无法实现所需的稳定性的时候，才不得不采用“硬”增稳和“软”增稳结合的方法或完全“软”增稳的方法。自从有了无平尾飞机以来，人们一直在研究如何能解决其稳定性问题。无平尾飞机“硬”增稳的相关的探索研究一直在开展，但尚未找到“硬”增稳的实现途径和方法，主要的原因是“硬”增稳的约束多、难度大。
5.无平尾飞机由于没有平尾，纵向配平主要依靠机翼后缘的简单襟翼、副翼、简单襟副翼等操纵舵面，相对于常规布局飞机，这些操纵舵面离飞机的重心很近，导致纵向配平能力较小、配平导致的升力损失较大，为了实现无平尾飞机的隐身、重量控制、机构简单等综合性能，这就要求采取的“硬”增稳措施需要具备低头力矩增量小、纵向静稳定性增量合适、升力损失小、机构数量尽量不增加或少增加、机构控制简单、隐身影响小、重量增量小等等。


技术实现要素：

6.为了解决上述技术问题至少之一，本技术设计了一种无平尾飞机低速纵向增稳操纵舵面，通过“硬”增稳措施改善飞机的低速纵向静稳定性。
7.本技术第一方面提供了一种无平尾飞机低速纵向增稳操纵舵面，主要包括：
8.主翼，所述主翼具有通过主翼后翼梁支撑的上下翼面，主翼后端设置有连接上下
翼面的弧形槽；
9.襟副翼，其前端设置为弧形面，在所述襟副翼受控相对于主翼偏转时，该弧形面在所述弧形槽内转动；
10.上盖板，后端搭接在襟副翼的前端弧形面的上侧，前端铰接在主翼的上翼面；
11.下盖板，包括主翼的下翼面铰接的前下盖板，以及与襟副翼的前端弧形面的下侧固定的后下盖板，前下盖板与后下盖板的另一端相互搭接；
12.作动装置，用于驱动上盖板绕其与主翼的铰接点向上转动，以使上盖板与襟副翼之间形成第一通道，同时用于驱动前下盖板绕其与主翼的铰接点向上转动，以使前下盖板与所述襟副翼之间形成第二通道，所述第一通道与所述第二通道形成引导主翼下表面的气流流动至襟副翼的上表面。
13.优选的是，所述襟副翼能够绕襟副翼铰链点转动，所述襟副翼的襟副翼铰链点位于所述主翼后翼梁后方的第一设定距离处，所述第一设定距离为机翼当地弦长的9％～11％。
14.优选的是，所述第一设定距离为机翼当地弦长的10％。
15.优选的是，所述上盖板通过上盖板铰链点铰接在距离所述主翼后翼梁后方的第二设定距离处，所述第二设定距离为机翼当地弦长的3.5％～4.5％，所述前下盖板通过前下盖板铰链点铰接在主翼的靠近所述主翼后翼梁的位置处，前下盖板与后下盖板的长度比为8:2。
16.优选的是，所述上盖板绕其与主翼的铰接点向上转动到最大角度处时，上盖板的后端距襟副翼的上端面的距离为机翼当地弦长的0.5％～1.5％，所述前下盖板绕其与主翼的铰接点向上转动到前下盖板的后端触碰到上盖板。
17.本技术第二方面提供了一种具有无平尾飞机低速纵向增稳操纵舵面的飞机，所述飞机包括左侧机翼主体及右侧机翼主体，左侧机翼主体后端设置有左侧外襟副翼及左侧内襟副翼，右侧机翼主体后端设置有右侧外襟副翼及右侧内襟副翼，其中，左侧外襟副翼、左侧内襟副翼、右侧外襟副翼及右侧内襟副翼中的至少一个配备有如上所述的无平尾飞机低速纵向增稳操纵舵面。
18.优选的是，当飞机处于起飞或着陆状态时，上盖板与前下盖板受控向上偏转，打开第一通道与第二通道，当飞机处于巡航状态时，上盖板与前下盖板不偏转。
19.本技术能够改变飞机的静稳定性，实现纵向静稳定特性的改善，有效降低了飞控系统设计的复杂度，降低飞机舵效要求，增加无尾飞机失速后改出的能力，整体上提高了飞机飞行的可靠性和安全性。
附图说明
20.图1是本技术无平尾飞机低速纵向增稳操纵舵面的一优选实施方式的上下盖板收起状态示意图。
21.图2是本技术无平尾飞机低速纵向增稳操纵舵面的一优选实施方式的上下盖板打开状态示意图。
22.图3是本技术一优选实施例的无平尾飞机结构示意图。
23.其中，1-无平尾飞机，2-进气口，3-排气口，41-左侧阻力舵，42-右侧阻力舵，51-左
侧外襟副翼，52-右侧外襟副翼，61-左侧内襟副翼，62右侧内襟副翼；
24.7-主翼，8-主翼后翼梁，9-上盖板，91-上盖板铰链点，10-前下盖板，101-前下盖板铰链点，11-后下盖板，12-襟副翼，121-襟副翼铰链点。
具体实施方式
25.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施方式中的附图，对本技术实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本技术一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本技术，而不能理解为对本技术的限制。基于本技术中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本技术保护的范围。下面结合附图对本技术的实施方式进行详细说明。
26.本技术第一方面提供了一种无平尾飞机低速纵向增稳操纵舵面，如图1及图2所示，主要包括：
27.主翼7，所述主翼7具有通过主翼后翼梁8支撑的上下翼面，主翼7后端设置有连接上下翼面的弧形槽；
28.襟副翼12，其前端设置为弧形面，在所述襟副翼12受控相对于主翼7偏转时，该弧形面在所述弧形槽内转动；
29.上盖板9，后端搭接在襟副翼12的前端弧形面的上侧，前端铰接在主翼7的上翼面；
30.下盖板，包括主翼7的下翼面铰接的前下盖板10，以及与襟副翼12的前端弧形面的下侧固定的后下盖板11，前下盖板10与后下盖板11的另一端相互搭接；
31.作动装置，用于驱动上盖板9绕其与主翼7的铰接点向上转动，以使上盖板9与襟副翼12之间形成第一通道，同时用于驱动前下盖板10绕其与主翼7的铰接点向上转动，以使前下盖板10与所述襟副翼12之间形成第二通道，所述第一通道与所述第二通道形成引导主翼7下表面的气流流动至襟副翼12的上表面。
32.本技术的技术方案采用无平尾飞机简单襟副翼及其前部上下盖板组合设计、上下盖板组合向上不同角度偏转，在简单襟副翼不偏转的情况下，在简单襟副翼和上盖板之间形成气流通道，如图2所示，增加机翼后缘上表面流动能量，在失速迎角之前，消除或减缓机翼后缘上表面流动分离，改善飞机的低速纵向静稳定性。
33.在一些可选实施方式中，所述襟副翼12能够绕襟副翼铰链点121转动，所述襟副翼12的襟副翼铰链点121位于所述主翼后翼梁8后方的第一设定距离处，所述第一设定距离为机翼当地弦长的9％～11％。
34.在一些可选实施方式中，所述第一设定距离为机翼当地弦长的10％。
35.在一些可选实施方式中，所述上盖板9通过上盖板铰链点91铰接在距离所述主翼后翼梁8后方的第二设定距离处，所述第二设定距离为机翼当地弦长的3.5％～4.5％，所述前下盖板10通过前下盖板铰链点101铰接在主翼7的靠近所述主翼后翼梁8的位置处，前下盖板10与后下盖板11的长度比为8:2。
36.该实施例中，可以认为在机翼后翼梁8后方10％左右弦长处设计襟副翼12，在机翼后翼梁8和襟副翼12之间，靠近襟副翼12一侧设计6％弦长左右长度的上盖板和8％弦长左
右的前下盖板、2％弦长左右的后下盖板。
37.在一些可选实施方式中，所述上盖板9绕其与主翼7的铰接点向上转动到最大角度处时，上盖板9的后端距襟副翼12的上端面的距离为机翼当地弦长的0.5％～1.5％，所述前下盖板10绕其与主翼7的铰接点向上转动到前下盖板10的后端触碰到上盖板9。
38.本技术利用作动装置，上盖板可绕其前端铰链点向上偏转，前下盖板可绕圈前端铰链点向上偏转，直到与上盖板接触，前下盖板、上盖板偏转后可与襟副翼形成气流通道，后下盖板通过支撑结构固定在机翼后梁上。一般情况下，襟副翼不偏转，如有操纵和配平需要，襟副翼可根据需要进行上偏或下偏。
39.本技术提供的简单襟副翼及其前部上下盖板组合设计能够充分利用飞机原有的简单襟副翼及其前部上下盖板机构实现了纵向力矩“拐点”与升力系数“拐点”的同步和纵向静稳定性的改善，而且机构控制简单方便，不影响简单襟副翼原有功能，对飞机的升力系数、重量及隐身性能影响很小，低头力矩增量小，纵向静稳定性增量合适，充分利用了飞机的升力系数和迎角，扩展或提升了飞机的低速飞行性能。
40.相对于采用主动飞控系统的“软”增稳，本发明通过操纵舵面设计，不需要特定权限和舵效占用的操纵舵面主动控制，只需要进行操纵舵面预置偏转，就可改变飞机的静稳定性，实现纵向静稳定特性的改善，有效降低飞控系统设计的复杂度，降低飞机舵效要求，增加无尾飞机失速后改出的能力，整体上提高了飞机飞行的可靠性和安全性。
41.本技术第二方面提供了一种具有无平尾飞机低速纵向增稳操纵舵面的飞机，如图3所示，该飞机为无平尾飞机1，其前部具有进气口2，后部具有排气口3，所述飞机还包括左侧机翼主体及右侧机翼主体，左侧机翼主体后端设置有左侧阻力舵41、左侧外襟副翼51及左侧内襟副翼61，右侧机翼主体后端设置有右侧阻力舵42、右侧外襟副翼52及右侧内襟副翼62，其特征在于，左侧外襟副翼51、左侧内襟副翼61、右侧外襟副翼52及右侧内襟副翼62中的至少一个配备有如上所述的无平尾飞机低速纵向增稳操纵舵面。
42.在一些可选实施方式中，当飞机处于起飞或着陆状态时，上盖板9与前下盖板10受控向上偏转，按照图2的方式打开第一通道与第二通道，当飞机处于巡航状态时，上盖板9与前下盖板10不偏转，按照图1的方式收起。
43.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种无平尾飞机低速纵向增稳操纵舵面，其特征在于，包括：主翼(7)，所述主翼(7)具有通过主翼后翼梁(8)支撑的上下翼面，主翼(7)后端设置有连接上下翼面的弧形槽；襟副翼(12)，其前端设置为弧形面，在所述襟副翼(12)受控相对于主翼(7)偏转时，该弧形面在所述弧形槽内转动；上盖板(9)，后端搭接在襟副翼(12)的前端弧形面的上侧，前端铰接在主翼(7)的上翼面；下盖板，包括主翼(7)的下翼面铰接的前下盖板(10)，以及与襟副翼(12)的前端弧形面的下侧固定的后下盖板(11)，前下盖板(10)与后下盖板(11)的另一端相互搭接；作动装置，用于驱动上盖板(9)绕其与主翼(7)的铰接点向上转动，以使上盖板(9)与襟副翼(12)之间形成第一通道，同时用于驱动前下盖板(10)绕其与主翼(7)的铰接点向上转动，以使前下盖板(10)与所述襟副翼(12)之间形成第二通道，所述第一通道与所述第二通道形成引导主翼(7)下表面的气流流动至襟副翼(12)的上表面。2.如权利要求1所述的无平尾飞机低速纵向增稳操纵舵面，其特征在于，所述襟副翼(12)能够绕襟副翼铰链点(121)转动，所述襟副翼(12)的襟副翼铰链点(121)位于所述主翼后翼梁(8)后方的第一设定距离处，所述第一设定距离为机翼当地弦长的9％～11％。3.如权利要求2所述的无平尾飞机低速纵向增稳操纵舵面，其特征在于，所述第一设定距离为机翼当地弦长的10％。4.如权利要求2所述的无平尾飞机低速纵向增稳操纵舵面，其特征在于，所述上盖板(9)通过上盖板铰链点(91)铰接在距离所述主翼后翼梁(8)后方的第二设定距离处，所述第二设定距离为机翼当地弦长的3.5％～4.5％，所述前下盖板(10)通过前下盖板铰链点(101)铰接在主翼(7)的靠近所述主翼后翼梁(8)的位置处，前下盖板(10)与后下盖板(11)的长度比为8:2。5.如权利要求1所述的无平尾飞机低速纵向增稳操纵舵面，其特征在于，所述上盖板(9)绕其与主翼(7)的铰接点向上转动到最大角度处时，上盖板(9)的后端距襟副翼(12)的上端面的距离为机翼当地弦长的0.5％～1.5％，所述前下盖板(10)绕其与主翼(7)的铰接点向上转动到前下盖板(10)的后端触碰到上盖板(9)。6.一种具有无平尾飞机低速纵向增稳操纵舵面的飞机，所述飞机包括左侧机翼主体及右侧机翼主体，左侧机翼主体后端设置有左侧外襟副翼(51)及左侧内襟副翼(61)，右侧机翼主体后端设置有右侧外襟副翼(52)及右侧内襟副翼(62)，其特征在于，左侧外襟副翼(51)、左侧内襟副翼(61)、右侧外襟副翼(52)及右侧内襟副翼(62)中的至少一个配备有如权利要求1-5任一项所述的无平尾飞机低速纵向增稳操纵舵面。7.如权利要求6所述的具有无平尾飞机低速纵向增稳操纵舵面的飞机，其特征在于，当飞机处于起飞或着陆状态时，上盖板(9)与前下盖板(10)受控向上偏转，打开第一通道与第二通道，当飞机处于巡航状态时，上盖板(9)与前下盖板(10)不偏转。

技术总结
本申请属于飞机操纵舵面设计领域，特别涉及一种无平尾飞机低速纵向增稳操纵舵面及具有其的飞机。该操纵舵面包括主翼(7)，所述主翼(7)具有通过主翼后翼梁(8)支撑的上下翼面，主翼(7)后端设置有连接上下翼面的弧形槽，用于安装襟副翼(12)；上盖板(9)，后端搭接在襟副翼(12)的前端弧形面的上侧，前端铰接在主翼(7)的上翼面；下盖板，包括主翼(7)的下翼面铰接的前下盖板(10)，以及与襟副翼(12)的前端弧形面的下侧固定的后下盖板(11)，前下盖板(10)与后下盖板(11)的另一端相互搭接。本申请有效降低了飞控系统设计的复杂度，提高了飞机飞行的可靠性和安全性。靠性和安全性。靠性和安全性。


技术研发人员：王银虎 罗飞 胡志勇 邱滋华 颉文庆 马玉敏 任远春
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
技术研发日：2022.12.22
技术公布日：2023/4/18