一種具有可伸縮鴨翼的超音速巡航飛機(jī)，涉及飛機(jī)氣動布局設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，鴨翼機(jī)體連接件固定于機(jī)身上，鴨翼機(jī)體連接件通過鴨翼外翼上的連接軸連接鴨翼外翼，鴨翼外翼通過固定于鴨翼機(jī)體連接件上的鴨翼外翼伸縮機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)鴨翼外翼的伸縮，鴨翼內(nèi)翼套裝在鴨翼外翼內(nèi)并通過鴨翼內(nèi)翼伸縮機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)鴨翼內(nèi)翼的伸縮。本實(shí)用新型專利技術(shù)提供的具有可伸縮鴨翼的超音速巡航飛機(jī)采用伸縮鴨翼并且將鴨翼分為前后兩段，可以根據(jù)飛機(jī)起降、爬升、高亞音速飛行、超音速巡航等不同飛行階段的需求，采取不同的鴨翼伸縮狀態(tài)，滿足不同飛行狀態(tài)的操縱需要；采用雙層伸縮方式，提高鴨翼的有效面積，可實(shí)現(xiàn)對飛機(jī)的有效操縱。
【技術(shù)實(shí)現(xiàn)步驟摘要】
本技術(shù)涉及飛機(jī)氣動布局設(shè)計
，具體而言，涉及一種具有可伸縮鴨翼的超音速巡航飛機(jī)。
技術(shù)介紹
為了保證超音速巡航飛機(jī)的經(jīng)濟(jì)性，需要提高超音速巡航氣動效率，為了降低激波阻力，超音速巡航飛機(jī)需要具有良好的面積率，故其展弦比較小。此外，超音速飛機(jī)為了能夠在有利升力系數(shù)下達(dá)到最大升阻比，其翼載荷偏大，這樣會使得低速最大升力系數(shù)偏低，低速起降性能變差。因此，按照超音速巡航點(diǎn)設(shè)計的飛機(jī)，其低速起降性能較差。采用鴨翼可以有效解決低速起降性能較差的難題。目前在研的超音速巡航客機(jī)普遍采用常規(guī)小鴨翼。在起降階段，常規(guī)鴨翼可以作為縱向操縱舵面，能夠給飛機(jī)提供良好的俯仰操縱功能，然而在超音速巡航時，會給超音速面積率的分布造成不利影響，導(dǎo)致激波阻力和摩擦增大，降低升阻比，加劇音爆程度。現(xiàn)在亟需解決的技術(shù)問題是如何設(shè)計一種鴨翼結(jié)構(gòu)，該鴨翼可以解決上述現(xiàn)有技術(shù)中超音速巡航飛機(jī)存在的缺陷。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路
本技術(shù)的目的在于解決上述現(xiàn)有技術(shù)中的不足，提供一種結(jié)構(gòu)簡單合理、飛機(jī)的鴨翼可根據(jù)具有超音速巡航飛機(jī)的飛行狀態(tài)進(jìn)行調(diào)節(jié)的具有可伸縮鴨翼的超音速巡航飛機(jī)。本技術(shù)的目的通過如下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn):一種具有可伸縮鴨翼的超音速巡航飛機(jī)，包括機(jī)身、鴨翼、機(jī)翼、垂尾，鴨翼設(shè)置于機(jī)身的前段，機(jī)翼設(shè)置于所述機(jī)身的中后段，垂尾設(shè)置于機(jī)身的尾部，鴨翼為可伸縮鴨翼，包括鴨翼前段、鴨翼后段，鴨翼前段與鴨翼后段為等直段，包括鴨翼內(nèi)翼、鴨翼外翼、鴨翼內(nèi)翼伸縮機(jī)構(gòu)、鴨翼外翼伸縮機(jī)構(gòu)、鴨翼機(jī)體連接件，其中，鴨翼機(jī)體連接件固定于機(jī)身上，鴨翼機(jī)體連接件通過鴨翼外翼上的連接軸連接鴨翼外翼，鴨翼外翼通過固定于鴨翼機(jī)體連接件上的鴨翼外翼伸縮機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)鴨翼外翼的伸縮，鴨翼內(nèi)翼套裝在鴨翼外翼內(nèi)并通過鴨翼內(nèi)翼伸縮機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)鴨翼內(nèi)翼的伸縮。上述方案中優(yōu)選的是，鴨翼外翼伸縮機(jī)構(gòu)、鴨翼內(nèi)翼伸縮機(jī)構(gòu)均設(shè)置有作動器，其中，所述鴨翼外翼伸縮機(jī)構(gòu)通過機(jī)身內(nèi)部作動器實(shí)現(xiàn)對所述鴨翼外翼的伸縮，鴨翼內(nèi)翼伸縮機(jī)構(gòu)通過外置作動器實(shí)現(xiàn)所述鴨翼內(nèi)翼的伸縮。上述任一方案中優(yōu)選的是，通過飛機(jī)的鴨翼控制系統(tǒng)可單獨(dú)控制飛機(jī)鴨翼的鴨翼前段、鴨翼后段。上述任一方案中優(yōu)選的是，鴨翼前段與所述鴨翼后段的安裝角度不同。上述任一方案中優(yōu)選的是，鴨翼前段的安裝角度小于鴨翼后段的安裝角度。上述任一方案中優(yōu)選的是，鴨翼根據(jù)飛機(jī)不同的飛行狀態(tài)調(diào)節(jié)鴨翼前段與所述鴨翼后段的伸縮。本技術(shù)所提供的具有可伸縮鴨翼的超音速巡航飛機(jī)的有益效果在于，結(jié)構(gòu)合理，采用伸縮鴨翼，可以在低速起降時全部伸出，可以在超音速巡航時收縮，有效地兼顧了低速起降、超音速巡航和低音爆設(shè)計等多點(diǎn)設(shè)計；將鴨翼分為前后兩段。可以根據(jù)飛機(jī)起降、爬升、高亞音速飛行、超音速巡航等不同飛行階段的需求，采取不同的鴨翼伸縮狀態(tài)，可滿足不同飛行狀態(tài)的操縱需要；采用雙層伸縮方式，提高鴨翼的有效面積，可實(shí)現(xiàn)對飛機(jī)的有效操縱。裝置穩(wěn)定性高，安全可靠。【附圖說明】圖1是按照本技術(shù)的具有可伸縮鴨翼的超音速巡航飛機(jī)的一優(yōu)選實(shí)施例的結(jié)構(gòu)示意簡圖；圖2是是按照本技術(shù)的具有可伸縮鴨翼的超音速巡航飛機(jī)的圖1所示實(shí)施例另一結(jié)構(gòu)示意簡圖；圖3是按照本技術(shù)的具有可伸縮鴨翼的超音速巡航飛機(jī)的圖1所示實(shí)施例鴨翼前段的結(jié)構(gòu)爆炸圖；圖4是按照本技術(shù)的具有可伸縮鴨翼的超音速巡航飛機(jī)的圖1所示實(shí)施例的鴨翼外翼與鴨翼內(nèi)翼的部分剖面結(jié)構(gòu)示意圖；圖5是按照本技術(shù)的具有可伸縮鴨翼的超音速巡航飛機(jī)的圖1所示實(shí)施例的鴨翼外翼與鴨翼內(nèi)翼伸展?fàn)顟B(tài)的結(jié)構(gòu)示意圖；圖6是按照本技術(shù)的具有可伸縮鴨翼的超音速巡航飛機(jī)的圖1所示實(shí)施例的鴨翼外翼與鴨翼內(nèi)翼收縮狀態(tài)的結(jié)構(gòu)示意圖。附圖標(biāo)記:1-機(jī)身、2-鴨翼、3-機(jī)翼、4-垂尾、5-鴨翼內(nèi)翼、6-鴨翼內(nèi)翼伸縮機(jī)構(gòu)、7-鴨翼外翼、8-鴨翼外翼伸縮機(jī)構(gòu)、9-鴨翼機(jī)體連接件。【具體實(shí)施方式】為了更好地理解按照本技術(shù)方案的具有可伸縮鴨翼的超音速巡航飛機(jī)，下面結(jié)合附圖對本技術(shù)的具有可伸縮鴨翼的超音速巡航飛機(jī)的一優(yōu)選實(shí)施例作進(jìn)一步闡述說明。如圖1-6所示，本技術(shù)提供的具有可伸縮鴨翼的超音速巡航飛機(jī)，包括機(jī)身1、鴨翼2、機(jī)翼3、垂尾4，鴨翼2設(shè)置于機(jī)身I的前段，機(jī)翼3設(shè)置于機(jī)身I的中后段，垂尾4設(shè)置于機(jī)身I的尾部，鴨翼2為可伸縮鴨翼，包括鴨翼前段、鴨翼后段，鴨翼前段與鴨翼后段為等直段，包括鴨翼內(nèi)翼5、鴨翼外翼7、鴨翼內(nèi)翼伸縮機(jī)構(gòu)6、鴨翼外翼伸縮機(jī)構(gòu)8、鴨翼機(jī)體連接件9，其中，鴨翼機(jī)體連接件9固定于所述機(jī)身I上，鴨翼機(jī)體連接件9通過鴨翼外翼7上的連接軸連接鴨翼外翼7，鴨翼外翼7通過固定于鴨翼機(jī)體連接件9上的鴨翼外翼伸縮機(jī)構(gòu)8實(shí)現(xiàn)鴨翼外翼7的伸縮，鴨翼內(nèi)翼5套裝在鴨翼外翼7內(nèi)并通過鴨翼內(nèi)翼伸縮機(jī)構(gòu)6實(shí)現(xiàn)鴨翼內(nèi)翼5的伸縮。鴨翼外翼伸縮機(jī)構(gòu)8、鴨翼內(nèi)翼伸縮機(jī)構(gòu)6均設(shè)置有作動器，其中，鴨翼外翼伸縮機(jī)構(gòu)8通過機(jī)身I內(nèi)部作動器實(shí)現(xiàn)對鴨翼外翼7的伸縮，鴨翼內(nèi)翼伸縮機(jī)構(gòu)6通過外置作動器實(shí)現(xiàn)鴨翼內(nèi)翼5的伸縮。通過飛機(jī)的鴨翼控制系統(tǒng)可單獨(dú)控制飛機(jī)鴨翼的鴨翼前段、鴨翼后段。鴨翼前段與鴨翼后段的安裝角度不同。鴨翼前段的安裝角度小于鴨翼后段的安裝角度。鴨翼2根據(jù)飛機(jī)不同的飛行狀態(tài)調(diào)節(jié)所述鴨翼前段與鴨翼后段的伸縮。如圖1所示，本技術(shù)提供的具有可伸縮鴨翼的超音速巡航飛機(jī)的鴨翼2設(shè)置于機(jī)身I上的靠近機(jī)頭部分，如圖1所示，鴨翼2設(shè)置于機(jī)身I的兩側(cè)。鴨翼2分為鴨翼前段、鴨翼后段，其中鴨翼前段較鴨翼后段更靠近機(jī)身I的頭部。鴨翼2的鴨翼前段與鴨翼后段相對于機(jī)身I當(dāng)前第1頁1 2 本文檔來自技高網(wǎng)...
【技術(shù)保護(hù)點(diǎn)】
一種具有可伸縮鴨翼的超音速巡航飛機(jī)，包括機(jī)身(1)、鴨翼(2)、機(jī)翼(3)、垂尾(4)，所述鴨翼(2)設(shè)置于所述機(jī)身(1)的前段，所述機(jī)翼(3)設(shè)置于所述機(jī)身(1)的中后段，所述垂尾(4)設(shè)置于所述機(jī)身(1)的尾部，其特征在于：所述鴨翼(2)為可伸縮鴨翼，包括鴨翼前段、鴨翼后段，鴨翼前段與鴨翼后段為等直段，包括鴨翼內(nèi)翼(5)、鴨翼外翼(7)、鴨翼內(nèi)翼伸縮機(jī)構(gòu)(6)、鴨翼外翼伸縮機(jī)構(gòu)(8)、鴨翼機(jī)體連接件(9)，其中，鴨翼機(jī)體連接件(9)固定于所述機(jī)身(1)上，鴨翼機(jī)體連接件(9)通過鴨翼外翼(7)上的連接軸連接鴨翼外翼(7)，鴨翼外翼(7)通過固定于鴨翼機(jī)體連接件(9)上的鴨翼外翼伸縮機(jī)構(gòu)(8)實(shí)現(xiàn)鴨翼外翼(7)的伸縮，鴨翼內(nèi)翼(5)套裝在鴨翼外翼(7)內(nèi)并通過鴨翼內(nèi)翼伸縮機(jī)構(gòu)(6)實(shí)現(xiàn)鴨翼內(nèi)翼(5)的伸縮。
【技術(shù)特征摘要】
【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：頡文慶，劉紹輝，付清，史娟娟，
申請(專利權(quán))人：中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計研究所，
類型：新型
國別省市：陜西;61
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