[实用新型]变形翼

说明书

本实用新型提供了一种变形翼，该变形翼包括刚性盒段、弹性盒段和驱动机构。安置于刚性盒段内的管道可将飞行器发动机产生的高压气流传导至分布安置于机翼后缘处多个互相独立的后缘气室内，驱动机构中的气流管道能够将高压气流传导至机翼后缘并从后缘喷出，达到分布式推进的目的。同时驱动机构能够驱动弹性盒段产生形变，改变机翼形态，提高气动效率、失速迎角极限、升力系数和飞行性能。

技术领域

本实用新型涉及飞机机翼技术领域，特别是涉及一种变形翼。

背景技术

无论是载人或无人飞行器都广泛应用于军事和民用领域。飞行器主要依靠机翼在定向空气流场中产生升力，而机翼升力系数和阻力系数大小因翼型不同而异，最大升力和阻力系数之比(升阻比)通常作为判定翼型优劣的根据。发动机推力系统则通常外置并与机翼分别独立设置。在给定气流速度条件下，机翼一般采用两种方式改变升力大小实现机动飞行。一是改变迎角；二是改变操纵面偏转角或机翼翼型弯度。传统构型飞机通常通过操纵尾翼偏转角改变俯仰角而改变机翼攻角，或采用改变后缘操纵面的偏转角达到改变翼型等效迎角或弯度的效果。传统操纵面基本为通过铰链安装在机翼后梁上的刚体，在偏转时与机翼主升力面的铰链连接处形成折角，导致翼型弯度变化不连续，气动效率偏低。在偏角过大时折点至后缘出现气流分离而导致升力系数急速减小、操纵效率降低甚至机翼失速现象。而可连续变弯度的无缝变形翼具有显著高于传统操纵面的升阻比和失速迎角的特点，并且可扩展到机翼前缘变弯度达到增升目的。在飞行器领域具有发展潜力和应用前景。近年申请人对一种飞机变形翼的研究结果表面，在起飞状态时采用机翼前缘和襟翼后缘变弯度的机翼最大升阻比所需的迎角为4.5度，比采用传统刚性襟翼偏转的机翼提高升力达5％；在降落状态采用机翼前缘和襟翼后缘变弯度，襟翼下偏角可由传统的35度减小至27度，而升力可提高2％。在起飞状态时，若将机翼原设计迎角增加4度，襟翼后缘仍没有发生明显气流分离；但当迎角增加到4.5度时，襟翼后缘开始出现明显气流分离，机翼进入失速状态。然而，此时若在襟翼后缘上表面提供高于气流流速的切向喷气，机翼迎角将在增加8度时襟翼后缘才开始出现气流分离。这表明变形翼的升力系数比安装刚体襟翼的传统机翼有大幅提高。

无缝变弯度翼并非全新概念。人类在早期模仿鸟类飞行时就开始尝试这种机翼。怀特兄弟早在一百多年前成功实现人类首次动力飞行时就采用了变弯度机翼。但随着飞机重量和飞行速度的提高，机翼结构的刚度大幅提高，使得采用变弯度机翼技术不够现实，故采用了刚性传统操纵面。随着材料和动力技术的高速发展和大幅提高现代飞行器的气动效率或升阻比以及飞行性能的迫切需求，传统的刚性翼已经很难满足现代飞行器的性能要求。于是，自本世纪初开始美国和欧洲航空领域再次兴起了对弹性变形翼技术的研发热潮。然而，目前的变形翼技术仍延续着改变机翼几何外形获得增升或改进气动效率的传统概念，不能发掘变形翼技术的最大潜力。

实用新型内容

基于此，有必要针对目前的变形翼所存在的气动效率和飞行性能提升不足的问题，提供一种变形翼。

上述目的通过下述技术方案实现：

一种变形翼，其特征在于，包括：

变形翼刚性盒段：所述刚性盒段位于所述变形翼前缘到机翼后梁之间，所述后梁位于整个变形翼的中后部，所述刚性盒段内部设有机翼前梁；