一种速控机翼的方法与装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开一种速控机翼的方法与装置。取航速为控制量，经智能处理后控制伺服器。受控伺服器依指令改变翼型气动特性，即在低速飞行中获得大升力、在高速飞行中获得小阻力的气动特性，解决当前机翼的气动特性不可调控所带来的在低速飞行时升力太小，滑翔性太差；在高速飞行时阻力太大，难以提高航速的矛盾。运用本发明专利技术可缩短舰载机连续起飞的间隔、安全可靠地在航母上的短跑道、小动力、免用弹射器助推、约以临界离舰速度的一半即可获得大于起飞重量的升力、提高格斗与非格斗耗油比、扩大战斗半径、提高滑翔性和延长临界动力时的留空时间及降低着陆速度的临界点，以更低的临界速度着舰，减轻尾钩与起落架所受到的冲击损害来提高飞机机动性的技术。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于航空
，具体说，涉及飞机机翼设计
，是一种通过航速控制机翼气动特性变化量的方式提高飞机性能的方法与装置。
技术介绍
国际政治经济军事形势复杂多变，国家安全和人民的生命财产的保障要依靠一个强大的国家机器。国家机器是否强大，最重要的因素就是人民军队是否强大。人民军队是否强大，影响的因素很多，其中武器装备的性能优良与否是不可小视和忽略的因素。否则就要付出许多战士生命的代价。我国正在实现强国强军战略目标，其中海防、深蓝海军建设是重要的一环。众所周知，我海军已经列装了航母，这是振奋人心的好事。但必须看到舰载歼击机对于航母编队战斗力的重要配置和地位。然而，由于航母上的跑道长度、歼击机的升力特性和滑翔特性，局限了歼击机的战斗性能。歼击机升力特性突出表现在航母上有限的跑到上起飞的问题上，而歼击机的滑翔特性突出表现在多架歼击机在航母周边上空盘旋候着的问题上。先谈歼击机在航母上有限的跑到上起飞的问题，长期以来，人们不断地努力，专利技术了种种技术。最著名的歼击机短距起飞助推装置就是蒸汽弹射器，再就是电磁弹射器。以蒸汽弹射器来助推歼击机起飞的单位时间起飞架次要比电磁弹射器的少，它需要巨型高压储汽罐与巨型锅炉配合，必须在短时间内生产足够的蒸汽，然而产生大量的蒸汽是需要耗能与加热时间的，所以依靠蒸汽弹射器的助推起飞的飞机间隔时间较长。电磁弹射器的助推起飞时间间隔要相对短一些，但也需要等待一个工艺充电时间再弹射第二架飞机。而本专利技术可以将歼击机起飞时间间隔缩短到难以再缩短的程度——歼击机从机库移至甲板上指定的起飞位置上的时间，加上歼击机从静止状态到离舰速度的时间(通常，歼击机在弹射器的助推下，起飞滑行时间在2～3s时间内获得70～75m/s的离舰速度，本专利技术技术将依靠歼击机自身的发动机小油门小动力将离舰速度降至25m/s～30m/s，即起飞滑行时间延长至6s左右)即可获得超过该机起飞重量的升力而离舰。离舰后即可令第二架歼击机进入出库起飞程序，移至航母甲板上指定的起飞位置上，无需等待蒸汽压力的提高。众多歼击机如此快速起飞，即可以在航母的上空集结机群而缩短编队时间，迅速形成战斗队形。结合实际情况的战术队形是歼击机编队的战斗力重要因素之一，形成时间越短越好。另一项技术就是飞机自身具有垂直起飞与着陆的功能，即在原地升空，或降落。但这种方式的升空或降落需要消耗更多的油料，严重地缩小了歼击机的战斗半径。再谈多架歼击机在航母周边上空盘旋候着的问题。当歼击机经过激烈空中格斗之后，有可能出现多架歼击机同时要着舰加油加弹的情况。那时盘旋在航母上空的歼击机就必须按航母上的空中管制的指挥命令一架接一架依次有序地进行着舰，即总有一些飞机要在航母的上空盘旋等候着舰命令。盘旋就是严峻考验歼击机的滑翔性能的优劣。歼击机退出空中格斗，大多数是因为机上油料已到返舰的必备或临界储量了，必须尽快着舰。没有油料就意味着飞机将失去动力。歼击机的滑翔性能很差，在低空情况下，航速又低，一旦失去动力就意味着坠海的时候到来了。此时歼击机的滑翔性能尤其重要——提高歼击机的滑翔性能可以避免很有可能出现机毁人亡的严重后果。通常，机翼的气动特性决定了歼击机的滑翔性能，现有歼击机的机翼气动特性所对应的滑翔性能难以满足的小油门低航速情况下的升力要求，战斗实情迫切要求提高歼击机滑翔性能，具体讲，就是在小油门低航速情况下，飞机能够产生足够升力减少单位时间内高度变化率、延长留空时间的要求，以及在飞机起飞过程中加大单位时间内高度变化率、缩短滑行距离、降低离舰(地)速度和降低能耗的要求。歼击机在平原上、海面上抵近攻击目标时，主要靠低空突防的驾机技术和飞机的隐身技术，然而在山地上空，尤其是要在山峰之间、山谷之中飞行近敌，对于高航速的歼击机而言是极其危险的——航速高了，极易撞山；航速低了，极易坠机。目前世界上机动性最好的歼击机也不敢像二次大战时期采用螺旋桨方式推进的老式飞机那样以低航速在山峰之间、山谷之中飞行。这是对现代喷气式歼击机机动性的一个很大的限制。那么能将现代喷气式的超音速歼击机的航速下限降低，以便让它能够在山峰之间、山谷之中飞行，提高它隐蔽接近攻击目标的机动性就是迫切需要满足的战斗要求。此外，还有一个歼击机为战略轰炸机、大型运输机、大型客机护航的航速同步问题。实际上，歼击机为其他大型机种护航就是多机种空中编队飞行。既然是不同机种在空中的编队飞行，那么一定要满足空中飞行编队的航速同步的要求。问题是歼击机的航速快，被护航的飞机航速慢，就是这个不同机种之间的航速差造成了不同机种在一起编队飞行的难度。然而，护航飞行编队的难度不仅仅是航速差的问题，还有许多其他问题，其中作为护航机的歼击机在护航飞行过程中必须节省油料，不能过多地将油料消耗在无战斗情况的护航飞行上，要留有足够的油料，准备在紧急情况出现之后进入空中格斗。歼击机在护航飞行过程中节省油料就是通过歼击机优良的低航速下的高滑翔性能来完成。总之，这些问题并非只是歼击机的问题，其他机种都不同程度上存在上述问题，但都是本专利技术要解决的问题。
技术实现思路
本专利技术的目的在于就是针对上述的问题提出解决问题的方案，一种超短距小动力免弹射起飞与低航速高滑翔性的技术大量节省油料，以及在高航速小气阻的性能，确保歼击机的战斗半径不减小，提高战斗性能。如果有一种速控机翼的飞机在超短跑道上以小动力低油耗即获得的低航速下产生大于起飞重量的升力即可滑跃式起飞，而无需蒸汽弹射器的助推，以及令飞机低空低速情况下的高滑翔性差的歼击机迅速提高其滑翔性能，能在低空低速低油耗地实施盘旋等候着舰的技术，同时，要求同一架飞机在高空高速飞行时，能根据航速情况智能地控制机翼气动特性而呈现出无需要求升力大小而突出追求极小风阻的特性目的。为了达到上述目的，本专利技术中制定的解决方案是根据伯努利原理在机翼面积、飞机速度、机翼翼型、飞机飞行速度与升力和阻力的相关相制的内在关系而制定的。通过改变机翼面积大小和机翼气动特性的方法来解决飞机低航速时的升力问题和高航速时的阻力问题，与按该方法设计的装置所组成，它由飞机的航速控制其机翼的气动特性改变量和机翼面积改变量的方法，以及按该方法设计的速控机翼的装置所组成，该方法分四个部分：部分一，航速变量采集部分，将速度电子控制器输入端与飞机的空速管的输出端连接起来；部分二，数据智能处理部分，采用电脑技术智能而精确地以航速为源控制信号，经过速控器处理后控制伺服器的运动状态，伺服器不同的运动状态对应获取飞机机翼不同的性状和机翼不同的面积而令飞机低速起飞过程中获得大升力、等待着舰或着陆过程中低速盘旋的留空时间，以及高速航行过程中大幅降低机翼的气阻，提高和优化机翼的气动特性，最终达到提高和优化飞机的机动性；部分三，控制机翼翼型伺服器部分，采用机翼气动性状伺服器来实现改变飞机机翼气动性状的目的，机翼气动性状伺服器的结构、运动方式、工作介质和制作材料以及在同一机翼里设置机翼气动性状伺服器的数量均不受限制；部分四，控制机翼面积伺服器部分，采用机翼面积伺服器来实现改变飞机机翼面积的目的，机翼面积伺服器的结构、运动方式、工作介质和制作材料以及在同一机翼里设置机翼面积伺服器的数量均不受限制；经过这四部分的工艺环节逻辑联动，即可实现来自飞机空速管的航速变本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种速控机翼的方法与装置，其特征是它由飞机的航速控制其机翼的气动特性改变量和机翼面积改变量的方法，以及按该方法设计的速控机翼的装置所组成，该方法分四个部分：部分一，航速变量采集部分，将速度电子控制器输入端与飞机的空速管的输出端连接起来；部分二，数据智能处理部分，采用电脑技术智能而精确地以航速为源控制信号，经过速控器处理后控制伺服器的运动状态，伺服器不同的运动状态对应获取飞机机翼不同的性状和机翼不同的面积而令飞机低速起飞过程中获得大升力、等待着舰或着陆过程中低速盘旋的留空时间，以及高速航行过程中大幅降低机翼的气阻，提高和优化机翼的气动特征，最终达到提高和优化飞机的机动性；部分三，控制机翼翼型伺服器部分，采用机翼气动性状伺服器来实现改变飞机机翼气动性状的目的，机翼气动性状伺服器的结构、运动方式、工作介质和制作材料以及在同一机翼里设置机翼气动性状伺服器的数量均不受限制；部分四，控制机翼面积伺服器部分，采用机翼面积伺服器来实现改变飞机机翼面积的目的，机翼面积伺服器的结构、运动方式、工作介质和制作材料以及在同一机翼里设置机翼面积伺服器的数量均不受限制；经过这四部分的工艺环节逻辑联动，即可实现来自飞机空速管的航速变量转化成电平形式的变量，且作为速度电子控制器的控制变量，速度电子控制器的输出变量作为伺服器的控制变量，控制伺服器的运动状态，伺服器不同的运动状态对应控制飞机机翼不同的气动性状和机翼面积的变化量，从而达到飞机从零航速开始起飞的过程中以尽可能低的离舰速度而获取尽可能大的起飞升力、提高和优化飞机的滑翔性能而延长等待着舰或着陆过程中低速低耗盘旋的留空时间，以及高速航行过程中大幅降低机翼的气阻，提高和优化机翼的气动特征，最终达到本专利技术申请的提高和优化飞机的机动性、滑翔性、能耗速度比、扩大战斗半径之目的；采用本方法能有效提高飞机的多种性能，具体飞机需要提高哪些具体性能可根据具体要求针对性地独立采用本方法中的对应部分，其他部分不需要选用的就可以不选用；按照上述方法设计能在航母甲板上超短跑道、低能耗、小推动力、免用弹射器的助推、以在弹射器助推情况下所获得的离舰速度之一半的速度即可获得足够大的起飞升力安全起飞、提高歼击机滑翔性能、延长无推力情况下留空时间的装置A，其特征是，在机翼内部合适的地方安装电子速度控制器，以下简称速控器，速控器的控制信号输入端与飞机的空速管的输出端连接起来，速控器将空速管输出的电平处理之后，通过它的输出端与气泵的电气开关联接，即可实现由飞机的航速来控制气泵的运行状态——供气与排气；由气泵、气管、上柱形气囊A、下柱形气囊A和前缘气囊A构成气动系统，受飞机航速控制的速控器、气泵、上柱形气囊A、下柱形气囊A均安装在机翼内弦线附近的安装基板上，其中上柱形气囊A的作用面向上方的，放气状态的上柱形气囊AF控制翼型的上弧面AF，充气状态的上柱形气囊AC控制翼型的上弧面AC；下柱形气囊A的作用面向下方的，放气状态的下柱形气囊AF控制翼型的下弧面AF，充气状态的下柱形气囊AC控制翼型的下弧面AC；前缘气囊A的作用面向前方的，放气状态的前缘气囊AF控制前缘为基本翼型的前缘，充气状态的前缘气囊AC，可令机翼前缘几何形状能在水滴形状与尖峰形状之间转换；机翼的气动特性就是通过气泵受到飞机空速管所提供的航速变量而改变运行状态——向上柱形气囊A、下柱形气囊A和前缘气囊A的供气与排气来实现改变的；此外，还装有由拉簧、限定索、固定环和保形器构成的翼型保形系统，其中限定索是根据气动特征对应翼型形状之要求确定其长度的，并取限定索中部合适的位置固定连接在安装基板上且形成上下两个自由端，向上的自由端从圆柱形的拉簧中间穿过，与上弧面A上的固定环连接，向下的自由端从圆柱形的拉簧中间穿过，与下弧面A上的固定环连接；因本专利技术特征不在襟翼中体现，故在后缘部位没有绘出襟翼；当气泵向上柱形气囊A和下柱形气囊A充气前，上弧面AF和下弧面AF均处放气状态，对应的上蒙皮和下蒙皮在上下蒙皮后缘复位器的作用下分别独自复位，当气泵向上柱形气囊A和下柱形气囊A充气后，上弧面AC和下弧面AC均受挤压而形变，对应的上蒙皮和下蒙皮随之按翼型保形系统确定的运动轨迹形成充气状态下的翼型之后，对应的上蒙皮和下蒙皮后缘部分均要向前缘方向移动，从而它们后缘上固定连接的后缘滚轮在后缘滚轮槽内滚动而压迫后缘压簧，因为后缘压簧的一端置于后缘滚轮槽内的压紧端，后缘压簧的另一端固接一段延长杆之后与上蒙皮的后缘边上合适的地点固定连接，且在上蒙皮的后缘边对应的位置上固定连接一个后缘滚轮，后缘滚轮置于后缘滚轮槽中，可随着上蒙皮后缘边的来回平移运动在后缘滚轮槽内来回滚动，下蒙皮的后缘边运动结构与运动方式与上蒙皮的一样，故不重复画出；后缘滚轮槽内的后缘滚轮滚动方向与翼型的中弧线方向一致地安装在机翼的后缘内，上蒙皮和下蒙...

【技术特征摘要】
1.一种速控机翼的方法与装置，其特征是它由飞机的航速控制其机翼的气动特性改变量和机翼面积改变量的方法，以及按该方法设计的速控机翼的装置所组成，该方法分四个部分：部分一，航速变量采集部分，将速度电子控制器输入端与飞机的空速管的输出端连接起来；部分二，数据智能处理部分，采用电脑技术智能而精确地以航速为源控制信号，经过速控器处理后控制伺服器的运动状态，伺服器不同的运动状态对应获取飞机机翼不同的性状和机翼不同的面积而令飞机低速起飞过程中获得大升力、等待着舰或着陆过程中低速盘旋的留空时间，以及高速航行过程中大幅降低机翼的气阻，提高和优化机翼的气动特征，最终达到提高和优化飞机的机动性；部分三，控制机翼翼型伺服器部分，采用机翼气动性状伺服器来实现改变飞机机翼气动性状的目的，机翼气动性状伺服器的结构、运动方式、工作介质和制作材料以及在同一机翼里设置机翼气动性状伺服器的数量均不受限制；部分四，控制机翼面积伺服器部分，采用机翼面积伺服器来实现改变飞机机翼面积的目的，机翼面积伺服器的结构、运动方式、工作介质和制作材料以及在同一机翼里设置机翼面积伺服器的数量均不受限制；经过这四部分的工艺环节逻辑联动，即可实现来自飞机空速管的航速变量转化成电平形式的变量，且作为速度电子控制器的控制变量，速度电子控制器的输出变量作为伺服器的控制变量，控制伺服器的运动状态，伺服器不同的运动状态对应控制飞机机翼不同的气动性状和机翼面积的变化量，从而达到飞机从零航速开始起飞的过程中以尽可能低的离舰速度而获取尽可能大的起飞升力、提高和优化飞机的滑翔性能而延长等待着舰或着陆过程中低速低耗盘旋的留空时间，以及高速航行过程中大幅降低机翼的气阻，提高和优化机翼的气动特征，最终达到本专利技术申请的提高和优化飞机的机动性、滑翔性、能耗速度比、扩大战斗半径之目的；采用本方法能有效提高飞机的多种性能，具体飞机需要提高哪些具体性能可根据具体要求针对性地独立采用本方法中的对应部分，其他部分不需要选用的就可以不选用；按照上述方法设计能在航母甲板上超短跑道、低能耗、小推动力、免用弹射器的助推、以在弹射器助推情况下所获得的离舰速度之一半的速度即可获得足够大的起飞升力安全起飞、提高歼击机滑翔性能、延长无推力情况下留空时间的装置A，其特征是，在机翼内部合适的地方安装电子速度控制器，以下简称速控器，速控器的控制信号输入端与飞机的空速管的输出端连接起来，速控器将空速管输出的电平处理之后，通过它的输出端与气泵的电气开关联接，即可实现由飞机的航速来控制气泵的运行状态——供气与排气；由气泵、气管、上柱形气囊A、下柱形气
\t囊A和前缘气囊A构成气动系统，受飞机航速控制的速控器、气泵、上柱形气囊A、下柱形气囊A均安装在机翼内弦线附近的安装基板上，其中上柱形气囊A的作用面向上方的，放气状态的上柱形气囊AF控制翼型的上弧面AF，充气状态的上柱形气囊AC控制翼型的上弧面AC；下柱形气囊A的作用面向下方的，放气状态的下柱形气囊AF控制翼型的下弧面AF，充气状态的下柱形气囊AC控制翼型的下弧面AC；前缘气囊A的作用面向前方的，放气状态的前缘气囊AF控制前缘为基本翼型的前缘，充气状态的前缘气囊AC，可令机翼前缘几何形状能在水滴形状与尖峰形状之间转换；机翼的气动特性就是通过气泵受到飞机空速管所提供的航速变量而改变运行状态——向上柱形气囊A、下柱形气囊A和前缘气囊A的供气与排气来实现改变的；此外，还装有由拉簧、限定索、固定环和保形器构成的翼型保形系统，其中限定索是根据气动特征对应翼型形状之要求确定其长度的，并取限定索中部合适的位置固定连接在安装基板上且形成上下两个自由端，向上的自由端从圆柱形的拉簧中间穿过，与上弧面A上的固定环连接，向下的自由端从圆柱形的拉簧中间穿过，与下弧面A上的固定环连接；因本专利技术特征不在襟翼中体现，故在后缘部位没有绘出襟翼；当气泵向上柱形气囊A和下柱形气囊A充气前，上弧面AF和下弧面AF均处放气状态，对应的上蒙皮和下蒙皮在上下蒙皮后缘复位器的作用下分别独自复位，当气泵向上柱形气囊A和下柱形气囊A充气后，上弧面AC和下弧面AC均受挤压而形变，对应的上蒙皮和下蒙皮随之按翼型保形系统确定的运动轨迹形成充气状态下的翼型之后，对应的上蒙皮和下蒙皮后缘部分均要向前缘方向移动，从而它们后缘上固定连接的后缘滚轮在后缘滚轮槽内滚动而压迫后缘压簧，因为后缘压簧的一端置于后缘滚轮槽内的压紧端，后缘压簧的另一端固接一段延长杆之后与上蒙皮的后缘边上合适的地点固定连接，且在上蒙皮的后缘边对应的位置上固定连接一个后缘滚轮，后缘滚轮置于后缘滚轮槽中，可随着上蒙皮后缘边的来回平移运动在后缘滚轮槽内来回滚动，下蒙皮的后缘边运动结构与运动方式与上蒙皮的一样，故不重复画出；后缘滚轮槽内的后缘滚轮滚动方向与翼型的中弧线方向一致地安装在机翼的后缘内，上蒙皮和下蒙皮均可分别独立地紧挨在后缘滚轮槽的上表面和下表面滑动；上柱形气囊A、下柱形气囊A和前缘气囊A均可以分别独立充放气，独立完成机翼上方的翼型气动特性的改变，也可以独立完成机翼下方的翼型气动特性的改变，还可以独立完成机翼前缘的翼型气动特性的改变。2.根据权利要求1所述速控机翼的方法与装置，为不承担空中格斗任务的飞机所设计的另一种装置B，其特征是用上翼形气囊B、下翼形气囊B和前缘气囊B分别对应地取代上柱形气囊A、下柱形气囊A和前缘气囊A；前缘气囊A与前缘气囊B之间没有结构上的实质差别而功能是相同的，放气状态的前缘气囊BF造成前缘蒙皮呈水滴样流线型外形，充气状态的前缘气囊BC造成前缘蒙皮呈尖峰样流线型外形，但是上柱形气囊A和下柱形气囊A与上翼形气囊B和下翼形气囊B对应相似但相异，相似的是它们遵循同一种流体力学理论和气动规律并在不同结构的装置里形成充
\t放气体时均能改变翼型的相同功能且将不同结构的装置关联在同一个总的发明构思之中，相异的是上柱形气囊A和下柱形气囊A的气囊呈柱形，上翼形气囊B和下翼形气囊B的气囊呈翼形；上翼形气囊B和下翼形气囊B在放气状态下呈薄薄的扁平形状，...

【专利技术属性】
技术研发人员：邵波，
申请(专利权)人：邵波，
类型：发明
国别省市：广东;44