航向增效系统及具有航向增效系统的翼身融合布局飞行器技术方案

本申请实施例公开了一种航向增效系统及具有航向增效系统的翼身融合布局飞行器。该航向增效系统包括尾撑、辅助发动机、垂尾及方向舵。尾撑连接翼身融合体，尾撑中具有两端贯穿的容纳腔。辅助发动机位于尾撑的容纳腔中，垂尾与尾撑连接，垂尾中具有与辅助发动机的外涵道连通的通气管道，通气管道上具有延伸至垂尾的表面的至少一个出气口，方向舵与垂尾活动连接。在飞行器起飞和降落阶段时，辅助发动机开始工作，空气从容纳腔中进入辅助发动机的外涵道和内涵道，进入外涵道的空气的一部分也会进入通气管道中，并沿通气管道位于垂尾表面的出气口喷出，可以加快垂尾的表面气流的流动速度，以提高方向舵的舵面效率，增加航向控制能力。力。力。

【技术实现步骤摘要】
航向增效系统及具有航向增效系统的翼身融合布局飞行器


[0001]本专利技术涉及飞行器领域，特别涉及一种航向增效系统及具有航向增效系统的翼身融合布局飞行器。

技术介绍

[0002]翼身融合布局飞行器是指机翼和机身高度融合的全升力面飞行器。在相同装载要求下，翼身融合设计能够降低全机浸润面积从而减小摩擦阻力，与传统的筒状机身加机翼布局相比，翼身融合布局飞行器的巡航效率高，并具有降低噪声、排放和结构重量等潜力。
[0003]现有技术的翼身融合布局飞行器的航向控制主要由开裂式阻力方向舵、带方向舵的翼梢小翼或V形尾翼来实现。开裂式阻力方向舵的航向控制的机理是通过开裂式阻力方向舵的偏转，产生非对称气动阻力，从而产生偏航力矩。带方向舵的翼梢小翼的航向控制的机理是通过翼梢小翼上方向舵的偏转，产生偏航力矩。V形尾翼的航向控制的机理是通过舵面的偏转，产生偏航力矩。
[0004]然而在低速飞行阶段飞行器的迎角较大时，开裂式阻力方向舵的舵效的非线性特性凸显，偏航控制效率下降，影响低速飞行时的航向控制能力，尤其在侧风环境下的起飞和降落阶段，处理不当很可能引发飞行事故。而带方向舵的翼梢小翼主要用于航向增稳和操纵，但其控制能力有限。另外，V形尾翼会增加浸润面积，减弱翼身融合布局飞行器巡航性能优势，并且V型尾翼在起飞和降落阶段时舵面航向控制效率偏低。

技术实现思路

[0005]本申请提供一种航向增效系统及具有航向增效系统的翼身融合布局飞行器，以解决现有技术的翼身融合飞行器在起飞和降落阶段时航向控制能力不足的问题。/>[0006]一方面，本申请提供一种航向增效系统，用于连接翼身融合体，航向增效系统包括：尾撑、辅助发动机、垂尾及方向舵；
[0007]所述尾撑连接所述翼身融合体，所述尾撑中具有两端贯穿的容纳腔；
[0008]所述辅助发动机位于所述容纳腔中并与所述尾撑连接；
[0009]所述垂尾与所述尾撑连接，所述垂尾中具有与所述辅助发动机的外涵道连通的通气管道，所述通气管道上具有延伸至所述垂尾的表面的至少一个出气口；
[0010]所述方向舵与所述垂尾活动连接。
[0011]在一些可能的实现方式中，所述通气管道包括进气管道和两个出气管道，所述进气管道与所述外涵道连通，两个所述出气管道与所述进气管道连通；
[0012]所述出气口的数量为两个，两个所述出气口分别与两个所述出气管道连通，并分别延伸至所述垂尾两侧的表面。
[0013]在一些可能的实现方式中，所述出气管道在水平面上与所述垂尾的表面倾斜设置，所述出气管道远离所述出气口的一端与所述方向舵之间的间距大于所述出气管道靠近所述出气口的一端与所述方向舵之间的间距。
[0014]在一些可能的实现方式中，所述出气管道包括相互连通的第一气道和第二气道，所述第二气道连通所述出气口；
[0015]所述出气管道的宽度从所述第一气道向所述第二气道逐渐减小。
[0016]在一些可能的实现方式中，两个所述出气口的宽度相同。
[0017]在一些可能的实现方式中，航向增效系统还包括与所述通气管道连接的选择导通件，所述选择导通件位于所述进气管道中靠近两个所述出气管道的一端，用于控制两个所述出气管道中的一个与所述进气管道连通，或者，控制两个所述出气管道均与所述进气管道隔断。
[0018]在一些可能的实现方式中，所述选择导通件包括壳体、堵块及控制件；
[0019]所述壳体上具有进气开口和两个出气开口，所述进气开口位于所述壳体的一端并与所述进气管道连通，两个所述出气开口位于所述壳体的另一端并分别与两个所述出气管道连通，所述进气开口位于两个所述出气开口之间；
[0020]所述堵块与所述壳体活动连接，所述控制件连接所述堵块，用于控制所述堵块运动至预设堵塞位置，以堵塞所述进气开口和两个所述出气开口中的一个。
[0021]在一些可能的实现方式中，所述出气口靠近所述方向舵的侧壁与所述垂尾的表面平滑相切。
[0022]在一些可能的实现方式中，所述出气口的长度沿所述垂尾的高度方向延伸。
[0023]在一些可能的实现方式中，所述通气管道的长度沿所述垂尾的高度方向延伸，所述通气管道与所述尾撑倾斜设置，所述通气管道远离所述尾撑的一端与所述方向舵之间的间距小于所述通气管道靠近所述尾撑的一端与所述方向舵之间的间距。
[0024]在一些可能的实现方式中，至少一个所述出气口的总面积小于所述通气管道的进气口的总面积。
[0025]在一些可能的实现方式中，所述容纳腔被所述辅助发动机分隔为进气道和出气道，所述进气道包括相互连通的弯曲段和平滑段，所述弯曲段远离所述辅助发动机的一端延伸至所述翼身融合体的机背上；
[0026]所述进气道的宽度从所述弯曲段向所述平滑段逐渐增大。
[0027]在一些可能的实现方式中，航向增效系统还包括与所述翼身融合体活动连接的挡板，所述挡板用于运动至预设遮挡位置，以在所述辅助发动机不工作时遮挡所述进气道。
[0028]在一些可能的实现方式中，所述挡板的形状为流线型。
[0029]另一方面，本申请提供一种飞行器，包括：上述的航向增效系统及翼身融合体；所述航向增效系统与所述翼身融合体连接。
[0030]本申请提供的航向增效系统用于连接翼身融合体。航向增效系统包括尾撑、辅助发动机、垂尾及方向舵。尾撑连接翼身融合体，尾撑中具有两端贯穿的容纳腔。辅助发动机位于容纳腔中并与尾撑连接，垂尾与尾撑连接，垂尾中具有与辅助发动机的外涵道连通的通气管道，通气管道上具有延伸至垂尾的表面的至少一个出气口，方向舵与垂尾活动连接。在飞行器起飞和降落阶段时，辅助发动机开始工作，空气从容纳腔中进入辅助发动机的外涵道和内涵道，由于通气管道与外涵道连通，因此，进入外涵道的空气的一部分也会进入通气管道中，并沿通气管道位于垂尾表面的出气口喷出，可以加快垂尾的表面气流的流动速度，以提高方向舵的舵面效率，增加航向控制能力。
附图说明
[0031]为了更清楚地说明本专利技术实施例的技术方案，下面将对实施例的附图作简单介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅涉及本专利技术的一些实施例，而非对本专利技术的限制，其中：
[0032]图1为本申请一实施例提供的飞行器的示意图；
[0033]图2为本申请一实施例提供的航向增效系统的示意图；
[0034]图3为图2的A处的放大示意图；
[0035]图4为本申请一实施例提供的航向增效系统的垂尾的剖视图；
[0036]图5为图4的B处的放大示意图；
[0037]图6为本申请一实施例提供的航向增效系统的通气管道的示意图；
[0038]图7为图6的C
‑
C处的截面图；
[0039]图8为图6的D
‑
D处的截面图；
[0040]图9为本申请一实施例提供的航向增效系统的选择导通件的示意图。
具体实施方式
[0041]下面将结合本专利技术实施方式中的附图，对本专利技术实本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航向增效系统，用于连接翼身融合体，其特征在于，包括：尾撑、辅助发动机、垂尾及方向舵；所述尾撑连接所述翼身融合体，所述尾撑中具有两端贯穿的容纳腔；所述辅助发动机位于所述容纳腔中并与所述尾撑连接；所述垂尾与所述尾撑连接，所述垂尾中具有与所述辅助发动机的外涵道连通的通气管道，所述通气管道上具有延伸至所述垂尾的表面的至少一个出气口；所述方向舵与所述垂尾活动连接。2.如权利要求1所述的航向增效系统，其特征在于，所述通气管道包括进气管道和两个出气管道，所述进气管道与所述外涵道连通，两个所述出气管道与所述进气管道连通；所述出气口的数量为两个，两个所述出气口分别与两个所述出气管道连通，并分别延伸至所述垂尾两侧的表面。3.如权利要求2所述的航向增效系统，其特征在于，所述出气管道在水平面上与所述垂尾的表面倾斜设置，所述出气管道远离所述出气口的一端与所述方向舵之间的间距大于所述出气管道靠近所述出气口的一端与所述方向舵之间的间距。4.如权利要求2所述的航向增效系统，其特征在于，所述出气管道包括相互连通的第一气道和第二气道，所述第二气道连通所述出气口；所述出气管道的宽度从所述第一气道向所述第二气道逐渐减小。5.如权利要求2所述的航向增效系统，其特征在于，两个所述出气口的宽度相同。6.如权利要求2所述的航向增效系统，其特征在于，还包括与所述通气管道连接的选择导通件，所述选择导通件位于所述进气管道中靠近两个所述出气管道的一端，用于控制两个所述出气管道中的一个与所述进气管道连通，或者，控制两个所述出气管道均与所述进气管道隔断。7.如权利要求6所述的航向增效系统，其特征在于，所述选择导通件包括壳体、堵块及控制件；所述壳体上具有进气开口和两个出气开口，所述进气开口位于所述壳体的一端并与所述进气管道连通，两...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴大卫，杨海鹏，马茹冰，皮正阳，成昌福，梁军，
申请(专利权)人：中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院，
类型：发明
国别省市：