CN102616367A

CN102616367A - 一种高升阻比固定翼飞机配平方法

Info

Publication number: CN102616367A
Application number: CN2012101134381A
Authority: CN
Inventors: 王维军; 黄健
Original assignee: Beihang University
Current assignee: Beihang University
Priority date: 2012-04-17
Filing date: 2012-04-17
Publication date: 2012-08-01
Anticipated expiration: 2032-04-17
Also published as: CN102616367B

Abstract

本发明采用高升阻比正弯度翼型，在不利用平尾或鸭翼等带来降低全机升阻比的情况下，来实现机翼零升力矩的配平，充分发挥了正弯度翼型高升阻比特性。为实现机翼零升力矩配平，并且不造成全机升阻比下降，采用重心配置在机翼焦点正下方处的设计布局，以产生大的升阻比和抬头力矩来配平正弯度翼型固有的低头力矩，同时使全机具有纵向静稳定性。既能提高飞机的升阻比，又能使全机具有静稳定性。本发明的一种高升阻比固定翼飞机包括：具有大展弦比正弯度的机翼，用于提供升力，从而提供全机升力；位于机翼的焦点正下方的机身；机翼支撑梁，用于连接所述机身与机翼；设置在机身上的发动机，用于提供推力。本发明还提供了一种固定翼飞机的高升阻比的实现方法。

Description

一种高升阻比固定翼飞机配平方法

技术领域

本发明涉及一种高升阻比固定翼飞机的配平方法，属于航空飞行器中固定翼飞机设计技术领域。

技术背景

在同样设计速度下，提高飞机升阻比，在同样设计重量情况下，飞机阻力越小，需用推力越小。飞机升阻比越大，飞机的空气动力性能越好，经济性越高。

为了提高飞机的升阻比，从飞机设计翼型选择上看，应选择升阻比大的正弯度翼型。但在目前飞机设计中，选择正弯度翼型的飞机设计，机翼零升力矩配平都是借助平尾或鸭翼等方式实现，这就带来了升力和阻力损失，降低了全机升阻比，不能充分发挥正弯度翼型高升阻比特性。

而无尾式布局的飞机通常采用扭转机翼的办法实现配平，即采用S翼型，保证飞机的零升力矩系数为正。而S翼型升阻比远远小于正弯度翼型。此方法是以牺牲升阻比的代价换取稳定性。

发明内容

本飞机布局设计发明，采用高升阻比正弯度翼型，且不利用平尾或鸭翼等带来降低全机升阻比的手段，来实现机翼零升力矩的配平，充分发挥正弯度翼型高升阻比特性。为了实现机翼零升力矩配平，并且不造成全机升阻比下降。采用重心配置在机翼焦点正下方处的设计布局，以产生大的升阻比和抬头力矩，同时使全机具有纵向静稳定性。既能提高飞机的升阻比，又能使全机具有静稳定性。

根据本发明的一个方面，提供了一种高升阻比固定翼飞机，其特征在于包括：

具有大展弦比正弯度的机翼，用于提供升力，从而提供全机升力，

位于机翼的焦点正下方的机身，

机翼支撑梁，用于连接所述机身与机翼，

设置在机身上的发动机，用于提供推力。

根据本发明的另一个方面，提供了一种固定翼飞机的高升阻比的实现方法，其特征在于包括：

用具有大展弦比正弯度的机翼提供升力，从而提供全机升力，

把机身设置于机翼的焦点正下方，

用机翼支撑梁连接所述机身与机翼，

用设置在机身上的发动机提供推力。

附图说明

图1(a)为采用水平尾翼配平方法的方案的示意图。

图1(b)为采用鸭翼配平方法的方案的示意图。

图2(a)为采用本新发明布局方法在无干扰来流作用下配平的方案示意图。

图2(b)为采用本新发明布局方法在下方干扰来流作用下配平的方案示意图。

图2(c)为采用本新发明布局方法在上方干扰来流作用下配平的方案示意图。

图3为采用本新发明布局方法具体实施例方案的示意图。

具体实施方式

采用单独正弯度翼型的飞机设计，如在机翼升力是零时，作用在机翼上的零升力矩不为零，此力矩将使全机产生低头力矩。需采取措施配平机翼的零升力矩。通常的方法包括平尾、鸭翼等，具体见受力分析图1。

图1(a)为采用水平尾翼配平方法，O点为全机重心。正弯度机翼(1)零升力矩使得全机低头。平尾的升力(Lw)为向下，而使得全机零升力矩系数为正，即为抬头力矩，实现全机配平。但此方法导致全机升力损失。

图1(b)为采用鸭翼配平方法，O点为全机重心。正弯度机翼(1)零升力矩使得全机低头。鸭翼的升力(Ly)为向上，而使得全机零升力矩系数为正，即为抬头力矩，实现全机配平。但此方法导致全机阻力增大。

而本发明，采用不损失全机升阻比的配平措施。根据本发明的一个实施例，将全机焦点配置于机翼焦点正下方处，如图2所示。

在图2(a)中，在远方来流(V0)作用下，全机受力及配平情况是：全机升力(L)与重力(G)平衡，推力(T)与空气阻力(D)平衡；阻力(D)与重心(O)的力矩为抬头力矩，此力矩可配平正弯度机翼(1)的零升力矩(M0)，从而实现全机的力矩配平。并且不损失全机的升阻比。机翼安装角(a)为此时机翼最大升阻比对应迎角。

在图2(b)中，飞机水平飞行，遇到与水平面成da角干扰来流(V1)时，全机受力及配平情况是：飞机相对于干扰来流(V1)的迎角为da，升力变量(dL)方向与干扰来流(V1)方向垂直向上，阻力变量(dD)方向与干扰来流(V1)方向相同，而其他力未变化；阻力(dD)水平分量与升力(dL)水平分量和推力平衡。与图2(a)阻力(D)升力(L)相比，阻力变量(dD)对重心力臂减小，升力变量(dL)对重心力臂增加，二力与全机重心(O)形成的力矩为负，即为低头力矩，减小全机迎角的增加(da)变化，当使全机具有静稳定性。

在图2(c)中，飞机水平飞行，遇到与水平面成da’角干扰来流(V2)时，全机受力及配平情况是：飞机相对于干扰来流(V2)的迎角为da’，升力变量(dL’)方向与干扰来流(V2)方向垂直向上，，阻力变量(dD’)方向与干扰来流(V1)方向相同，而其他力未变化；阻力(dD’)水平分量与升力(dL’)水平分量和推力平衡。。与图2(a)阻力(D)升力(L)相比，阻力变量(dD’)对重心力臂减小，升力力臂变量(dL’)对重心增加，二力与全机重心(O)形成的力矩为正，即为抬头力矩，减小全机迎角的减小(da’)变化，使全机具有静稳定性。

综上所述，本发明能充分发挥正弯度翼型高升阻比优势，提高全机的升阻比。

图3显示了根据本发明的一个实施例的高升阻比固定翼飞机，其采用大展弦比正弯度机翼(1)，机身(4)位于机翼焦点正下方，通过机翼支撑梁(2)与机翼(1)连接。通过前三点式起落架(8，9，10)实现滑跑起降，驾驶舱(6)内视界良好。

如图3所示，全机重心位于O点，机翼焦点位于O’点。当飞机在无气流干扰水平飞行时，其全机升力(L)与重力(G)平衡，发动机(5)推力(T)与全机阻力(D)平衡，从而达到全机力平衡；全机升力(L)，重力(G)推力(T)通过重心，故相对于重心O俯仰力矩为零，而全机阻力(D)不通过重心O，其相对于重心O力臂为H，相对于重心O的力矩正好与机翼零升力矩(M0)配平，从而实现全机的力平衡及力矩平衡。图中机翼支撑梁(2)具体设计高度决定了力臂H，由所选取的正弯度机翼(1)的零升力矩决定。巡航状态下阻力(D)与力臂H矢量力矩平衡正弯度机翼(1)的零升力矩。当机翼零升力矩大时，所选取的H值相应增加。

飞机的飞行控制通过机翼上的一对副翼(2，3)实现，副翼(2，3)用以飞机横侧向的控制。而飞机的纵向俯仰控制，则通过控制发动机(5)推力大小的改变，实现飞机的升降。发动机推力增大，实现飞机高度爬升；发动机推力减小，实现飞机的高度降低。

本发明优点包括：

本发明与现有技术相比，存在明显的技术优势：

正弯度翼型升阻比大，但现有飞机设计中不能充分发挥正弯度翼型高升阻比优势。原因主要是：配平零升俯仰力矩的技术措施降低了全机的升阻比。

本发明针对以上的弱点，提出了一种全新的飞机设计布局。通过受力分析，能够满足力及力矩配平要求，证明其行之有效，且能充分发挥正弯度翼型机翼的高升阻比特性，从而达到提高飞机升阻比的目的。

Claims

1.高升阻比固定翼飞机，其特征在于包括：

具有大展弦比正弯度的机翼(1)，用于提供升力，从而提供全机升力(L)，

位于机翼(1)的焦点(O’)正下方的机身(4)，

机翼支撑梁(2)，用于连接所述机身(4)与机翼(1)，

设置在机身(4)上的发动机(5)，用于提供推力(T)。

2.根据权利要求1的高升阻比固定翼飞机，其特征在于

当飞机在无气流干扰水平飞行时，其全机升力(L)与重力(G)平衡，发动机(5)推力(T)与全机阻力(D)平衡，从而达到全机力平衡；全机升力(L)和推力(T)通过重心(O)，从而相对于重心O俯仰力矩为零，

机翼支撑梁(2)的长度决定了全机阻力(D)相对于所述高升阻比固定翼飞机的重心(O)的一个力臂(H)，即全机阻力(D)不通过重心(O)，且全机阻力(D)相对于所述重心(O)的力矩与所述机翼的零升力矩(M0)配平，从而实现全机的力平衡及力矩平衡。

3.根据权利要求2的高升阻比固定翼飞机，其特征在于进一步包括：

机翼(1)上的一对副翼或扰流板(2，3)，用于实现飞机横侧向的控制，

其中飞机的纵向俯仰控制，是通过控制发动机(5)的推力大小来实现，从而实现飞机的升降，即：发动机推力增大则实现飞机爬升，而发动机推力减小则实现飞机的高度降低。

4.根据权利要求2的高升阻比固定翼飞机，其特征在于所述机翼(1)的安装角(a)为：

在远方来流(V0)作用下，全机升力(L)与重力(G)平衡，推力(T)与空气阻力(D)平衡，作为阻力(D)与重心(O)的力矩的抬头力矩配平正弯度机翼(1)的零升力矩(M0)，从而实现全机的力矩配平，并且不损失全机的升阻比，机翼安装角(a)为此时机翼最大升阻比对应的迎角。

5.根据权利要求2的高升阻比固定翼飞机，其特征在于

当在飞机水平飞行中遇到与水平面成一个角度(da)的干扰来流(V1)时，全机受力及配平情况是：飞机相对于干扰来流(V1)的迎角为(da)，升力变量(dL)方向与干扰来流(V1)方向垂直向上，阻力变量(dD)方向与干扰来流(V1)方向相同，而其他力未变化；阻力(dD)水平分量与升力(dL)水平分量和推力平衡，与无气流干扰水平飞行时相比，阻力变量(dD)对重心力臂减小，升力变量(dL)对重心力臂增加，阻力与升力与全机重心(O)形成的力矩为负，即为低头力矩，从而减小全机迎角的增加(da)，而使全机具有纵向静稳定性。

6.固定翼飞机的高升阻比的实现方法，其特征在于包括：

用具有大展弦比正弯度的机翼(1)提供升力，从而提供全机升力(L)，

把机身(4)设置于机翼(1)的焦点(O’)正下方，

用机翼支撑梁(2)连接所述机身(4)与机翼(1)，

用设置在机身(4)上的发动机(5)提供推力(T)。

7.根据权利要求6的高升阻的实现方法，其特征在于：

当飞机在无气流干扰水平飞行时，其全机升力(L)与重力(G)平衡，发动机(5)推力(T)与全机阻力(D)平衡，从而达到全机力平衡；

机翼支撑梁(2)的长度决定了全机阻力(D)相对于所述高升阻比固定翼飞机的重心(O)的一个力臂(H)，即全机阻力(D)不通过重心(O)，

且高升阻的实现方法进一步包括：

使全机升力(L)和推力(T)通过重心(O)，从而使相对于重心(O)的俯仰力矩为零，

使全机阻力(D)相对于所述重心(O)的力矩与所述机翼的零升力矩(M0)配平，从而实现全机的力平衡及力矩平衡。

8.根据权利要求7的高升阻比的实现方法，其特征在于进一步包括：

用机翼(1)上的一对副翼(2，3)实现飞机横侧向的控制，

通过控制发动机(5)的推力大小来实现飞机的纵向俯仰控制，从而实现飞机的升降，即：通过增大发动机推力来使飞机爬升，通过减小发动机推力来降低飞机的高度。

9.根据权利要求7的高升阻比的实现方法，其特征在于

通过确定所述机翼(1)的安装角(a)，使得在远方来流(V0)作用下，全机升力(L)与重力(G)平衡，推力(T)与空气阻力(D)平衡，并使作为阻力(D)与重心(O)的力矩的抬头力矩配平正弯度机翼(1)的零升力矩(M0)，从而实现全机的力矩配平，并且不损失全机的升阻比，机翼安装角(a)为此时机翼最大升阻比对应的迎角。

10.根据权利要求7的高升阻比的实现方法，其特征在于

当在飞机水平飞行中遇到与水平面成一个角度(da)的干扰来流(V1)时，全机受力及配平情况是：飞机相对于干扰来流(V1)的迎角为(da)，升力变量(dL)方向与干扰来流(V1)方向垂直向上，阻力变量(dD)方向与干扰来流(V1)方向相同，而其他力未变化；阻力(dD)的水平分量与升力(dL)水平分量和推力平衡，与无气流干扰水平飞行时相比，阻力变量(dD)对重心力臂减小，升力变量(dL)对重心力臂增加，阻力与升力与全机重心(O)形成的力矩为负，即为低头力矩，从而减小全机迎角的增加(da)，而使全机具有纵向静稳定性。