CN102616367A - 一种高升阻比固定翼飞机配平方法 - Google Patents
一种高升阻比固定翼飞机配平方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN102616367A CN102616367A CN2012101134381A CN201210113438A CN102616367A CN 102616367 A CN102616367 A CN 102616367A CN 2012101134381 A CN2012101134381 A CN 2012101134381A CN 201210113438 A CN201210113438 A CN 201210113438A CN 102616367 A CN102616367 A CN 102616367A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- lift
- wing
- full machine
- aircraft
- drag ratio
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
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
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 (10)
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。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201210113438.1A CN102616367B (zh) | 2012-04-17 | 2012-04-17 | 一种高升阻比固定翼飞机及其实现方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201210113438.1A CN102616367B (zh) | 2012-04-17 | 2012-04-17 | 一种高升阻比固定翼飞机及其实现方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN102616367A true CN102616367A (zh) | 2012-08-01 |
CN102616367B CN102616367B (zh) | 2014-08-06 |
Family
ID=46556676
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201210113438.1A Expired - Fee Related CN102616367B (zh) | 2012-04-17 | 2012-04-17 | 一种高升阻比固定翼飞机及其实现方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN102616367B (zh) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN103523205A (zh) * | 2013-04-07 | 2014-01-22 | 夏春光 | 一种机翼 |
CN106021786A (zh) * | 2016-05-31 | 2016-10-12 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机六自由度非线性方程组配平方法 |
CN112880917A (zh) * | 2021-01-13 | 2021-06-01 | 万丰飞机工业有限公司 | 一种飞机操纵面静态配平工装及测量方法 |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4206892A (en) * | 1978-07-24 | 1980-06-10 | Paul B. MacCready, Jr. | Lightweight aircraft |
US4781341A (en) * | 1981-10-02 | 1988-11-01 | Kasper Witold A | Flying wing aircraft |
US5054721A (en) * | 1989-03-22 | 1991-10-08 | Translab, Inc. | Vertical takeoff aircraft |
CN1718506A (zh) * | 2005-08-02 | 2006-01-11 | 西北工业大学 | 一种微型飞机俯仰操纵方法及控制机构 |
-
2012
- 2012-04-17 CN CN201210113438.1A patent/CN102616367B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4206892A (en) * | 1978-07-24 | 1980-06-10 | Paul B. MacCready, Jr. | Lightweight aircraft |
US4781341A (en) * | 1981-10-02 | 1988-11-01 | Kasper Witold A | Flying wing aircraft |
US5054721A (en) * | 1989-03-22 | 1991-10-08 | Translab, Inc. | Vertical takeoff aircraft |
CN1718506A (zh) * | 2005-08-02 | 2006-01-11 | 西北工业大学 | 一种微型飞机俯仰操纵方法及控制机构 |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN103523205A (zh) * | 2013-04-07 | 2014-01-22 | 夏春光 | 一种机翼 |
CN103523205B (zh) * | 2013-04-07 | 2016-06-08 | 夏春光 | 一种机翼 |
CN106021786A (zh) * | 2016-05-31 | 2016-10-12 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机六自由度非线性方程组配平方法 |
CN112880917A (zh) * | 2021-01-13 | 2021-06-01 | 万丰飞机工业有限公司 | 一种飞机操纵面静态配平工装及测量方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN102616367B (zh) | 2014-08-06 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN102458988B (zh) | 具有λ盒状机翼结构的飞行器 | |
CN103552682B (zh) | 一种飞翼与前掠翼联翼布局飞机 | |
EP3202661B1 (en) | Performance-enhancing winglet system and method | |
CN102282070B (zh) | 飞机水平稳定器 | |
CN102730183B (zh) | 一种新型太阳能飞机 | |
CN107757871B (zh) | 一种轻小型固定翼无人机用翼型 | |
CN103231795A (zh) | 一种公务机的发动机上置及前掠翼鸭式布局 | |
CN109808913A (zh) | 一种带有可偏转翼梢小翼的无人机设计方法 | |
CN102826216A (zh) | 一种飞行器气动布局 | |
CN203666968U (zh) | 一种下反式机翼小翼尖结构 | |
CN105346705A (zh) | 翼面可变曲率的自适应机翼及其飞行器的操控方式 | |
CN102616367B (zh) | 一种高升阻比固定翼飞机及其实现方法 | |
CN209225395U (zh) | 一种具有多组四旋翼结构的垂起固定翼无人机 | |
CN107697284B (zh) | 一种双段式仿生扑翼无人机机翼 | |
CN103847964B (zh) | 一种可螺旋飞行的弧形翼飞行器 | |
CN204264454U (zh) | 新型高升力鸭式布局联接翼飞行器 | |
CN110550203A (zh) | 一种超音速飞机 | |
CN202481307U (zh) | 四螺旋桨垂直起降飞机 | |
CN206255191U (zh) | 串翼无人机 | |
CN202783771U (zh) | 一种飞行器气动布局 | |
CN211364907U (zh) | 一种低速无人机气动布局 | |
CN206334348U (zh) | 通过尾翼调控盘旋的弹射式滑翔机模型 | |
CN208419754U (zh) | 高时速无人机靶机 | |
CN207683768U (zh) | 一种无人侦察机的厚度可调机翼 | |
CN206152343U (zh) | 模型式弹射滑翔机 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C06 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
C10 | Entry into substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
C14 | Grant of patent or utility model | ||
GR01 | Patent grant | ||
CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20140806 Termination date: 20150417 |
|
EXPY | Termination of patent right or utility model |