CN107380452A - 一种变形内埋式弹舱流动控制装置 - Google Patents

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    • Y02T50/40—Weight reduction

Abstract

本发明公布了一种变形内埋式弹舱流动控制装置，其主控制板截面为矩形，其一端设置有第一凹槽和第二凹槽，所述第二凹槽与第一凹槽连接成T字形，所述第一凹槽两侧槽面内设置有第一运动槽和第二运动槽；所述主控制板的另一端两侧分别设置有第一旋转轴和第二旋转轴，中间设置有相对的第一轴座和第二轴座。当战机处于巡航状态时，流动控制装置闭合于机腹下方，减少雷达信号的散射面积，减小飞行阻力；当战机准备投放导弹时当战机准备投放导弹时，可以控制所述主控制板的角度，并且将所述尾摆伸出转动，从而达到对流动的精确控制，使导弹能够载机稳定分离。

Description

一种变形内埋式弹舱流动控制装置
技术领域
本发明属于空气动力学领域对流动进行控制的装置，具体的说是一种变形内埋式弹舱流动控制装置。
背景技术
武器外部挂载所产生的附加阻力约占飞机总阻力30％，同时增加了飞机雷达信号的散射面积。出于隐身及减阻的考虑，新一代战斗机大多采用内埋式弹舱，如美国研制的X-45A无人机，B-2战略轰炸机等。内埋式弹舱在战斗机中的使用，提高了战斗机的隐身性能和巡航能力，但是内埋式弹舱的使用引发了许多复杂的流动现象，使得导弹与载机的分离更加危险，同时内埋式弹舱需要较大的机体空间，并导致机体横截面积增大，同时面临结构大开口、舱门机构设计复杂、空穴流动问题等一系列的设计难点。
为了改善内埋式弹舱不利的空穴流动特性，国内外研究人员开始在内埋式弹舱中引入流动控制技术。并得到了许多改善内埋式弹舱流场特性的流动控制方法。大量研究结果表明，在弹舱前缘施加各种激励，能影响整个内埋式弹舱的流场分布，从而影响导弹的受力情况，达到对导弹分离运动的控制作用。然而战斗机作战环境复杂，战机所处高度以及战机的飞行速度变化很大，因此，目前急需一种能够适应各种空战环境的流动控制装置。
因此，需要一种变形内埋式弹舱流动控制装置以解决上述问题。
发明内容
针对上述问题，本发明提供了一种变形内埋式弹舱流动控制装置。本发明能够根据不同的飞行环境调节控制器角度和长度，达到对各种复杂环境的流动控制。
为解决上述技术问题，本发明的技术方案为：一种变形内埋式弹舱流动控制装置，包括主控制板、尾摆、尾摆传动机构、尾摆液压机构，第一控制板液压机构和第二控制板液压机构；所述主控制板截面为矩形，其一端设置有第一凹槽，所述第一凹槽的底部设置有第二凹槽，所述第二凹槽与第一凹槽连接成T字形；所述第一凹槽两侧槽面内设置有第一运动槽和第二运动槽；所述主控制板的另一端两侧分别设置有第一旋转轴和第二旋转轴，所述主控制板的中部设置有相对的第一轴座和第二轴座。所述尾摆液压机构设置在所述第二凹槽内，其一端与所述主控制板连接，另一端连接尾摆传动机构，尾摆和所述尾摆传动机构连接且并列设置在所述第一凹槽内；第一控制板液压机构和第二控制板液压机构的一端分别与所述第一轴座和第二轴座连接，另一端分别与弹舱8连接。
更进一步的，所述第一旋转轴和第二旋转轴与所述弹舱连接。当战机准备投放导弹时，流动控制装置可根据飞行环境的不同，使所述主控制板打开特定角度，角度范围在0°～90°。
更进一步的，所述尾摆传动机构设置有传动齿轮，通过所述传动齿轮与所述尾摆连接。将所述尾摆液压机构的动力传递给所述尾摆。
更进一步的，还包括第一轴承(71)和第二轴承(72)，所述尾摆两侧端点处分别设置有所述第一轴承和所述第二轴承，所述第一轴承和第二轴承分别***所述第一运动槽和第二运动槽滑动，带动所述尾摆的伸出和收回；同时可以把尾摆伸出并进行旋转对流场进行微调，达到对流动的精确控制，从而使导弹能够稳定的与载机分离。
更进一步的，所述第一控制板液压机构、第二控制板液压机构和尾摆液压机构为杆状，增压时伸长，减压时缩短。控制所述主控制板的打开角度。
更进一步的，所述尾摆靠近所述主控制板边缘的一侧为锯齿形，减少自身重力和飞行阻力。
更进一步的，所述第一运动槽和第二运动槽的长度不小于所述尾摆的宽度，所述第一运动槽和第二运动槽限定了所述尾摆的摆动范围。
有益效果：当战机处于巡航状态时，流动控制装置闭合于机腹下方，减少雷达信号的散射面积，减小飞行阻力；当战机准备投放导弹时当战机准备投放导弹时，可以控制所述主控制板的角度，并且将所述尾摆伸出转动，从而达到对流动的精确控制，使导弹能够载机稳定分离。
附图说明
图1是本发明的流动控制装置结构图；
图2是本发明的流动控制装置各部分的立体结构图；
图3是本发明的流动控制装置主控制板结构图；
图4是本发明的流动控制装置安装于内埋式弹舱前缘闭合状态时的示意图；
图5是本发明的流动控制装置安装于内埋式弹舱前缘主控制板打开时的示意图；
图6是本发明的流动控制装置安装于内埋式弹舱前缘主控制板和尾摆均打开时的示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例，进一步阐明本发明，应理解这些实施例仅用于说明本发明而不用于限制本发明的范围，在阅读了本发明之后，本领域技术人员对本发明的各种等价形式的修改均落于本申请所附权利要求所限定的范围。
如图1和图2所示的变形内埋式弹舱流动控制装置，包括主控制板1、尾摆2、尾摆传动机构3、尾摆液压机构4，第一控制板液压机构51和第二控制板液压机构52；主控制板1截面为矩形，其一端设置有第一凹槽11，第一凹槽11的底部设置有第二凹槽12，第二凹槽12与第一凹槽11连接成T字形；第一凹槽11两侧槽面内设置有第一运动槽13和第二运动槽14；主控制板1的另一端两侧分别设置有第一旋转轴17和第二旋转轴18，主控制板1的中部设置有相对的第一轴座15和第二轴座16；
尾摆液压机构4设置在第二凹槽12内，其一端与主控制板1连接，另一端连接尾摆传动机构3，尾摆2和尾摆传动机构3连接且并列设置在第一凹槽11内；第一控制板液压机构51和第二控制板液压机构52的一端分别与第一轴座15和第二轴座16连接，另一端分别与弹舱8连接。
第一旋转轴17和第二旋转轴18与弹舱8连接。当战机准备投放导弹时，流动控制装置可根据飞行环境的不同，使主控制板1打开特定角度，角度范围在0°～90°。
尾摆传动机构3设置有传动齿轮6，通过传动齿轮6与尾摆2连接。将尾摆液压机构4的动力传递给尾摆2。
还包括第一轴承71和第二轴承72，尾摆2两侧端点处分别设置有第一轴承71和第二轴承72，第一轴承71和第二轴承72分别***第一运动槽13和第二运动槽14滑动，带动尾摆2的伸出和收回；同时可以把尾摆2伸出并进行旋转对流场进行微调，达到对流动的精确控制，从而使导弹能够稳定的与载机分离。
第一控制板液压机构51、第二控制板液压机构52和尾摆液压机构4为杆状，增压时伸长，减压时缩短。控制主控制板1的打开角度。
尾摆2靠近主控制板边缘的一侧为锯齿形，减少自身重力和飞行阻力。
第一运动槽13和第二运动槽14的长度不小于尾摆2的宽度，第一运动槽13和第二运动槽14限定了尾摆2的摆动范围。
当战机处于巡航状态时，流动控制装置闭合于机腹下方，减少雷达信号的散射面积，减小飞行阻力；当战机准备投放导弹时当战机准备投放导弹时，可以控制主控制板1的角度，并且将尾摆2伸出转动，从而达到对流动的精确控制，使导弹能够载机稳定分离。
实施例1
主控制板单独控制：
本发明的流动控制装置安装于内埋式弹舱前缘，当战机在巡航飞行时，流动控制装置处于闭合状态，如图4所示，当战机准备投放导弹时，流动控制装置可根据飞行环境，如高度、马赫数等，使流动控制装置主控制板1打开一定角度，角度范围在0°～90°，如图5所示，对内埋式弹舱处流体流动进行控制，从而使导弹能够稳定的与载机分离。
实施例2
主控制板结合尾摆联合控制：
如图6所示，当战机准备投放导弹时，流动控制装置根据飞行环境。如高度和马赫数等，使流动控制装置主控制板1打开一定角度，角度范围在0°～90°，同时主控制板1上的尾摆2伸出并进行旋转对流场进行微调，达到对流动的精确控制，从而使导弹更加安全、稳定的与载机分离。

Claims (6)

1.一种变形内埋式弹舱流动控制装置，其特征在于：包括主控制板(1)、尾摆(2)、尾摆传动机构(3)、尾摆液压机构(4)，第一控制板液压机构(51)和第二控制板液压机构(52)；所述主控制板(1)截面为矩形，其一端设置有第一凹槽(11)，所述第一凹槽(11)的底部设置有第二凹槽(12)，所述第二凹槽(12)与第一凹槽(11)连接成T字形；所述第一凹槽(11)两侧槽面内设置有第一运动槽(13)和第二运动槽(14)；所述主控制板(1)的另一端两侧分别设置有第一旋转轴(17)和第二旋转轴(18)，所述主控制板(1)的中部设置有相对的第一轴座(15)和第二轴座(16)；
所述尾摆液压机构(4)设置在所述第二凹槽(12)内，其一端与所述主控制板(1)连接，另一端连接尾摆传动机构(3)，尾摆(2)和所述尾摆传动机构(3)连接且并列设置在所述第一凹槽(11)内；第一控制板液压机构(51)和第二控制板液压机构(52)的一端分别与所述第一轴座(15)和第二轴座(16)连接。
2.根据权利要求1所述的变形内埋式弹舱流动控制装置，其特征在于：还包括传动齿轮(6)，所述尾摆传动机构(3)设置有所述传动齿轮(6)，通过所述传动齿轮(6)与所述尾摆(2)连接。
3.根据权利要求1所述的变形内埋式弹舱流动控制装置，其特征在于：还包括第一轴承(71)和第二轴承(72)，所述尾摆(2)两侧端点处分别设置有所述第一轴承(71)和第二轴承(72)，所述第一轴承(71)和第二轴承(72)分别***所述第一运动槽(13)和第二运动槽(14)滑动。
4.根据权利要求1所述的变形内埋式弹舱流动控制装置，其特征在于：所述第一控制板液压机构(51)、第二控制板液压机构(52)和尾摆液压机构(4)为杆状。
5.根据权利要求1所述的变形内埋式弹舱流动控制装置，其特征在于：所述尾摆(2)靠近所述主控制板边缘的一侧为锯齿形。
6.根据权利要求1所述的变形内埋式弹舱流动控制装置，其特征在于：所述第一运动槽(13)和第二运动槽(14)的长度不小于所述尾摆(2)的宽度。
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WO1999033701A2 (fr) * 1997-12-29 1999-07-08 Vladimir Timofeevich Medvedev Prise d'air a regulation automatique
CN203310602U (zh) * 2013-05-24 2013-11-27 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种用于内埋发射物轨迹捕获试验的随动作动装置
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