一种跨速域变体飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，特别是涉及一种跨速域变体飞行器。

背景技术

现代航空飞行器的发展源于对鸟类飞行方式的仿生学研究，依据鸟类滑翔时的翅膀姿态及其剖面形态，设计出可适应于不同飞行状态的各类飞行器。然而，无论是固定翼飞行器还是旋翼飞行器，在其飞行过程中，其气动布局并不发生较大变化，因此，一种飞行器通常只有一种巡航模式，无法实现跨速域高效飞行。而鸟类可以根据不同的飞行状态以调节自身的形状姿态来获得最优的飞行性能，实现了效率和性能的完美平衡。因此，基于鸟类变体飞行的仿生学研究，设计并研究可通过改变自身气动外形来适应不同速域飞行的跨速域变体飞行器，为未来航空飞行器的发展提供设计思路和理论基础，具有重要的学术意义和工程价值。

发明内容

本发明的目的是提供一种跨速域变体飞行器，以解决上述现有技术存在的问题，通过改变飞行器自身气动外形，能够适应不同速域飞行。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

本发明提供一种跨速域变体飞行器，包括采用翼身融合体结构的机身与机翼，所述机翼包括外翼和内翼，所述外翼的后掠角和内翼的折叠角均能够调节，从而使得飞行器能够呈现低速构型、高速构型以及介于低速构型和高速构型之间的多种中间构型以适应低速、亚声速、跨声速、超声速等多种来流条件。

可选的，机翼完全展开后，外翼的第二段后掠角能够处于最小位置，机翼投影面积以及展弦比均达到最大，从而使得飞行器能够适应低速飞行。

可选的，机翼变形过程中，内翼在变形机构的作用下能够绕着平行于机身轴线的转轴向上翻折增大机翼上反角，减小机翼投影面积及展弦比，外翼的第一段能够带动外翼的第二段向下翻折，维持升力，同时通过外翼的第一段和第二段间的变后掠角装置增大外翼第二段的后掠角，提升飞行器高速性能；机翼变形完毕后，内翼完全与机身侧壁贴合，全机机翼投影面积及展弦比达到最小。

在典型气动布局中，飞翼布局已经被用于具有隐身突防的远程轰炸机和一些无人攻击机上，他们都能在不经意间出现在敌人后方给予其最致命的打击。飞翼布局一大显著优点就是气动升力效率比其它布局高，这来自于两个方面：一是在飞翼布局中，机翼机身基本相融合，机身对升力也有贡献，而常规的机身升力很小；二是飞翼布局仅是单翼面，这避免了常规布局翼面间不利干扰产生的升力损失，因此机翼选择飞翼布局形式，翼型平面采用超音速双弧形对称翼型，机翼前缘后掠角变化范围为10～50°，展弦比变化范围为3.3～4.9，机翼参考面积变化范围为49.5～145.7m

飞行器定常平飞时作直线匀速运动，由以下公式

得到飞行器平飞速度为

其中，L—升力；G—飞行器重力；T—发动机推力；D—阻力；S

针对不同的飞行马赫数，起飞着陆及低速飞行时使用小后掠角、大展弦比；随着飞行速度的增大，增大飞行器后掠角，减小展弦比；当飞行速度达到亚音速时，后掠角进一步加大；当飞行速度达到超音速后，采用大长细比机身和三角翼。

在飞行器低速飞行时，机翼完全展开，外翼第二段后掠角处于最小位置，此时机翼投影面积以及展弦比均达到最大；当飞行速度增大时，飞行器内翼在变形机构的作用下绕着平行于机身轴线的转轴向上翻折增大机翼上反角，减小机翼投影面积及展弦比，外翼第一段带动外翼第二段向下翻折，维持升力，同时通过外翼第一段、外翼第二段间的变后掠角装置增大外翼第二段的后掠角，提升飞行器高速性能；当变形完毕，内翼完全与机身侧壁贴合，不再提供升力，全机机翼面积及展弦比达到最小，进入高速变形状态。

外翼机翼相对厚度分布为

对于内翼翼根翼型的选择，考虑到内翼在超音速飞行时与机身贴合并不提供升力，且在其内部要布置机翼变形时所需的驱动器和转轴，故相对厚度不用太小，然而为减小其翻折后对周围流场的干扰，也不宜采用相对厚度过大的翼型。本发明中，内翼翼根采用应用较为广泛的NACA63A006翼型。

本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：

本发明根据新型变体飞行器所需具备的跨速域(马赫数0.3-3.0)飞行性能指标要求，从飞行器气动布局设计的角度出发，提出了一种全新的跨速域变体飞行器气动布局及变形设计方案，设计方案包括适应于来流马赫数为0.3的低速构型和来流马赫数为3的高速构型，且可通过进一步调整飞行器外翼后掠角和内翼折叠角等变形参数使飞行器呈现介于低速构型与高速构型之间的多种中间构型以适应跨声速、超声速等多种来流条件，并基于此方案进一步运用计算流体力学的研究手段，计算了飞行器不同变形构型在跨速域飞行马赫数内的纵向气动特性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明机翼收起时平面形状示意图；

图2为本发明机翼展开时平面形状示意图；

图3为外翼、内翼翼根选用翼型数据分布示意图；

图4为飞行器机身轴线上的7个不同位置的截面示意图；

图5a为飞行器在低速构型下的气动特性曲线中的升力系数图；

图5b为飞行器在低速构型下的气动特性曲线中的阻力系数图；

图5c为飞行器在低速构型下的气动特性曲线中的升阻比示意图；

图6a为飞行器在高速构型下的气动特性曲线中的升力系数图；

图6b为飞行器在高速构型下的气动特性曲线中的阻力系数图；

图6c为飞行器在高速构型下的气动特性曲线中的升阻比示意图；

图7a为飞行器在跨声速Ma＝0.85时纵向气动特性曲线中的升力系数图；

图7b为飞行器在跨声速Ma＝0.85时纵向气动特性曲线中的阻力系数图；

图7c为飞行器在跨声速Ma＝0.85时纵向气动特性曲线中的升阻比示意图；

图8a为飞行器在超声速Ma＝1.5时纵向气动特性曲线中的升力系数图；

图8b为飞行器在超声速Ma＝1.5时纵向气动特性曲线中的阻力系数图；

图8c为飞行器在超声速Ma＝1.5时纵向气动特性曲线中的升阻比示意图；

附图标记说明：1-机身，2-内翼，3-外翼。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的目的是提供一种跨速域变体飞行器，以解决上述现有技术存在的问题，通过改变飞行器自身气动外形，能够适应不同速域飞行。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

本发明提供一种跨速域变体飞行器，如图1和图2所示，包括采用翼身融合体结构的机身1与机翼，机翼包括内翼2和外翼3，其中外翼3包括第一段和第二段，内翼2的后掠角和外翼3的折叠角均能够调节，从而使得飞行器能够呈现低速构型、高速构型以及介于低速构型和高速构型之间的多种中间构型以适应低速、亚声速、跨声速、超声速等多种来流条件。机翼完全展开后，外翼3的第二段后掠角能够处于最小位置，机翼投影面积以及展弦比均达到最大，从而使得飞行器能够适应低速飞行。机翼变形过程中，内翼2在变形机构的作用下能够绕着平行于机身轴线的转轴向上翻折增大机翼上反角，减小机翼投影面积及展弦比，外翼3的第一段能够带动外翼3的第二段向下翻折，维持升力，同时通过外翼3的第一段和第二段间的变后掠角装置增大外翼3第二段的后掠角，提升飞行器高速性能；机翼变形完毕后，内翼2完全与机身侧壁贴合，全机机翼投影面积及展弦比达到最小。

本发明提供一种跨速域变体飞行器设计过程为：明确飞行器的设计要求，依据飞行器的气动力系数和参考面积确定飞行器的平飞性能要求，按照性能指标要求，变体飞行器需在不同平飞马赫数范围(0.3-3.0)内均能具备良好的气动性能，实现由低速、长航时游弋巡航到高速奔袭突防等多个任务角色之间的转换。而根据经典的飞行力学理论，飞行器在巡航状态时作等速直线飞行。飞行器平飞性能的好坏通常由飞行器最大平飞速度V

在典型气动布局中，飞翼布局已经被用于具有隐身突防的远程轰炸机和一些无人攻击机上，他们都能在不经意间出现在敌人后方给予其最致命的打击。飞翼布局一大显著优点就是气动升力效率比其它布局高，这来自于两个方面：一是在飞翼布局中，机翼机身基本相融合，机身对升力也有贡献，而常规的机身升力很小；二是飞翼布局仅是单翼面，这避免了常规布局翼面间不利干扰产生的升力损失，因此机翼选择飞翼布局形式，翼型平面采用超音速双弧形对称翼型；

具体的，飞行器的起飞重量是进行总体设计首先需要确定的参数，本实施例的定位是单发轻型无人机。参考现有的设计，综合考虑装载、燃油以及空机重量，初估最大起飞重量为19t，空机重量8t，燃油系数拟定为0.4。

为满足较高马赫数巡航时对发动机推力的要求，飞行器起飞推重比拟定为0.8，即最大加力推力150kN量级，某涡扇发动机达到了这一量级，其主要参数为：长4.826m，最大直径1.13m，重1360kg，最大推力100kN，加力推力156kN，推重可达比11.7。本实施例基于上述参数进行后续设计。

翼载荷也是决定飞行器性能和机动性能的主要参数。本设计中飞行器外形针对不同的飞行任务会发生改变，机翼参考面积就不是一个固定的值，造成飞行器翼载荷也随之改变，在拟定初始参数的过程中只能根据现有飞行器参数给出机翼载荷的一个变化范围：120-400kg/m

飞行器最大起飞重量为19t，翼载荷为150-400kg/m

对于内翼翼根翼型的选择，考虑到内翼在超音速飞行时与机身贴合并不提供升力，且在其内部要布置机翼变形时所需的驱动器和转轴，故相对厚度不用太小，然而为减小其翻折后对周围流场的干扰，也不宜采用相对厚度过大的翼型。本方案中，内翼翼根采用应用较为广泛的NACA63A006翼型，外翼、内翼翼根选用翼型数据如图3所示。

在设计机身时，我们选取了机身轴线上的七个不同位置的截面进行参数化设计，如图4所示，机身通过多截面扫掠一体成型，保证了其光顺度。各截面设计尺寸参数见表1。

表1各截面设计尺寸参数

飞行器全机在机翼展开与收起时主要气动布局参数如下：

(1)机翼全展开且后掠角最小时：

理论根弦长(机身长度)：15.151m

翼尖弦长(不计翼尖)：1.48m

根梢比：10.24

机翼面积：145.7m

浸润面积：307.01m

翼展：26.65m

展弦比：4.9

机头后掠角：55°

外翼第二段前缘后掠角：10°

机身长：15.5m

(2)机翼全收起且后掠角最大时：

理论根弦长：7.866m

翼尖弦长(不计翼尖)：1.8m

根梢比：4.37

机翼面积：49.5m

浸润面积：236.668m

翼展：13.05m

展弦比：3.3

机头后掠角：55°

机翼40％弦向位置后掠角：43°

机身长：15.5m

飞行器气动特性的数值计算

为验证上述飞行器初始布局方案是否满足跨速域飞行所要求的气动特性，分别对变体飞行器的两种构型在其对应马赫数下的各项气动参数进行计算。

(1)低速构型

变体飞行器在Ma＝0.3下巡航时的构型为折叠机翼完全打开且后掠角达到最小位置。

图5a、图5b和图5c中显示了通过数值计算变体飞行器在低速构型(即机翼全展开构型)下的气动特性曲线。从5a、图5b可以看出，在攻角10°以内，随着攻角增加，飞行器升力系数近似呈线性增加，同时阻力系数缓慢增长；而当攻角大于10°以后，升力线斜率逐渐变小，增长变缓，同时阻力增长速率明显增加，这是由于尖前缘翼型的选用带来的负面影响，因为在攻角变大时，流动在翼型尖前缘处更容易发生分离。如图5c飞行器升阻比在2度攻角附近取得最大值，最大升阻比约为15，之后随着攻角变大呈减小趋势。此外，若以设计最大起飞重量19t进行计算，在海拔高度3km下巡航速度Ma＝0.3时的飞行器平飞需用升力系数为0.299。如图5a变体飞行器在攻角4度和6度时的升力系数分别达到了0.24933和0.352，故平飞攻角落在4°到6°之间。且飞行器在攻角6度时阻力系数为0.035，折算为气动阻力为22.6kN，说明选用的发动机完全满足飞行器所用推力要求，另外，在6度攻角下升阻比为10.1，也具有较好的巡航经济性。

(2)高速构型

根据要求，变体飞行器在高速状态时应具有Ma＝3.0下的巡航性能。由于激波的产生，飞行器在超音速飞行时会受到很大的激波阻力，为了减小波阻，飞行器应该采用小展弦比大后掠角的布局形式，基于此，我们将变体飞行器折叠机翼完全收起且后掠角达到最大位置时的变形状态确定为在Ma＝3.0下飞行时的构型。

图6a、图6b和图6c显示了通过数值计算变体飞行器在高速构型下的气动特性曲线。从图6a可以看出，在0°攻角下，升力系数为负值，此后随着攻角增加，飞行器升力系数近似呈线性增加。从图6b可以看出，小攻角条件下，飞行器阻力系数随攻角变化不大，在攻角大于8度以后，阻力系数随攻角迅速增加，这主要是由于飞行器迎风面积随攻角增大迅速增加，同时由于激波的作用导致流动在飞行器迎风面减速增压，使得飞行器迎、背风面压差变大。飞行器升阻比在10-15度攻角范围内取得最大值，最大升阻比约为2.8。若以设计最大起飞重量19t进行计算，在海拔高度21km下以Ma＝3.0时的需用升力系数为0.126。如图5a，变体飞行器在攻角4度和6度时的升力系数分别为了0.079和0.142，故平飞攻角落在4°到6°之间。飞行器在攻角6度时阻力系数为0.073，折算为气动阻力为108kN，为最大加力推力的70％，说明选用的发动机满足飞行器平飞所用推力要求，另外，以上计算是基于飞行器处于最大装载条件下，实际中飞行器在最大速度飞行时往往处于奔袭或逃逸任务中，装载肯定小于最大重量，说明所需升力更小。因此，只要选用的发动机满足要求，变体飞行器完全可以实现在更高的海拔高度高速飞行。

(3)中间构型

在上文对低速、高速构型气动特性分析的基础上，对折叠角、后掠角等2种变形参数组合形成不同的中间构型，在来流马赫数Ma＝0.85及1.5两种来流状态下的气动特性进行计算分析。本发明给出了9种典型状态示例，典型状态定义如下，U状态的折叠角0°，包括，U1状态：后掠角10°，U2状态：后掠角30°；M状态的折叠角45°，包括，M1状态：后掠角10°，M2状态：后掠角30°，M3状态：后掠角50°；F状态的折叠角135°，包括，F1状态：后掠角10°，F2状态：后掠角30°，F3状态：后掠角50°。

在跨声速(Ma＝0.85)飞行条件下，变体飞行器不同变形模态时的当量气动特性如图7a、图7b和图7c所示，其各工况气动力系数均统一采用飞行器在U1状态时的机翼平面的投影面积作为无量纲化的参考值。由图7a、图7b和图7c可以看出，不同的变形模态下飞行器气动性能之间有较为明显的差异，说明本文提出的变体方案能够满足根据需要改变飞行器气动性能的要求。

不同变形状态下飞行器当量升力系数随攻角变化如图7a所示，总体上看，对飞行器升力特性影响最大的变形参数为机翼折叠角，而三种折叠角状态(U、M和F)下不同后掠角时的升力系数之间差别不大，形成了较为明显的三个曲线族。在0度攻角时，不同后掠角的构型在U和M两种折叠角状态下的升力系数几乎一致，这是由于此时流动与机身轴线平行，且机翼各段均为对称翼型几乎不产生升力，大部分升力由机身上下表面几何不同造成的流动差异所致，同样，升力系数相同的情况也出现在了机翼完全折叠(F状态)的三个不同的后掠角之间。由于设计时考虑到飞行器超音速飞行条件下的气动性能，飞行器机翼的外翼第二段翼段所选取的是前缘很尖，厚度很薄的双弧形翼型，故这会导致机翼前缘流动很容易发生分离，这一点也体现在了飞行器的升力特性上。由于流动分离引起的升力系数非线性变化，三种折叠角状态下后掠角较小的1和2状态的升力系数在4度攻角时停止了线性增长，而后掠角较大的3状态升力也在8度迎角后停止了线性增长。值得注意的是，在U1和M1两状态下4度攻角后升力系数随攻角变大增加明显放缓，导致其被U2和M2两状态超过，故攻角大于6度以后，U2和M2成为各自折叠角状态下升力系数最大的工况。对于机翼完全折叠的F状态，F1时的升力系数在各攻角下均略大于其他两种后掠角F2、F3情况。

不同变形状态下飞行器当量阻力系数随攻角变化如图7b所示。与升力特性相似，在攻角小于4度范围内，不同变形状态之间当量阻力系数的差别非常小，且阻力值均小于0.05，体现出了本文所设计飞行器在跨声速飞行时的良好低阻特性。攻角大于4度以后，随着攻角的增大，飞行器当量阻力系数也显著增大，且不同折叠角状态之间的阻力增量也几乎按照其对应的实际投影面积的大小，亦即U、M及F状态依次排列。此外，我们还注意到，各折叠角状态下阻力最大的是后掠角最小的1状态，之后才是2和3状态，这与飞行器空气动力学中跨声速时机翼后掠角增大、阻力减小的理论也是一致的。

飞行器升阻比随攻角变化如图7c所示，小攻角时，小后掠角的U1、M1及F1三个状态较其他相同折叠状态的构型具有更大的线性段升力线斜率，而此时各状态间阻力系数差别不大，故此三状态在各自折叠角下具有更大的升阻比，在U1状态，2度攻角时，飞行器在Ma＝0.85时的最大升阻比可以达到13.75。在更大攻角时，飞行器升力增长减缓，阻力显著增加，此时具有最大后掠角及最小阻力系数的U3、M3及F3成为了各自折叠角下的升阻比最大的状态，体现了大后掠角布局在大攻角下的良好升阻特性。

在超声速(Ma＝1.5)飞行条件下，变体飞行器不同变形模态时的当量气动特性如图8a、图8b、图8c所示。由图可以看出，与Ma＝0.85时类似，不同的变形模态下尤其是不同折叠角状态时飞行器气动性能之间的差异依旧比较明显，说明本文提出的变体方案在超音速时也能够满足根据需要改变飞行器气动性能的要求。

不同变形状态下飞行器当量升力系数随攻角变化如图8a所示，总体上看，飞行器在9种不同的变形状态下的升力系数曲线呈现出9个不同的线性段斜率，说明在超音速飞行时飞行器的升力特性主要由变形折叠角和外翼后掠角共同决定。若考察同一外翼后掠角不同机翼折叠状态时，可以发现，在大于0度后同一攻角下，机翼折叠角越大，飞行器当量升力系数越小，升力线斜率也越小，这主要是由于机翼折叠主要影响到的布局参数为实际机翼的投影面积，折叠角越大，机翼投影面积就越小，所以全机受到的气动载荷及气动载荷在线性段由于攻角增大带来的增量也越小。而当固定机翼折叠状态，考察不同外翼后掠角时可以发现，随着后掠角增大。

飞行器升力系数及升力线斜率均减小，由于此时来流马赫角

而机翼前缘后掠角变化范围为10-50度，故飞行器升力系数及其斜率随的变化应该是由于不同后掠角时机翼前缘及翼面的超/亚音速流态不同所致，需要结合具体流动结构进行分析。从图8a中还可以注意到0度攻角时，9种状态下均出现了负升力的情况，这主要是由于超音速飞行时，气流在机头处受到阻滞而形成激波，而飞行器机头处上表面迎风面积比下表面大，对流动阻滞更大，形成的激波也更强，波后压强也更大，造成了飞行器机头上表面压强大于下表面，在对称机翼0度攻角几乎不产生升力的情况下，飞行器上下表面的负压强差使得升力系数呈负值。

不同变形状态下飞行器当量阻力系数随攻角变化如图8b所示，与跨声速Ma＝0.85时相似，在攻角小于4度范围内，不同变形状态之间当量阻力系数的差别非常小，且阻力值均小于0.05，体现出了本文所设计飞行器在超声速飞行时同样也具备良好低阻特性。攻角大于4度以后，随着攻角的增大，飞行器当量阻力系数也显著增大，不同折叠角状态之间的阻力增量也按照其对应的实际投影面积U、M及F状态的有大到小的顺序排列。而同一折叠角状态下，当量阻力系数随着飞行器后掠角增大而减小，这是由于大后掠角机翼可以减小飞行器超音速飞行时的激波阻力所致。

飞行器升阻比随攻角变化如图8c所示，可以看出，比较同一折叠角下的不同后掠角各状态，虽然随后掠角变化飞行器所受的气动升、阻力差别较大，但是当两者综合起来考虑升阻比特性时，同一折叠角下的不同后掠角各状态之间差别不大，说明折叠角为该飞行速度下影响飞行器升组比特性的最主要因素。此外，折叠角为U及M状态下，飞行器均在6度攻角附近达到了最大升组比，对应的数值为4.92(U1状态)及4.49(M1状态)，而折叠角为F时，飞行器需要在10度攻角附近才可获得最大升阻比，对应的数值为3.16(F1状态)。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“顶”、“底”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“笫二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

本发明中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。