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申请/专利权人：厦门大学

摘要：可变几何的宽速域高超声速乘波体飞行器及其设计方法，涉及乘波体飞行器。宽速域高超声速乘波体飞行器设有左可移动机翼、右可移动机翼、液压操纵系统、乘波前体、液压操纵杆、左铰接头、右铰接头、滑道、机身、左边条翼和右边条翼。根据设计要求设计乘波前体；根据乘波前体设计机身及与机身相连的左可移动机翼、右可移动机翼、左边条翼和右边条翼；设计左可移动机翼、右可移动机翼、左边条翼和右边条翼隐藏至机身的尺寸；设计液压操纵系统底部的滑道以及滑轮；设计液压操纵杆与左边条翼和右边条翼连接的左铰接头和右铰接头。

主权项：1.可变几何的宽速域高超声速乘波体飞行器，其特征在于设有左可移动机翼、右可移动机翼、液压操纵系统、乘波前体、液压操纵杆、左铰接头、右铰接头、滑道、机身、左边条翼和右边条翼；所述左可移动机翼和右可移动机翼分别位于机身的两端，左可移动机翼与左边条翼固连，右可移动机翼与右边条翼固连，所述液压操纵系统整体位于机身的中部位置，液压操纵系统上附有液压操纵杆，所述液压操纵杆从液压操纵系统的左右两端伸出，乘波前体设在机身的前端；左铰接头和右铰接头分别固定在左边条翼和右边条翼上，滑道位于液压操纵系统的下方并固定在机身内部；所述滑道左右两侧设置轨道凹槽；所述液压操纵系统的下方4个滑轮限定在轨道凹槽内，使得液压操纵系统随着液压操纵杆的伸缩在滑道上滑动；在低空飞行时，通过改变机身与左可移动机翼和右可移动机翼的结构，在液压操纵系统作用下，液压操纵杆伸长，液压操纵系统以及左边条翼和右边条翼绕着滑动中心点转动向外打开，此时左边条翼和右边条翼伸进机身的部分刚好伸出与机身左右边界平齐；当到达音速后，在液压操纵系统的作用下，液压操纵杆缩短，将左可移动机翼和右可移动机翼拉回机身，即两边可移动机翼和右可移动机翼分别向内收，收回后一部分左边条翼和右边条翼隐藏于机身内部。

全文数据：可变几何的宽速域高超声速乘波体飞行器及其设计方法技术领域本发明涉及乘波体飞行器，尤其是涉及一种可变几何的宽速域高超声速乘波体飞行器及其设计方法。背景技术临近空间飞行器的发展涉及国家安全与和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一。对飞行器更高、更快、更远的追求一直激励着航空航天科研工作者不断努力。新世纪的军事、民用的需要对航空、航天提出了更高层次的要求。传统的航天飞机由于其发射及维修成本高、可重复使用性不好、系统复杂等因素已经难以满足各航天大国的需要。为了适应新世纪的军事、民用需求，乘波体的概念应运而生，它集合了航空和航天的优点，成为未来航空航天技术发展的方向，引起了各航天大国的高度注意，并逐步开展研究工作。乘波体飞行速度极高，乘波体前缘具有附体激波，Ma数在5左右，具有低阻、高升力和大升阻比的极大优势。进入21世纪后，由于乘波构型机身设计理论渐趋成熟和完善，高超声速乘波飞行器相比传统的飞行器具有得天独厚的气动和结构优势，能满足在高超声速巡航飞行时高升阻比和高度一体化的需求。乘波飞行器的优良气动特性和潜在的巨大应用前景。然而，目前乘波体飞行器还无法实现从地面至高空高超声速的自主加速飞行，大部分需要依靠助飞火箭系统将之投送到预定高度后分离自主飞行，实现临近空间高超声速滑翔飞行，完成气动力热、分离干扰等过程，在此过程中存在极大的燃料消耗和设备成本，存在大量的人工和经济成本。这其中一个主要原因是，乘波体飞行器翼面积相对传统飞行器较小，在飞行速度较低时，难以提供足够的升力。正如石雅玲在科技经济导刊2016.22期文章编号为2096—1995201622-0080-01文献有关乘波体飞行器极其发展的思考中提到：乘波体飞机器关键技术的突破与创新难度板大，要求能够在动力、材料、飞行控制等各方面产生一系列突破创新，势必将航空航天技术推到一个新的领域。又如刘济民在航空科学技术Apr.152018Vol.29No.0401-0文献乘波体设计方法研究进展中提到目前乘波体飞行器发展状况：乘波体的设计方法很多，设计空间很大，但都有一个共同特点就是实用性还有待进一步提高。乘波体的工程应用目前仍然有诸多限制，主要问题有：容积率不高、非设计状态下气动性能不好和纵向稳定性难以保证。由此可见，目前制约乘波体飞行器气动性能的关键问题是缺乏一种适用于可变几何的宽速域高超声速乘波体飞行器及其设计方法。发明内容本发明的目的旨在针对现有技术存在上述的问题，提供一种可变几何的宽速域高超声速乘波体飞行器及其设计方法。所述可变几何的宽速域高超声速乘波体飞行器设有左可移动机翼、右可移动机翼、液压操纵系统、乘波前体、液压操纵杆、左铰接头、右铰接头、滑道、机身、左边条翼和右边条翼；所述左可移动机翼和右可移动机翼分别位于机身的两端，左可移动机翼与左边条翼固连，右可移动机翼与右边条翼固连，所述液压操纵系统整体位于机身的中部位置，液压操纵系统上附有液压操纵杆，所述液压操纵杆从液压操纵系统的左右两端伸出，乘波前体设在机身的前端；左铰接头和右铰接头分别固定在左边条翼和右边条翼上，滑道位于液压操纵系统的下方并固定在机身内部。所述液压操纵系统的下方可设有4个滑轮，4个滑轮可设在轨道凹槽内，带动液压操纵系统在轨道凹槽内移动，滑轮上设有支撑梁，所述支撑梁可设有2根，每根支撑梁的两端装有2个滑轮。所述滑道两端可设有电磁传感器，用于对液压操纵系统移动距离作相应的控制，免于造成移动失误。所述可变几何的宽速域高超声速乘波体飞行器的设计方法包括以下步骤：1根据设计要求设计乘波前体；2根据乘波前体设计机身及与机身相连的左可移动机翼、右可移动机翼、左边条翼和右边条翼；3设计左可移动机翼、右可移动机翼、左边条翼和右边条翼隐藏至机身的尺寸；4设计液压操纵系统底部的滑道以及滑轮；5设计液压操纵杆与左边条翼和右边条翼连接的左铰接头和右铰接头。本发明对机身改进的同时，设计添加可转动机翼，在低空时，机翼打开，增加面积，来提高飞行器的升力，当飞到一定高度时，为减小阻力，更好地提高其机动特性则可以通过转动机翼，使其中一部分面积伸进机身内部，减少其机翼面积，达到超音速或超高音速飞行的目的。本发明具有以下突出的优点：对机身稍微改进即设计添加可转动边条翼，在低空时，边条翼呈向外打开状态，增加有效翼面积，目的是为该乘波体飞行器提供较大的升力，使之完成从地面到空中的自主飞行，这样可以减少火箭助推系统的使用；当乘波体飞行到相当高度时，此时就不要较高的升力来维持该乘波体飞行器继续上升，而更多的是对于速度的要求较高，此时为减小阻力，提高其机动特性则可以通过调整该边条翼打开程度，即将边条翼通过液压操作系统向机身收回，使其中一部分面积的边条翼伸进机身内部，减少其有效翼面积，达到超音速或超高音速飞行的目的。在对于边条翼的操纵上面，平时常见的杠杆、滑轮、齿轮等机械都可以用来做助力机构。但这些机构有两个缺点：一是各种机械连接之处总会留有一点间隙，要把力传递过去会有时间延迟；第二是机械传力是直接的、双向的，如果在传力时遇到阻碍，往往会在反方向造成机构的损害。经考虑选用液压传动助力系统。在低空起飞时，飞行员只需要操纵液压助力器，便可实现乘波体边缘翼的打开从而实现在低空飞行时，仍然具有较大的升力。同时，当达到相当高度时，飞行员依然只需操纵液压助力器，将边缘翼收回机身内部以减少机身有效面积，便可有效提高乘波体的飞行速度和飞行性能。在此考虑液压助力系统的位置，设计时将两端液压杆分别铰接在两端可转动的边条翼上，而液压助力系统则限定在一个滑道上，随着操纵杆的伸缩在滑道上滑动，并且这个滑道是固定在该乘波体飞行器的下壁面上，可有效避免造成内部混乱。附图说明图1为本发明的乘波体机翼收回时的外形图。图2为本发明的乘波体机翼打开向两边打开4°时的该乘波体飞行器外形图。图3为本发明的乘波体打开过程至8°时的乘波体飞行器外形图。图4为液压操纵系统的细节图。具体实施方式以下实施例将结合附图对本发明作进一步的说明。参见图1～4，所述可变几何的宽速域高超声速乘波体飞行器实施例设有左可移动机翼11、右可移动机翼12、液压操纵系统2、乘波前体3、液压操纵杆4、左铰接头51、右铰接头52、滑道6、机身7、左边条翼81和右边条翼82；所述左可移动机翼11和右可移动机翼12分别位于机身7的两端，左可移动机翼11与左边条翼81固连，右可移动机翼12与右边条翼82固连，所述液压操纵系统2整体位于机身7的中部位置，液压操纵系统2上附有液压操纵杆4，所述液压操纵杆4从液压操纵系统2的左右两端伸出，乘波前体3设在机身7的前端；左铰接头51和右铰接头52分别固定在左边条翼81和右边条翼82上，滑道6位于液压操纵系统2的下方并固定在机身7内部。所述液压操纵系统2的下方设有4个滑轮9，4个滑轮9设在轨道凹槽10内，带动液压操纵系统2在轨道凹槽10内移动，滑轮9上设有支撑梁11，所述支撑梁11设有2根，每根支撑梁11的两端装有2个滑轮9。所述滑道6两端设有电磁传感器，用于对液压操纵系统移动距离作相应的控制，免于造成移动失误。所述可变几何的宽速域高超声速乘波体飞行器的设计方法包括以下步骤：1根据设计要求设计乘波前体3；2根据乘波前体3设计机身7及与机身相连的左可移动机翼11、右可移动机翼12、左边条翼81和右边条翼82；3设计左可移动机翼11、右可移动机翼12、左边条翼81和右边条翼82隐藏至机身7的尺寸；4设计液压操纵系统2底部的滑道6以及滑轮9；5设计液压操纵杆4与左边条翼81和右边条翼82连接的左铰接头51和右铰接头52。在图1中，标记A为机翼打开的旋转点，机翼打开的支点就在此处，属于边条翼收回机身时的俯视图，在该图中，为了更加清晰地展示出内部操作机构，因此显示时将乘波体上表面隐藏。正如图中所示，左可移动机翼11和右可移动机翼12位于机身7的两端位置，由于本发明可以通过飞行器机翼的打开与收回来适应不同的飞行状态，左可移动机翼11和右可移动机翼12与紧紧固连的左边条翼81和右边条翼82将会一起打开和收回。液压操纵系统2整体位于机身7的中部位置，液压操纵系统2上附有液压操纵杆4，液压操纵杆4从液压操纵杆系统2的向左右两端伸出，因其分为两段，靠近液压操纵系统2的一段稍微粗一些，靠近左铰接头51和右铰接头52的一段相比细，具有伸缩功能，可以伸缩进稍微粗的一段液压操纵杆4内，推动机翼打开和收缩。左铰接头51和右铰接头52与较细的液压操纵杆4采用固连方式。液压操纵杆4与活动机翼的连接采用铰接方式，正如图中所示，考虑到机翼的打开和收回的需要，因此将液压操纵系统2放置在滑道6上，即滑道6位于液压操纵系统2的下方，滑道6固定在机身7内部，所述滑道6两端设有电磁传感器，用于对液压操纵系统移动距离作相应的控制，免于造成移动失误。左边条翼81和右边条翼82以及左可移动机翼11和右可移动机翼12可以向内部移动至机身内部位置。在低空飞行时，由于需要较高的升阻比，此时操纵液压操纵系统2，使左可移动机翼11和右可移动机翼12在液压系统推杆4的作用下沿着机身7与滑道6向外打开，其中滑动中心点的位置在图1中所示的A处，此时状态为本发明的初始状态，通过改变机身7与左可移动机翼11和右可移动机翼12的结构，在液压操纵系统2作用下，液压操纵杆4伸长，液压操纵系统2以及左边条翼81和右边条翼82绕着滑动中心点A转动向外打开8°，如图3所示，可以看到此时左边条翼81和右边条翼82伸进机身7的部分刚好伸出与机身7左右边界平齐，不存在多余的边条翼，不会给飞机造成过多的负重，实现了提高升阻比且低速飞行的目的，并且此结构不会造成太大的改动，这样不仅大大减少了变形成本，也减少了一些燃料的不必要浪费。由于左边条翼81和右边条翼82的稍微打开，增大翼面积，会使飞机的升力增加，飞机在低载荷下飞行，会使飞机的操作性提高和机动性能明显提升。当到达音速后，为提高该乘波体的飞行性能，达到更高的速度的要求，此时需要改变结构，在液压操纵系统2的作用下，液压操纵杆4缩短，将左可移动机翼11和右可移动机翼12绕A点拉回机身7，即两边可移动机翼11和右可移动机翼12分别向内收8°，收回后可明显看到一部分左边条翼81和右边条翼82隐藏于机身7内部，速度可达到超音速或超高音速。如图1所示，可以清晰地看到，有效地减少了翼面积的同时改变了后掠角，可以明显提高本发明的飞行速度。当返回地面时，液压操纵杆4伸长，与机身7相连的左可移动机翼11和右可移动机翼12将在液压操纵系统2的作用下分别绕着A处向两边打开8°，增大有效翼面积，起到减速的作用，使本发明在有效的时间内快速降速，返回地面，如图3所示。正如上述描述图2是左可移动机翼11和右可移动机翼12以及左边条翼81和右边条翼82打开或收缩过程与机身呈4°时的状态，此时左边条翼81和右边条翼82是伸进机身7的部分，比图1中的左边条翼81和右边条翼82所示的区域要小，左边条翼81和右边条翼82的有效面积比图1中左边条翼81和右边条翼82的有效面积稍稍增大。图4描述的是液压操纵系统及滑道的细节图，正如图中所示，滑道6起限位作用，4个滑轮9设在轨道凹槽10内，滑轮9可在轨道凹槽10内进行活动，带动液压操纵系统2在轨道凹槽10内移动，滑轮9上设有支撑梁11，支撑梁11与液压操纵系统2底部相连，从图中可以看到，支撑梁11设有2根，每根支撑梁的两端装有2个滑轮9。以下给出本发明所述可变几何的宽速域高超声速乘波体飞行器设计方法的主要实施步骤：1根据设计要求设计乘波前体。考虑飞行高度、设计马赫数、来流攻角计算该乘波前体的基本流场，得到该乘波前体的激波曲面，逆向设计该乘波前体，使之更好满足所需。2根据乘波前体设计机身及与机身相连的左可移动机翼和右可移动机翼以及左边条翼和右边条翼。3设计左可移动机翼和右可移动机翼以及左边条翼和右边条翼隐藏至机身的尺寸。考虑到边条翼有一部分在伸缩过程中需要隐藏至机身内部，因此需要根据边条翼展开的角度8°，来设计边条翼隐藏至机身的尺寸，正如图3所示，可以看到此时左边条翼和右边条翼伸进机身的部分刚好伸出与机身左右边界平齐，不存在多余的边条翼，不会给飞机造成过多的负重，实现了提高升阻比且低速飞行的目的，并且此结构不会造成太大的改动，这样不仅大大减少了变形成本，也减少了一些燃料的不必要浪费；4设计液压操纵系统底部的滑道以及滑轮。滑道和滑轮采用过渡配合，且滑道两端设有相应的限位装置。正如图4描述的是滑道的细节图，滑道起到限位的作用；滑轮设有轨道凹槽，滑轮可在轨道凹槽内进行活动，共有4个滑轮安装在液压操纵系统的下方，带动液压操纵系统在滑道上移动；在滑轮上设有支撑滑轮的支撑梁，支撑梁与液压操纵系统底部相连，从图中可以看到，共有2根，每根支撑梁的两端装有2个滑轮。5设计液压操纵杆与左边条翼和右边条翼连接的左铰接头和右铰接头，左边条翼和右边条翼有相应的配合装置。以下给出本发明的工作原理：本发明减少了火箭助推系统及燃料的使用，将为乘波体的升空以及升到一定高度时增大飞行速度提供自主飞行优势。调整边条翼的有效面积来有效改善此乘波体飞行器的飞行性能，当飞机低空飞行时，可提升对于乘波体飞行器在飞行过程中的需要。本发明通过调整边条翼的展开和收合，使飞行器更好地达到对飞行的要求。理论依据在于：根据升力公式L＝0.5ρSCV^2可知，其中ρ为空气密度，S为升力面积，C为升力系数，V为空速。综合分析上述公式，在低空起飞时依靠机翼的展开，增大了机翼面积，增大飞机的升力系数来使飞行器有足够的升力，这样大大地提高了乘波体实现从地面到上空的效率。此外，当飞机达到超音速时机翼便可收回在机身，减少翼面积从而减少阻力以提高乘波体的速度，提升乘波体的灵活性，使之在高空中更好的满足飞行需要，最终提升整体的飞行性能。本发明主要是针对高超音速飞行器机身及边缘翼的设计，为达到在低空飞行机翼展开时提供较大的升力；在高速飞行时边缘翼收缩减少阻力；能以自主完成从地面到高空马赫数为5的超高音速的宽速域飞行，将极大地节省了飞行器的助飞器以及燃料成本且减少了其返程难度，同时依然具备乘波体高升力、高升阻比的气动特性。本发明不仅使该乘波体飞行器的飞行高度和飞行速度都有一个新的改观和提升，具有良好的升阻特性，并且相对有效减少了一些燃料资源的使用，大大改善了现有高超声速乘波体飞行器发展的现状。本发明将会进一步推动我国高超声速飞行器技术的发展。

权利要求：1.可变几何的宽速域高超声速乘波体飞行器，其特征在于设有左可移动机翼、右可移动机翼、液压操纵系统、乘波前体、液压操纵杆、左铰接头、右铰接头、滑道、机身、左边条翼和右边条翼；所述左可移动机翼和右可移动机翼分别位于机身的两端，左可移动机翼与左边条翼固连，右可移动机翼与右边条翼固连，所述液压操纵系统整体位于机身的中部位置，液压操纵系统上附有液压操纵杆，所述液压操纵杆从液压操纵系统的左右两端伸出，乘波前体设在机身的前端；左铰接头和右铰接头分别固定在左边条翼和右边条翼上，滑道位于液压操纵系统的下方并固定在机身内部。2.如权利要求1所述可变几何的宽速域高超声速乘波体飞行器，其特征在于所述液压操纵系统的下方设有4个滑轮，4个滑轮设在轨道凹槽内，带动液压操纵系统在轨道凹槽内移动。3.如权利要求2所述可变几何的宽速域高超声速乘波体飞行器，其特征在于所述滑轮上设有2根支撑梁，每根支撑梁的两端装有2个滑轮。4.如权利要求1所述可变几何的宽速域高超声速乘波体飞行器，其特征在于所述滑道两端设有电磁传感器。5.如权利要求1～4所述可变几何的宽速域高超声速乘波体飞行器的设计方法，其特征在于包括以下步骤：1根据设计要求设计乘波前体；2根据乘波前体设计机身及与机身相连的左可移动机翼、右可移动机翼、左边条翼和右边条翼；3设计左可移动机翼、右可移动机翼、左边条翼和右边条翼隐藏至机身的尺寸；4设计液压操纵系统底部的滑道以及滑轮；5设计液压操纵杆与左边条翼和右边条翼连接的左铰接头和右铰接头。

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