本申請屬于飛機(jī)機(jī)翼舵面設(shè)計，特別涉及一種交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼。

背景技術(shù)：

1、翼尖翼是一種保證飛機(jī)飛行時航向操縱性和穩(wěn)定性的創(chuàng)新舵面。主要用于強(qiáng)調(diào)低可探測特性的無尾飛翼布局飛機(jī)上，用以替代傳統(tǒng)飛機(jī)上垂尾方向舵作用。

2、當(dāng)前，飛翼飛機(jī)采用的阻力方向舵面存在多方面不足，如：

3、1、b-2飛機(jī)采用阻力方向舵進(jìn)行航向控制時，舵面布置在機(jī)翼后緣的機(jī)翼表面紊流區(qū)，飛行速度越高，紊流區(qū)面積越大，舵效越低，導(dǎo)致其不適用于高速超聲速飛機(jī)；同時，產(chǎn)生足夠大小的控制舵效通常需要較大的偏轉(zhuǎn)角，會對整機(jī)低可探測性能產(chǎn)生不利影響；

4、2、布置在翼尖處的單塊翼尖翼，直接力控制舵面效率高，適用于超聲速飛機(jī)，但其產(chǎn)生阻力偏航力矩的同時，會產(chǎn)生附加俯仰力矩和滾轉(zhuǎn)力矩，從而使飛翼飛機(jī)的飛行控制復(fù)雜，設(shè)計難度增大；

5、3、俄羅斯提出的一種沿展向布置的翼尖翼，見圖1，其中1為固定翼，11為機(jī)翼前緣，12為機(jī)翼后緣；2為內(nèi)側(cè)翼尖小翼；3為外側(cè)翼尖小翼；5為固定翼端面；7為翼尖小翼端面。盡管該方案在保證舵效較高的情況下，實現(xiàn)了俯仰與滾轉(zhuǎn)力矩自平衡，解決了三軸力矩耦合問題，但其側(cè)向豎直壁面5、7會產(chǎn)生低可探測性能不利影響，難以滿足低可探測性能飛翼飛機(jī)使用需求。

6、因此，希望有一種技術(shù)方案來克服或至少減輕現(xiàn)有技術(shù)的至少一個上述缺陷。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、本申請的目的是提供了一種交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼，以解決現(xiàn)有技術(shù)存在的至少一個問題。

2、本申請的技術(shù)方案是：

3、一種交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼，包括：

4、交叉聯(lián)動驅(qū)動軸機(jī)構(gòu)，所述交叉聯(lián)動驅(qū)動軸機(jī)構(gòu)傾斜布置在固定翼翼盒外側(cè)，且與所述固定翼的翼尖邊緣平行，所述交叉聯(lián)動驅(qū)動軸機(jī)構(gòu)包括交叉聯(lián)動驅(qū)動軸前段以及交叉聯(lián)動驅(qū)動軸后段；

5、前部翼尖小翼，所述前部翼尖小翼布置在所述固定翼的翼尖處，且與所述交叉聯(lián)動驅(qū)動軸前段連接，能夠在所述交叉聯(lián)動驅(qū)動軸前段的控制下進(jìn)行偏轉(zhuǎn)；

6、后部翼尖小翼，所述后部翼尖小翼布置在所述固定翼的翼尖處，且與所述交叉聯(lián)動驅(qū)動軸后段連接，能夠在所述交叉聯(lián)動驅(qū)動軸后段的控制下進(jìn)行偏轉(zhuǎn)。

7、在本申請的至少一個實施例中，所述前部翼尖小翼以及所述后部翼尖小翼均為平行四邊形翼尖舵面，各邊緣與所述固定翼對應(yīng)的邊緣平行。

8、在本申請的至少一個實施例中，

9、所述前部翼尖小翼向上偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)角度為0°～30°；

10、所述后部翼尖小翼向下偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)角度為0°～-30°。

11、在本申請的至少一個實施例中，所述前部翼尖小翼與所述后部翼尖小翼進(jìn)行聯(lián)動偏轉(zhuǎn)，當(dāng)所述前部翼尖小翼偏轉(zhuǎn)a°時，所述后部翼尖小翼偏轉(zhuǎn)-a°。

12、在本申請的至少一個實施例中，當(dāng)飛機(jī)巡航飛行時，所述交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼關(guān)閉或僅打開預(yù)定小角度。

13、在本申請的至少一個實施例中，當(dāng)飛機(jī)偏航機(jī)動時，飛機(jī)一側(cè)的所述交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼打開預(yù)定大角度，另一側(cè)的所述交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼關(guān)閉。

14、在本申請的至少一個實施例中，所述交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼在偏航機(jī)動控制時的動力學(xué)模型為：

15、

16、其中，m為飛機(jī)質(zhì)量；x、y、z分別為飛機(jī)坐標(biāo)系的機(jī)身軸方向、高度方向、翼展方向；二階導(dǎo)數(shù)分別為飛機(jī)橫滾角、偏航角、俯仰角的角速度加速度；△x、△y、△z分別為翼尖小翼偏轉(zhuǎn)后產(chǎn)生的控制力在x、y、z軸分量；下腳標(biāo)2和3分別代表前部翼尖小翼和后部翼尖小翼，下腳標(biāo)left和right分別代表左、右機(jī)翼；分別代表x軸和z軸方向單位矢量。

17、在本申請的至少一個實施例中，令△y2＝△y3，且在偏航機(jī)動時只打開飛機(jī)一側(cè)的所述交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼，則所述動力學(xué)模型簡化為：

18、

19、發(fā)明至少存在以下有益技術(shù)效果：

20、本申請的交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼，通過前部翼尖小翼上偏和后部翼尖小翼下偏聯(lián)動，在產(chǎn)生拖曳阻力的同時，前、后翼尖小翼上的升力與壓力相互抵消，避免附加俯仰力矩和滾轉(zhuǎn)力矩，使飛機(jī)控制簡單而高效；同時，翼尖小翼邊緣平行并消除側(cè)壁面，都使其具有良好的低可探測性能，能夠滿足低可探測性能飛翼飛機(jī)使用需求。

技術(shù)特征：

1.一種交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼，其特征在于，包括：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼，其特征在于，所述前部翼尖小翼(2)以及所述后部翼尖小翼(3)均為平行四邊形翼尖舵面，各邊緣與所述固定翼(1)對應(yīng)的邊緣平行。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼，其特征在于，

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼，其特征在于，所述前部翼尖小翼(2)與所述后部翼尖小翼(3)進(jìn)行聯(lián)動偏轉(zhuǎn)，當(dāng)所述前部翼尖小翼(2)偏轉(zhuǎn)a°時，所述后部翼尖小翼(3)偏轉(zhuǎn)-a°。

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼，其特征在于，當(dāng)飛機(jī)巡航飛行時，所述交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼關(guān)閉或僅打開預(yù)定小角度。

6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼，其特征在于，當(dāng)飛機(jī)偏航機(jī)動時，飛機(jī)一側(cè)的所述交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼打開預(yù)定大角度，另一側(cè)的所述交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼關(guān)閉。

7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼，其特征在于，所述交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼在偏航機(jī)動控制時的動力學(xué)模型為：

8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼，其特征在于，令△y2＝△y3，且在偏航機(jī)動時只打開飛機(jī)一側(cè)的所述交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼，則所述動力學(xué)模型簡化為：

技術(shù)總結(jié)
本申請屬于飛機(jī)機(jī)翼舵面設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種交叉聯(lián)動開裂式翼尖翼。翼尖翼包括：交叉聯(lián)動驅(qū)動軸機(jī)構(gòu)傾斜布置在固定翼翼盒外側(cè)，且與固定翼的翼尖邊緣平行，交叉聯(lián)動驅(qū)動軸機(jī)構(gòu)包括交叉聯(lián)動驅(qū)動軸前段以及交叉聯(lián)動驅(qū)動軸后段；前部翼尖小翼布置在固定翼的翼尖處，且與交叉聯(lián)動驅(qū)動軸前段連接，能夠在交叉聯(lián)動驅(qū)動軸前段的控制下進(jìn)行偏轉(zhuǎn)；后部翼尖小翼布置在固定翼的翼尖處，且與交叉聯(lián)動驅(qū)動軸后段連接，能夠在交叉聯(lián)動驅(qū)動軸后段的控制下進(jìn)行偏轉(zhuǎn)。本申請通過前部翼尖小翼上偏和后部翼尖小翼下偏聯(lián)動，在產(chǎn)生拖曳阻力的同時，前、后翼尖小翼上的升力與壓力相互抵消，避免附加俯仰力矩和滾轉(zhuǎn)力矩，使飛機(jī)控制簡單而高效。

技術(shù)研發(fā)人員：郭卿超,張宗強(qiáng),徐慶華,毛宇,趙會芳
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽飛機(jī)設(shè)計研究所
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/4/28