独立气源供气的无舵面飞行器技术领域
本发明涉及航空机械领域，具体是一种独立气源供气的无舵面飞行器。
背景技术
飞行器的操纵舵面产生的有效操纵控制，使其能够进行稳定的飞行。但是传统舵面存在诸多缺陷，比如结构复杂、检修繁琐、增加飞行阻力和降低隐身性等。优异的气动性能、长航程、长航时以及高隐身性是下一代飞行器设计中的重要指标。传统环量控制技术往往会从发动机引气来为装置提供气源，这将影响发动机的动力输出。
发明内容
本发明为了解决现有技术的问题，提供了一种独立气源供气的无舵面飞行器,用环量控制装置取代了传统舵面，结构简单，便于维护。并且由于取消了常规舵面，机翼表面原有的尖锐边缘、开口和凸台等会消失，这将减小飞机的雷达散射面积，可以提升飞机的隐身性。
本发明包括由机身、主机翼、鸭翼、后推式动力装置、螺旋桨、翼梢小翼、主起落架和前起落架构成的鸭式布局固定翼飞行器，主机翼内部安装有若干环量控制装置；所述的环量控制装置包括通过喷管连接的多翼离心风机和科恩达后缘，其中喷管包括由上封闭面、下封闭面、两侧封闭曲面组成的封闭内腔，上下两个封闭面呈15°从多翼离心风机接口到柯恩达后缘收缩会合，上下两个封闭面与柯恩达后缘之间分别开有出气缝；喷管中设有隔板，隔板将喷管在竖直方向上分割成体积相等的上下两个内腔，每个内腔均与一个独立的多翼离心风机相连。
为了防止截面扩张引起压力损失，导致射流能量不足，所述的喷管两侧封闭曲面水平方向上从多翼离心风机接口处到柯恩达后缘处逐渐增大，喷管内腔通过曲线型导流板分割成若干小空腔，所述的小空腔从多翼离心风机接口处到柯恩达后缘处任意截面的截面积均相等，柯恩达后缘处任意一小空腔截面的截面积与喷管多翼离心风机接口处的内腔截面积相等。环量控制副翼激励器用于取代副翼，实现滚转姿态的控制。通常常规舵面通过差动偏转来实现这一控制，本发明的无舵面飞行器通过开启一侧的环量控制副翼激励器来造成左右升力不平衡来实现滚转姿态的操控。环量控制副翼激励器的基本构造与环量控制升降激励器相似，但是只有一个空腔和一个出气缝，由一个离心风机供气，可以使机翼后缘的气流向下偏转，增加一侧机翼的环量，实现增升的目的。
所述的机身上设有环量控制副翼激励器，所述的环量控制副翼激励器包括通过副翼喷管连接的副翼离心风机和副翼科恩达后缘，副翼喷管包括上下两个封闭面，副翼喷管下封闭面与副翼柯恩达后缘之间分别开有副翼出气缝。
本发明有益效果在于：
1、增升减阻：环量控制技术可以对气流产生有利干扰，不仅能够控制飞行姿态，还可以提升飞行器的气动性能，实现增升减阻。实验结果表明，在正常飞行迎角范围内，环量控制装置开启后模型的升力系数最大增量可以达到23.1%，阻力系数减小量可以达到31.7%。
2、无舵面结构简单：不采用传统的操纵舵面，应用环量控制的方式为飞行器的姿态调整和机动提供力和力矩，实现无舵飞行。设计和优化了环量控制装置，使其小型化、轻型化便于机载，并且具有良好的控制舵效。无舵面无人机的机翼结构简单，无需复杂的传动装置，取而代之的是简易的射流装置。
3、提升隐身性：常规机翼上布置有大量活动舵面，这对于隐身十分不利。本发明用环量控制装置取代传统舵面，机翼上原有的尖锐边缘、开口和凸起得以消除，机翼表面十分平滑没有任何开口，减小了雷达散射面积，隐身性能得到了提升。
附图说明
图1为本发明结构示意图。
图2为图1中A-A剖视图。
图3为图2中环量控制装置处局部放大示意图。
图4为柯恩达后缘弦向剖面图。
图5为环量控制升降激励器的喷管的横剖面。
图6为喷管两侧封闭曲面示意图。
图7为喷管内部的导流片结构示意图。
图8为喷管上下两个空腔的示意图。
图9为环量控制装置整体结构示意图。
图10为环量控制副翼激励器整体结构示意图。
具体实施方式
本发明提供了一种独立气源供气的无舵面飞行器，其结构如图1、图2和图3所示，包括由机身5、主机翼3、鸭翼6、后推式动力装置7、螺旋桨8、翼梢小翼11、主起落架12和前起落架13构成的鸭式布局固定翼飞行器，主机翼内部安装有环量控制装置，可以在不依靠常规副翼和升降舵实现滚转和俯仰姿态的控制，实现无舵面飞行。
环量控制升降激励器由一个多翼离心风机2和一个喷管1组成，其中多翼离心风机2作为一个独立的气源，由多翼离心风机电机9从翼尖引气，提供高压高速气流，喷管用于形成柯恩达效应使气流发生偏转。喷管1的一侧连接多翼离心风机2，另一侧是细长的柯恩达后缘，后缘半径为4.5mm，后缘处有一条300mm长的出气缝，后缘半径与出气缝高的比为15，缝高0.3mm如图4所示。由于飞机机翼的内部空间有限，为了便于将喷管埋入机翼内部，喷管的上封闭面15和下封闭面16呈15°角从离心风机接口到柯恩达后缘收缩会合，其厚度为1mm如图5所示。为了防止截面扩张引起压力损失，导致射流能量不足，喷管的外形设计按照以下步骤进行一从离心风机接口处开始等距选取5个截面直至柯恩达后缘二将这5个截面的面积定为与进气口面积一致即15.5mm×70mm，确定下每个截面所需的横向宽度三根据第二步所定下的截面横向宽度，依次平滑连接边界点，得到图6所示外形，两侧曲面厚度为1mm。为了使出气均匀，喷管内部设置了导流板18，导流片呈曲线状将内腔分为5个区域，导流片的厚度为1mm，在接近进气口处设有倒圆角，如图7所示。为了完成与舵面一样的功能，使气流发生上下偏转，本发明将喷管从进气口开始设计成上下独立的两部分，由中部的一块平板隔开，上下两部分内腔体积相等，见图8，当为下半部分管道提供气源的离心风机转子转动时，外部气流被吸入下半部分管道，该股气流从出气缝射出时会沿圆形柯恩达后缘向上偏转，同样的原理，当为上半部分管道提供气源的离心风机转子转动时，外部气流被吸入上半部分管道，该股气流从出气缝射出时会沿圆形柯恩达后缘向下偏转。最终离心风机跟喷管组合后如图9所示。
环量控制副翼激励器用于取代副翼，实现滚转姿态的控制。通常常规舵面通过差动偏转来实现这一控制，本发明的无舵面飞行器通过开启一侧的环量控制副翼激励器来造成左右升力不平衡来实现滚转姿态的操控。环量控制副翼激励器的基本构造与环量控制升降激励器相似，但是只有一个空腔和一个出气缝，由一个离心风机供气，可以使机翼后缘的气流向下偏转，增加一侧机翼的环量，实现增升的目的。本作品设计的环量控制副翼激励器4宽度为240mm，后缘半径4.5mm，出气缝高0.3mm，如图10所示。
本发明的无舵面飞行器的飞行姿态控制原理为：输入控制信号后，多翼离心风机开始工作，在离心叶轮的作用下，机翼内部气流被加速，经过喷管喷射出，利用柯恩达效应对主流气流形成有利干扰，可以改变作用于机翼的气动力。基于上述原理，开启一侧的环量控制副翼激励器来产生左右机翼升力不对等实现滚转姿态的控制，通过控制机身两侧的环量控制升降激励器向下偏转气流产生低头力矩，通过环量控制升降激励器向上偏转气流产生抬头力矩。当机身一侧的环量控制升降激励器开启上下同时吹气模式时，可以形成偏航力矩，使飞行器往未开启吹气的一侧偏航。
本发明构型为鸭式布局，取消了传统舵面，取而代之的是内埋于机翼的环量控制装置，其余结构与普通飞机类似，结构简单，便于维护。由于取消了常规舵面，机翼表面原有的尖锐边缘、开口和凸台等会消失，这将减小飞机的雷达散射面积，可以提升飞机的隐身性。本发明已经制作完成了一架无舵面飞行器实物，并对其进行了系统的风洞实验与试飞研究。风洞实验结果表明，该无舵面飞行器在10m/s风速条件下，可以产生同等宽度副翼50°舵偏效果和20°升降舵舵偏效果。根据试飞结果，本发明设计的环量控制装置可以比例控制姿态，飞行器在飞行过程中十分平稳，无舵面试飞十分顺利。
以下是本发明已经制作完成的实物基本参数：
名称：一种独立气源供气的无舵面飞行器
翼展：1.73m；展弦比：5；机长：1.25m；最大起飞重量：6.00kg；巡航速度：15m/s；环量控制气源：多翼离心风机；主机翼前缘后掠角：30°；鸭翼后掠角：15°。
本发明具体应用途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。