一种带有翼尖副翼的飞行器的制作方法

本发明涉及飞行器，特别涉及一种带有翼尖副翼的飞行器。

背景技术：

副翼作为飞机滚转操纵的主操纵面，是飞机重要的组成部分，控制着飞机的横航向运动，现有的飞机机翼上一般都设置有副翼，当飞机在某一高度需要改变航向时，机身两侧的副翼差动转动，作用在其中一侧副翼上的升力增加，作用在另一侧副翼上的升力下降，在机翼两侧的升力差作用下，产生滚转力矩，使飞行器相对于机身轴线产生滚转运动，使得飞机产生一定角度的滚转，实现航向的改变。

专利号为201520170280.0的中国专利公开了一种新型高升力联接翼布局飞行器，该飞行器的副翼设置在主翼后缘或者外翼后缘，副翼前端设置有转轴，机翼内设置有舵机，舵机与副翼连接，控制副翼的转动。将副翼设置在主翼或者外翼后缘，飞机飞行时，翼尖会受载变形，导致常规后缘副翼的转轴不同心，引起常规副翼舵面铰链力矩的剧增，需要采用大扭矩舵机操纵副翼舵面，一般在机翼翼尖附近，其翼面薄、结构空间有限，极大地制约了大扭矩舵机的安装。

副翼这样设置存在如下问题：

1、副翼横向长度较长，在飞机飞行时，延伸翼产生的变形会引起副翼的铰链力矩剧增，阻碍副翼偏转，甚至会出现舵机失效的情况发生。

2、缘副翼主要是通过改变舵面所在的翼型弯度改变所在翼面的升力，产生滚转控制升力，离飞行器重心近，滚转操纵效应较弱。

3、后缘副翼的转轴位于舵面前，再加上翼尖变形引起转轴不同心，会产生很大的舵面铰链力矩，需要配装大扭矩舵机才能满足其控制要求。

技术实现要素：

针对现有技术存在的不足，本发明的第一个目的在于提供一种带有翼尖副翼的飞行器，利用一段翼尖翼面能极大地提高副翼的舵面效率，减小副翼舵面铰链力矩，增强全机的横向操纵性，同时还大大减小了副翼偏转使用中所带来的翼面升力损失，克服了可能存在的翼面变形对于常规副翼舵面偏转轴的同心度的影响，大大减小了操纵副翼所需的铰链力矩。

本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：一种带有翼尖副翼的飞行器，包括机身、垂尾、设置在机身两侧的主翼和上翼，机身的机头两侧设置有鸭翼，主翼的端部均设置端翼，两个端翼的上部分别通过设置在机身上方的上翼与设置在机身尾部的垂尾连接，两个端翼的外侧均设置有与上翼相连的延伸翼，所述延伸翼的翼尖处设置有副翼，副翼和延伸翼之间在舵机的作用下可发生相对转动。

通过上述技术方案，副翼设置在延伸翼的翼尖处，副翼更加远离飞机重心，力臂更长，能够产生更大的滚转力矩，提高了舵面效率，减小了铰链力矩，避免了延伸翼产生的变形引起的副翼铰链力矩剧增、阻碍副翼偏转的情况出现。

副翼设置在翼尖部位，转轴可以采用单悬臂轴沿延伸翼展向安装，延伸翼的形变对于其铰链力矩的影响极小。采用翼尖副翼，则是通过全翼面偏转产生全机滚转控制升力，同时，翼尖副翼更加远离飞机重心，所以翼尖副翼具有更高的滚转操纵效应。此外，采用翼尖副翼，无需采用太大的舵面面积，同时还可以将舵面的转轴设置在气动中心轴线附近，其综合作用的结果，可将翼尖副翼舵机的铰链力矩（包括几何尺寸）控制在具有相同舵效后缘副翼的几分之一。

副翼设置在该处，相对于设置在上翼后缘中部，可以增加副翼的宽度，使副翼从长条状变成相对较短、较粗的块状，从而在保证副翼面积的前提下，使得副翼整体刚性更高。

优选的，所述两个端翼的尾部均设置有方向舵。

通过上述技术方案，机身两侧的端翼上均设置有方向舵，飞行器转向时，两个方向舵同时工作，转向效率更高，转向操作更加灵活。

优选的，两个上翼上均设置有升降舵。

通过上述技术方案，升降舵设置在上翼上，对主翼的升力影响较小，可以便于主翼翼面设计。

优选的，延伸翼端部安装有转轴，转轴外端伸出延伸翼端部，副翼安装在转轴外端。

通过上述技术方案，转轴这样设置，转轴采用单悬臂轴沿延伸翼展向安装，延伸翼的形变对转轴铰链力矩的影响极小，转轴不易发生卡滞，可以使用较小的舵机带动转轴转动。

优选的，副翼固定在转轴外端，转轴转动安装在延伸翼端部，上翼内固定有舵机，舵机通过连杆与转轴连接，带动转轴转动。

通过上述技术方案，相对来说上翼端部内部的空间更大，安装舵机更加方便，同时转轴转动时，舵机位置不会发生变化，飞机重心位置更加稳定。

优选的，转轴穿入副翼中部。

通过上述技术方案，转轴位于副翼中部,转轴前部和转轴后部的翼面均会受到气流压力的作用,从而使得转轴前部翼面受到的转矩和转轴后部翼面受到的转矩相抵消,从而减少转轴所受的转矩作用,减少舵机工作时所需的转矩,使得舵机控制更加灵活、可靠。

优选的，延伸翼向机头方向前掠。

通过上述技术方案，延伸翼向机头方向前掠，使得副翼也从机尾方向靠近机身中部的整机重心，从而使得机身翻滚时，尽可能地以机身重心为中心进行翻滚，方便飞机飞行姿态的控制。

优选的，副翼外缘与机身轴线平行。

通过上述技术方案，由于副翼处于延伸翼，副翼外缘这样设置，可以控制机身宽度，减少飞行阻力。

与传统的后缘副翼相比，翼尖副翼有如下特点：

1、后缘副翼的横向长度较长，在飞机飞行时，机翼外端部分产生的变形会引起副翼的铰链力矩剧增，阻碍副翼偏转，甚至会出现舵机失效的情况发生；翼尖副翼的转轴采用单悬臂轴沿机翼外端展向安装，机翼外端的形变对于其铰链力矩的影响极小。

2、后缘副翼主要是通过改变舵面所在的翼型弯度改变所在翼面的升力，产生滚转控制升力；而采用翼尖副翼，则是通过全翼面偏转产生全机滚转控制升力，同时，翼尖副翼更加远离飞机重心，所以翼尖副翼具有更高的滚转操纵效应。

3、后缘副翼的转轴位于舵面前，再加上翼尖变形引起转轴不同心，会产生很大的舵面铰链力矩，需要配装大扭矩舵机才能满足其控制要求；采用翼尖副翼，无需采用太大的舵面面积，同时还可以将舵面的转轴设置在气动中心轴线附近，其综合作用的结果，可将翼尖副翼舵机的铰链力矩（包括几何尺寸）控制在具有相同舵效后缘副翼的几分之一。

附图说明

图1为实施例的立体图；

图2为实施例中上翼机副翼的立体图；

图3为实施例中上翼和副翼连接处的立体图；

图4为实施例中舵机、连杆、转轴及副翼处的连接结构示意图；

图5为实施例中舵机、连杆及转轴的连接结构示意图；

图6为实施例分钟转轴座机转轴的爆炸图。

附图标记：1、上翼；2、副翼；3、舵机；4、转轴；5、连杆；6、机身；7、主翼；8、垂尾；9、端翼；10、鸭翼；11、转轴座；12、限位螺母；13、连杆一；14、连杆二；15、连杆三；16、方向舵；17、升降舵；18、延伸翼。

具体实施方式

以下结合附图对本发明作进一步详细说明。

本具体实施例仅仅是对本发明的解释，其并不是对本发明的限制，本领域技术人员在阅读完本说明书后可以根据需要对本实施例做出没有创造性贡献的修改，但只要在本发明的权利要求范围内都受到专利法的保护。

如图1所示，一种带有翼尖副翼的飞行器，包括机身6，机身中后部设置有主翼7，机身6后部设置有垂尾8，垂尾8两侧固定有上翼1，上翼1向机身6两侧水平延伸，上翼1的端部向机头方向前掠。机身6两侧的主翼7端部均设置有端翼9，端翼9上部与上翼1连接。两个端翼9外侧均设置有与上翼1相连的延伸翼18。延伸翼18端部连接有可转动的副翼2。副翼2可相对延伸翼18发生转动。当飞机需要转向时，机身6两侧的副翼2差动，副翼2与气流之间产生相对作用，使得机身6一侧的副翼2受到的升力增加，另一侧的副翼2受到的升力下降，机身6在机翼两侧升力差作用下产生滚转。副翼2设置在延伸翼18的外端，相对于副翼2设置在上翼1中部后缘而言，副翼2更加远离机身6，从而使得副翼2受力时力臂更长，能够产生更大的滚转力矩，从而带动机身6翻转，使得机身6翻转更加灵活。

延伸翼18的端部安装有转轴4，转轴4可相对延伸翼18发生转动。延伸翼18内部安装有转轴座11，转轴4穿设在转轴座11内，转轴4内端安装有限位螺母12，限位螺母12与转轴座11端部抵触，可防止转轴4脱出转轴座。转轴4外端伸出延伸翼18。转轴4外端固定有副翼2。副翼2沿延伸翼18外端边缘向外延伸。转轴4转动时带动固定在转轴4上的副翼2发生转动，从而使其与气流之间产生相对作用，从而受到向上或者向下的力。

延伸翼18外端内部固定有舵机3，舵机3通过连杆5与转轴4连接，连杆5包括连杆一13、连杆二14和连杆三15，连杆一13上端与舵机3内的动力输出轴连接，连杆一13下端与连杆二14连接，连杆三15上端和转轴4固定连接，连杆三15下端与连杆二14连接。连杆一13两端连接点中心的连线和连杆三15两端连接点中心的连线平行，形成平行四边形结构，从而使得舵机3转动多少角度，相应的转轴4也能转动相同的角度，控制较为方便。

转轴4穿入到副翼2内部，并且处于副翼2中部。以转轴4轴线为界，可以将副翼2分为前半部和后半部，如图4和图5所示，副翼2前半部的面积略大于后半部的面积。转轴4这样设置，当副翼2受到气流作用力时，前半部和后半部均会受到一部分力，副翼2前半部分受力后作用到转轴4上的转矩和副翼2后半部分受力后作用到转轴4上的转矩方向相反，从而使得前半部和后半部的部分转矩相互抵消，减少舵机3驱动转轴4转动时所需的转矩，减少铰链力矩。相对于将副翼2设置在上翼1中部后缘，然后在副翼2的前缘设置转轴4，带动副翼2转动的设置方式，转轴4伸入到副翼2内部，并且将转轴4设置在副翼2中部，可以有效地减少转动副翼2时所需的转矩，使得副翼2控制更加灵活。

副翼2随着内侧副翼2端部向机头方向前掠，副翼2外缘与机身6的轴线平行。副翼2外缘与机身6轴线平行，可以有效减少机身6的宽度，机身6宽度减少后可以减少机身6的飞行阻力。

主翼7两端均设置有端翼9，端翼9垂直主翼7设置，并向上延伸。端翼9上部与上翼1连接，上翼1穿过端翼9，上翼1的外端处于端翼9外侧。机头两侧还安装有鸭翼10，用于提高该飞行器的升力和控制性能。两个端翼9的尾部均设置有方向舵16，上翼1上设置有升降舵17。

以上所述仅是本发明的示范性实施方式，而非用于限制本发明的保护范围，本发明的保护范围由所附的权利要求确定。