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文档序号:36405621发布日期:2023-12-16 11:56阅读:23来源:国知局
翼-发重构型变体飞行器

1.本技术涉及飞行器技术领域,特别是涉及翼-发重构型变体飞行器



背景技术:

2.高超声速飞行器技术,是未来洲际高速民航的基础,也是水平起降两级入轨航天运载器低速级的关键技术

发展高超声速飞行器技术,对未来科技

工业

经济和社会的发展具有重要意义

受高超声速气体动力学

防热结构设计

冲压发动机等技术水平的限制,当前高超声速飞行器技术仍处于探索阶段

随着国内外对高超声速飞行器的试验研究逐步深入,相关专业的技术难题在逐步攻克

在高超声速飞行器气动布局设计领域,常采用变体技术协调气动布局等问题,如
cn201911012986.3、cn201811566141.4、cn202110736475.7


但是,现有的采用变体结构的飞行器仍然存在以下问题:(1)高超声速飞行器在高速与低速飞行时升力面不匹配高超声速飞行器需要从地面零速滑跑起飞,经历亚声速起飞

跨声速
/
超声速爬升,直至高超声速巡航等多个飞行阶段,既需要保证高超声速性能,还必须兼顾满足工程需求的亚

跨和超声速气动特性

3.起飞着陆时,速度低,飞行动压低,需要较大的升力面以提供足够升力;高超声速巡航时,飞行速度高,飞行动压高,仅需较小的升力面就可以提供足够的升力,若采用大的升力面则会带来较大摩擦阻力和激波阻力

因而采用小升力面的高超声速飞行器起降特性差,一般难以采用水平起降方式;采用大升力面的高超声速飞行器在高超声速巡航时的升阻比难以进一步提高,高超声速巡航性能不佳

4.(2)变体飞行器结构重量较大现有技术中应用变体技术的超声速飞机,例如变后掠翼战斗机

轰炸机,由于变体机构的重量较大,结构重量系数与不变体飞机相比,均有不同程度提高,导致载油量

有效载荷系数较低,部分抵消掉了变体技术带来的性能提升

5.(3)高超声速飞行器在低速飞行时冲压发动机为死重且产生阻力高超声速飞行器一般采用涡轮基组合循环发动机或者火箭基组合循环发动机,将不同种类的发动机组合,以实现在宽马赫数范围内提供推力

但是组合循环发动机重量大,在同一时刻仅有部分处于工作状态,例如冲压发动机在低速飞行时不能工作,成为飞机的死重,且引起较大阻力



技术实现要素:

6.基于此,有必要针对现有的采用变体结构的飞行器存在的以上技术问题,提供一种翼-发重构型变体飞行器

7.一种翼-发重构型变体飞行器,包括:机身

左机翼以及右机翼;所述左机翼的一端与所述机身的左侧连接,所述右机翼的一端与所述机身的右侧连接;所述左机翼和所述右机翼均具有能相互切换的伸出状态和收缩状态;所述左机翼
和所述右机翼均处于伸出状态时,所述左机翼伸出所述机身的左侧,所述右机翼伸出所述机身的右侧;所述左机翼和所述右机翼均处于收缩状态时,所述左机翼和所述右机翼均位于所述机身的下侧,所述左机翼和所述右机翼及所述机身的底板共同围成冲压发动机的冲压流道

8.在一实施例中,所述左机翼和右机翼均包括第一部分和第二部分,所述第一部分的一端通过第一转轴与所述机身转动连接,所述第一部分的另一端与所述第二部分的一端通过第二转轴转动连接,所述第一转轴和所述第二转轴均平行于来流方向;所述左机翼和所述右机翼均处于伸出状态时,所述左机翼的第一部分和第二部分均向所述机身的左侧伸出,所述右机翼的第一部分和第二部分均向所述机身的右侧伸出;所述左机翼和所述右机翼均处于收缩状态时,所述左机翼和所述右机翼均转动至所述机身的下侧,所述左机翼的第一部分成为所述冲压流道的左侧壁,所述右机翼的第一部分成为所述冲压流道的右侧壁;所述左机翼的第二部分和所述右机翼的第二部分共同成为所述冲压流道的底壁

9.在一实施例中,所述的翼-发重构型变体飞行器还包括左涡轮发动机和右涡轮发动机,所述左涡轮发动机和所述右涡轮发动机分别固定于所述底板下方的左右两端;所述左机翼的一端与所述左涡轮发动机的外壳通过左转轴转动连接,所述右机翼的一端与所述右涡轮发动机的外壳通过右转轴转动连接;所述左机翼和所述右机翼均处于伸出状态时,所述左机翼伸出所述左涡轮发动机的左侧,所述右机翼伸出所述右涡轮发动机的右侧;所述左机翼和所述右机翼均处于收缩状态时,所述左涡轮发动机的外壳的右侧壁成为所述冲压流道的左侧壁,所述右涡轮发动机的外壳的左侧壁成为所述冲压流道的右侧壁;所述左机翼和所述右机翼共同成为所述冲压流道的底壁

10.在一实施例中,所述左转轴和所述右转轴均平行于来流方向

11.在一实施例中,所述左转轴和所述右转轴均垂直于来流方向,以使所述左机翼和所述右机翼的转动能以后掠变体方式重构

12.在一实施例中,所述的翼-发重构型变体飞行器还包括凹腔结构和凹腔盖板,所述凹腔结构与所述底板连接并位于所述机身内部,所述底板设有连通口,所述凹腔盖板与所述底板连接并能打开或关闭所述连通口;所述左机翼和所述右机翼均处于伸出状态时,所述凹腔盖板关闭所述连通口;所述左机翼和所述右机翼均处于收缩状态时,所述凹腔结构与所述冲压流道经由所述连通口连通

13.在一实施例中,所述的翼-发重构型变体飞行器还包括凹腔盖板驱动机构,所述凹腔盖板驱动机构位于所述机身内部并用于驱动所述凹腔盖板打开或关闭所述连通口

14.在一实施例中,所述的翼-发重构型变体飞行器还包括燃料喷注件,所述燃料喷注件具有位于所述机身内部的第一位置和伸出所述底板下侧的第二位置;所述左机翼和所述右机翼均处于伸出状态时,所述燃料喷注件处于所述第一位置;所述左机翼和所述右机翼均处于收缩状态时,所述燃料喷注件处于所述第二位置并位于所述冲压流道内

15.在一实施例中,所述的翼-发重构型变体飞行器还包括喷注件驱动机构,所述喷注件驱动机构位于所述机身内部并用于驱动所述燃料喷注件在所述第一位置与所述第二位
置切换

16.在一实施例中,所述底板上设有用于供所述燃料喷注件穿过的喷注件口;所述翼-发重构型变体飞行器还包括喷注件盖板,所述喷注件盖板与所述底板连接并能打开或关闭所述喷注件口

17.上述的翼-发重构型变体飞行器可以通过左机翼和右机翼在伸出状态与收缩状态之间变换,从而能改变升力面,以匹配不同飞行速度所需的升力面

由于机翼结构与冲压发动机的结构可以通过重构的方式共用,从而不必分别单独设置机翼结构和冲压发动机,进而可以减小飞行器整体的重量

而且,在不需要使用冲压发动机的较低飞行速度时,构成冲压发动机冲压流道的左机翼和右机翼作为机翼结构使用,构成冲压发动机冲压流道的底板作为机身的底板使用,减小了飞机的死重,从而降低了阻力

而且,在不需要使用冲压发动机的较低飞行速度时,由于翼-发重构型变体飞行器此时无冲压发动机,从而不需要设置进气道防护罩,降低了阻力与结构重量

附图说明
18.图1为一实施例的翼-发重构型变体飞行器的左机翼和右机翼均处于伸出状态时的示意图

19.图2为图1的翼-发重构型变体飞行器的左机翼和右机翼均处于收缩状态时的示意图

20.图3为图1的翼-发重构型变体飞行器的从图1所示状态至图2所示状态的变化过程示意图

21.图4为一实施例的翼-发重构型变体飞行器的左机翼和右机翼均处于伸出状态时,燃料喷注件

凹腔盖板相对机身的底板的位置关系示意图

22.图5为一实施例的翼-发重构型变体飞行器的左机翼和右机翼均处于收缩状态时,燃料喷注件

凹腔盖板相对机身的底板的位置关系示意图

23.图6为另一实施例的翼-发重构型变体飞行器的左机翼和右机翼均处于伸出状态时的示意图

24.图7为图6的翼-发重构型变体飞行器的左机翼和右机翼均处于收缩状态时的示意图

25.图8为图6的翼-发重构型变体飞行器的从图6所示状态至图7所示状态的变化过程示意图

26.图9为另一实施例的翼-发重构型变体飞行器的左机翼和右机翼均处于伸出状态时的示意图

27.图
10
为图9的翼-发重构型变体飞行器的左机翼和右机翼均处于收缩状态时的示意图

28.图
11
为图9的翼-发重构型变体飞行器的从图9所示状态至图
10
所示状态的变化过程示意图

29.附图标号说明:
100、
机身;
110、
底板;
111、
连通口;
112、
喷注件口;
101、
冲压流道;
102、
底壁;
200a、
左机翼;
200b、
右机翼;
210、
第一部分;
211、
第一转轴;
212、
第一驱动机构;
220、
第二部分;
221、
第二转轴;
222、
第二驱动机构;
230、
左副翼;
240、
右副翼;
250、
左驱动机构;
260、
右驱动机构;
300、
燃料喷注件;
310、
喷注件驱动机构;
400、
凹腔结构;
410、
凹腔盖板;
411、
凹腔盖板驱动机构;
510、
左涡轮发动机;
511、
左转轴;
520、
右涡轮发动机;
512、
右转轴

具体实施方式
30.为使本技术的上述目的

特征和优点能够更加明显易懂,下面结合附图对本技术的具体实施方式做详细的说明

在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本技术

但是本技术能够以很多不同于在此描述的其它方式来实施,本领域技术人员可以在不违背本技术内涵的情况下做类似改进,因此本技术不受下面公开的具体实施例的限制

31.在本技术的描述中,需要理解的是,若有出现这些术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等,这些术语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技术和简化描述,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技术的限制

32.此外,若有出现这些术语“第一”、“第二”,这些术语仅用于描述目的,而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量

由此,限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征

在本技术的描述中,若有出现术语“多个”,“多个”的含义是至少两个,例如两个,三个等,除非另有明确具体的限定

33.在本技术中,除非另有明确的规定和限定,若有出现术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等,这些术语应做广义理解

例如,可以是固定连接,也可以是可拆卸连接,或成一体;可以是机械连接,也可以是电连接;可以是直接相连,也可以通过中间媒介间接相连,可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系,除非另有明确的限定

对于本领域的普通技术人员而言,可以根据具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义

34.在本技术中,除非另有明确的规定和限定,若有出现第一特征在第二特征“上”或“下”等类似的描述,其含义可以是第一和第二特征直接接触,或第一和第二特征通过中间媒介间接接触

而且,第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方,或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征

第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方,或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征

35.需要说明的是,若元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件,它可以直接在另一个元件上或者也可以存在居中的元件

若一个元件被认为是“连接”另一个元件,它可以是直接连接到另一个元件或者可能同时存在居中元件

如若存在,本技术所使用的术语“垂直的”、“水平的”、“上”、“下”、“左”、“右”以及类似的表述只是为了说明的目的,并不表示是唯一的实施方式

36.参考图1至图3,本技术一实施例提供一种翼-发重构型变体飞行器,该翼-发重构型变体飞行器包括:机身
100、
左机翼
200a、
右机翼
200b。
左机翼
200a
的一端与机身
100
的左侧连接,右机翼
200b
的一端与机身
100
的右侧连接

左机翼
200a
和右机翼
200b
均具有能相互切换的伸出状态和收缩状态

左机翼
200a
和右机翼
200b
均处于伸出状态时,左机翼
200a

出机身
100
的左侧,右机翼
200b
伸出机身
100
的右侧

左机翼
200a
和右机翼
200b
均处于收缩状态时,二者均位于机身
100
的下侧,且左机翼
200a
和右机翼
200b
及机身
100
的底板
110
共同围成冲压发动机的冲压流道
101。
37.上述的翼-发重构型变体飞行器在起飞爬升

亚声速飞行

超声速飞行等冲压发动机尚无法工作的速度范围内,令左机翼
200a
和右机翼
200b
均处于伸出状态,以提供较大的升力面,满足飞行需要

38.当上述的翼-发重构型变体飞行器加速到冲压发动机可以工作的速度(如高超声速)时,令左机翼
200a
和右机翼
200b
均变换至收缩状态,左机翼
200a
和右机翼
200b
及机身
100
的底板
110
共同围成冲压发动机的冲压流道
101
,从而可以使用冲压发动机提供推力

同时,由于左机翼
200a
和右机翼
200b
均位于机身
100
的下侧,减小了升力面从而降低了飞行阻力,提高了升阻比

39.当该翼-发重构型变体飞行器减速至较低速度(不使用冲压发动机的速度)时,再令左机翼
200a
和右机翼
200b
均变换至伸出状态,以提供较大的升力面,提高较低速度时的飞行性能

此时该翼-发重构型变体飞行器可由涡轮发动机或者火箭发动机提供推力,或者采用无动力滑翔方式继续飞行

40.由此可见,上述的翼-发重构型变体飞行器可以通过左机翼
200a
和右机翼
200b
在伸出状态与收缩状态之间变换,从而能改变升力面,以匹配不同飞行速度所需的升力面

由于机翼结构(左机翼
200a
和右机翼
200b
)与冲压发动机的结构可以通过重构的方式共用,从而不必分别单独设置机翼结构和冲压发动机,进而可以减小飞行器整体的重量

而且,在不需要使用冲压发动机的较低飞行速度时,构成冲压发动机冲压流道
101
的左机翼
200a
和右机翼
200b
作为机翼结构使用,构成冲压发动机冲压流道
101
的底板
110
作为机身
100
的底板使用,减小了飞机的死重,从而降低了阻力

而且,在不需要使用冲压发动机的较低飞行速度时,由于翼-发重构型变体飞行器此时无冲压发动机,从而不需要设置进气道防护罩,降低了阻力与结构重量

41.需要说明的是,本技术实施例中的冲压发动机是指具有冲压流道特征的冲压发动机,包括且不限于亚燃冲压发动机

超燃冲压发动机

双模冲压发动机

双燃烧室冲压发动机

火箭冲压发动机等类型

42.参考图4和图5,在一实施例中,翼-发重构型变体飞行器还包括凹腔结构
400
和凹腔盖板
410。
凹腔结构
400
与底板
110
连接并位于机身
100
内部
。 机身
100
的底板
110
设有连通口
111
,凹腔盖板
410
与底板
110
连接并能打开或关闭连通口
111。
43.凹腔结构
400
的开口朝下(即朝向冲压流道
101
内)

左机翼
200a
和右机翼
200b
均变换至收缩状态时,凹腔盖板
410
打开连通口
111
,从而使得凹腔结构
400
与冲压流道
101
经由连通口
111
连通

如此,凹腔结构
400
可以用于冲压发动机中稳定火焰

在某些冲压发动机中可能具有一个或多个凹腔结构
400
,且其形状也不局限于本专利中凹腔结构
400
的外形,在某些冲压发动机中则可能取消凹腔结构
400。
44.左机翼
200a
和右机翼
200b
均处于伸出状态时,凹腔盖板
410
关闭连通口
111
,使得凹腔结构
400
被封闭在机身
100
的内部,从而可以尽量避免对燃料喷注件
300
和凹腔结构
400
对气动力的影响

45.请参考图4和图5,在一实施例中,翼-发重构型变体飞行器还包括凹腔盖板驱动机

411
,凹腔盖板驱动机构
411
位于机身
100
内部并用于驱动凹腔盖板
410
打开或关闭连通口
111。
46.具体地,凹腔盖板
410
与底板
110
通过转轴(该转轴以下称凹腔盖板转轴)转动连接,从而能通过转动的方式打开或关闭连通口
111。
凹腔盖板
410
与凹腔盖板转轴相对固定,凹腔盖板转轴能与相对底板
110
转动,从而凹腔盖板
410
能与相对底板
110
转动,以打开或关闭连通口
111。
凹腔盖板驱动机构
411
可以设置在底板
110
的内表面上,用于驱动凹腔盖板转轴相对底板
110
转动

凹腔盖板驱动机构
411
例如是电机

47.请参考图4和图5,在一实施例中,翼-发重构型变体飞行器还包括燃料喷注件
300
,燃料喷注件
300
具有位于机身
100
内部的第一位置和伸出底板
110
下侧的第二位置

48.左机翼
200a
和右机翼
200b
均变换至收缩状态时,燃料喷注件
300
处于第二位置(即伸出底板
110
的下侧)并位于冲压流道
101


如此,燃料喷注件
300
能够用于向冲压流道
101
内喷注燃料并增强燃料与空气掺混

49.左机翼
200a
和右机翼
200b
均处于伸出状态时,燃料喷注件
300
处于第一位置(即位于机身
100
的内部),从而可以尽量避免对燃料喷注件
300
对气动力的影响

50.在一实施例中,燃料喷注件
300
可以是燃料支板

随冲压发动机实际外形不同,燃料喷注件
300
可采用其它外形,例如杆状

环状等,不局限于本专利所描述的外形,也可能采用壁面喷注燃料的形式而取消燃料喷注件
300。
51.请参考图4和图5,在一实施例中,翼-发重构型变体飞行器还包括喷注件驱动机构
310。
喷注件驱动机构
310
位于机身
100
内部并用于驱动燃料喷注件
300
在第一位置与第二位置切换

喷注件驱动机构
310
例如是直线电机

52.具体地,喷注件驱动机构
310
可以设置在底板
110
的内表面上,用于驱动燃料喷注件
300
做伸出或缩回的动作

燃料喷注件
300
伸出时,则从第一位置切换至第二位置

燃料喷注件
300
缩回时,则从第二位置切换至第一位置

53.可以理解地,请参考图4和图5,底板
110
上设有用于供燃料喷注件
300
穿过的喷注件口
112。
燃料喷注件
300
通过喷注件口
112
在第一位置和第二位置之间伸出或缩回

54.在一实施例中,翼-发重构型变体飞行器还包括喷注件盖板,喷注件盖板与底板
110
连接并能打开或关闭喷注件口
112。
55.左机翼
200a
和右机翼
200b
均处于伸出状态时,燃料喷注件
300
缩回至第一位置,喷注件盖板关闭喷注件口
112
,以减少喷注件口
112
对气动力的影响

56.左机翼
200a
和右机翼
200b
均处于缩回状态用于重构冲压发动机时,喷注件盖板打开喷注件口
112
,以便燃料喷注件
300
穿过喷注件口
112
伸出至第二位置,用于重构冲压发动机

57.在一实施例中,翼-发重构型变体飞行器还包括喷注件盖板驱动机构(未示出),喷注件盖板驱动机构位于机身
100
内部并用于驱动喷注件盖板打开或关闭喷注件口
112。
58.具体地,喷注件盖板与底板
110
通过转轴(该转轴以下称喷注件盖板转轴)转动连接,从而能通过转动的方式打开或关闭喷注件口
112。
喷注件盖板与喷注件盖板转轴相对固定,喷注件盖板转轴能与相对底板
110
转动,从而喷注件盖板能与相对底板
110
转动,以打开或关闭喷注件口
112。
喷注件盖板驱动机构可以设置在底板
110
的内表面上,用于驱动喷注件盖板转轴相对底板
110
转动

喷注件盖板驱动机构例如是电机

59.在本技术的实施例中,左机翼
200a
和右机翼
200b
在伸出状态和收缩状态之间变换到位之后,可进一步通过定位锁定机构进行可靠固定其状态

定位锁定机构可采用一些常用的机械结构,在本技术的技术方案中不再赘述其细节

60.在一实施例中,翼-发重构型变体飞行器还包括涡轮发动机,涡轮发动机位于机身
100
内部

61.参考图1至图3,在一实施例中,左机翼
200a
和右机翼
200b
均包括第一部分
210
和第二部分
220
,第一部分
210
的一端通过第一转轴
211
与机身
100
转动连接,第一部分
210
的另一端与第二部分
220
的一端通过第二转轴
221
转动连接,第一转轴
211
和第二转轴
221
均平行于来流方向

62.左机翼
200a
和右机翼
200b
均处于伸出状态时,左机翼
200a
的第一部分
210
和第二部分
220
均向机身
100
的左侧伸出,右机翼
200b
的第一部分
210
和第二部分
220
均向机身
100
的右侧伸出

63.左机翼
200a
和右机翼
200b
均处于收缩状态时,左机翼
200a
和右机翼
200b
均转动至机身
100
的下侧,左机翼
200a
的第一部分
210
成为冲压流道
101
的左侧壁,右机翼
200b
的第一部分
210
成为冲压流道
101
的右侧壁

左机翼
200a
的第二部分
220
和右机翼
200b
的第二部分
220
共同成为冲压流道
101
的底壁
102
(底壁
102
见图5的标示)

64.如图3,左机翼
200a
和右机翼
200b
从伸出状态向收缩状态变化的过程中,第一部分
210
通过第一转轴
211
相对机身
100
向下转动,直至左机翼
200a
的第一部分
210
和右机翼
200b
的第一部分
210
彼此相对,成为冲压流道
101
的左侧壁和右侧壁;第二部分
210
通过第二转轴
221
相对第一部分
210
转动

直至左机翼
200a
的第二部分
210
和右机翼
200b
的第二部分
210
共同与底板
110
相对,成为冲压流道
101
的底壁
102。
此时,底板
110
则成为冲压流道
101
的顶壁

左机翼
200a
和右机翼
200b
从收缩状态向伸出状态变化的过程反之,在此不再赘述

65.本实施例的优点在于第一转轴
211
和第二转轴
221
均平行于来流方向,阻力较低,第一转轴
211
和第二转轴
221
的载荷较低,可获得较大的冲压通道截面积

66.优选地,左机翼
200a
的第一转轴
211
设置在机身
100
的左侧的底部,右机翼
200a
的第一转轴
211
设置在机身
100
的右侧的底部

67.请参考图1,在一实施例中,翼-发重构型变体飞行器还包括第一驱动机构
212
和第二驱动机构
222。
第一驱动机构位于机身
100
内部,用于驱动第一转轴
211
转动,第一转轴
211
与第一部分
210
固定,从而带动第一部分
210
相对机身
100
转动

第二驱动机构
222
用于驱动第二转轴
222
转动,第二转轴
222
与第二部分
220
固定,从而带动第二部分
220
相对第一部分
210
转动,其中,第二驱动机构
222
可设置在第二部分
220
内部

68.请参考图6至图
11
,在另一些实施例中,翼-发重构型变体飞行器包括两个涡轮发动机,分别为左涡轮发动机
510
和右涡轮发动机
520
,左涡轮发动机
510
和右涡轮发动机
520
分别固定于底板
110
下方的左右两端

69.请参考图6至图
11
,在一些实施例中,左机翼
200a
的一端与左涡轮发动机
510
的外壳通过左转轴
511
转动连接,右机翼
200b
的一端与右涡轮发动机
520
的外壳通过右转轴
512
转动连接

70.左机翼
200a
和右机翼
200b
均处于伸出状态时,左机翼
200a
伸出左涡轮发动机
510
的左侧,右机翼
200b
伸出右涡轮发动机
520
的右侧

71.左机翼
200a
和右机翼
200b
均处于收缩状态时,左涡轮发动机
510
的外壳的右侧壁成为冲压流道
101
的左侧壁,右涡轮发动机
520
的外壳的左侧壁成为冲压流道
101
的右侧壁

左机翼
200a
和右机翼
200b
共同成为冲压流道
101
的底壁
102。
72.如图8和
11
,左机翼
200a
和右机翼
200b
从伸出状态向收缩状态变化的过程中,左机翼
200a
通过左转轴
511
相对机身
100
转动,右机翼
200b
通过右转轴
512
相对机身
100
转动,直至左机翼
200a
和右机翼
200b
均转动至与底板
110
相对时,左涡轮发动机
510
的外壳的右侧壁

右涡轮发动机
520
的外壳的左侧壁

底板
110、
左机翼
200a
以及右机翼
200b
共同共同围成冲压发动机的冲压流道
101。
其中,左涡轮发动机
510
的外壳的右侧壁成为冲压流道
101
的左侧壁,右涡轮发动机
520
的外壳的左侧壁成为冲压流道
101
的右侧壁,底板
110
成为冲压流道
101
的顶壁,左机翼
200a
和右机翼
200b
共同成为冲压流道
101
的底壁
102。
左机翼
200a
和右机翼
200b
从收缩状态向伸出状态变化的过程反之,在此不再赘述

73.图6至图
11
所示的一些实施例利用了左涡轮发动机
510
和右涡轮发动机
520
之间的空间来构件冲压发动机的冲压流道
101。
相比于图1至图3所示的实施例,图6至图
11
所示的这些实施例的左机翼
200a
和右机翼
200b
仅需分别设置一根转轴(分别为左转轴
511
和右转轴
512
),即可进行伸出状态与收缩状态的变化,结构复杂度较低

74.在图6和图8所示的实施例中,左转轴
511
和右转轴
512
均平行于来流方向,因此阻力较低,左转轴
511
和右转轴
512
的载荷较低

75.优选地,左转轴
511
设置在左涡轮发动机
510
的左侧的底部

右转轴
612
设置在右涡轮发动机
520
的右侧的底部

76.如图7所示,在一些实施例中,左机翼
200a
上设置有左副翼
230
,左副翼
230
内安装有左驱动机构
250
,右机翼
200b
上设置有右副翼
240
,右副翼
240
内安装有右驱动机构
260。
左驱动机构
250
驱动左副翼
230
偏转,改变左机翼
200a
上的气动力,从而能对左转轴
511
产生旋转力矩,实现左机翼
200a
的伸出状态和收缩状态的变化

右驱动机构
260
驱动右副翼
240
偏转,改变右机翼
200a
上的气动力,从而能对右转轴
512
产生旋转力矩,实现右机翼
200a
的伸出状态和收缩状态的变化

其中,在本实施例中,左驱动机构
250
和右驱动机构
260
分别为舵机

利用机翼上的气动力驱动机翼实现变体,降低了变体驱动机构(左驱动机构
250
和右驱动机构
260
)所需的功率,从而降低了重量

77.请参考图9至图
11
所示的实施例,与图6至图8实施例不同的是,左转轴
511
和右转轴
512
均垂直于来流方向,沿机身
100
的上下方向,如此,左机翼
200a
和右机翼
200b
转动时,能以后掠变体的方式重构,从而可以结变后掠翼飞行器的优点,变体重构过程中气动特性稳定

左机翼
200a
与左转轴
511
的下端连接,右机翼
200b
与右转轴
512
的下端连接

本实施例的优点在于,由于左机翼
200a
和右机翼
200b
在收缩状态时,左机翼
200a
和右机翼
200b
的翼展方向是沿来流方向的,翼展尺寸可以不受机身
100
宽度尺寸的影响,从而左机翼
200a
和右机翼
200b
可以设计较大的翼展

78.针对图9至图
11
所示的实施例,进一步地,可在机身
100
内设置左驱动机构和右驱动机构

左驱动机构与左转轴
511
的根部(即上端)连接,用于驱动左转轴
511
转动,左转轴
511
与左机翼
200a
固定,从而能带动左机翼
200a
转动

右驱动机构与右转轴
512
的根部(即上端)连接,用于驱动右转轴
512
转动,右转轴
512
与右机翼
200b
固定,从而能带动右机翼
200b
转动

79.在一些实施例中,左机翼
200a
和右机翼
200b
既可采用平面机翼,也可采用曲面形状的机翼

80.上述任一实施例中的翼-发重构型变体飞行器可以为水平起降的高超声速飞机

水平起降高超声速飞机以水平起降方式从机场跑道起飞和着陆,需要大的机翼提供低速起降时的升力,利用本技术的翼-发重构型变体飞行器可获得良好的起降性能和高超声速巡航性能

具体机种包括且不限于高超声速民航客机

高超声速运输机

高超声速轰炸机

高超声速侦察机等

81.上述任一实施例中的翼-发重构型变体飞行器还可以为两级入轨的可重复使用运载器的第一级

两级入轨可重复使用运载器的第一级,飞行的速度

高度范围与高超声速飞机相近,可利用本技术的翼-发重构型变体飞行器获得良好的起降性能和高超声速巡航性能,进而提升系统的整体性能

82.上述任一实施例中的翼-发重构型变体飞行器还可以为两级入轨的可重复使用运载器的第二级

两级入轨可重复使用运载器的第二级,飞行的速度

高度范围高于高超声速飞机,当其再入返回时,仍将穿过大气层,需要一定的机翼面积提供升力,采用本技术的翼-发重构型变体飞行器可提升第二级的再入返回性能

83.上述任一实施例中的翼-发重构型变体飞行器还可以为单级入轨的可重复使用运载器

单级入轨的可重复使用运载器,飞行的速度范围是马赫数
0-25
,高度范围是
0-100km
,利用本技术的翼-发重构型变体飞行器可提升其总体性能,增加入轨载荷能力

84.上述任一实施例中的翼-发重构型变体飞行器还可以为可重复使用火箭助推器

可重复使用的火箭助推器,当前采用伞降着陆或者动力着陆

伞降着陆需要配备降落伞减速,着陆地点受风影响大,回收精度较低

动力着陆需要利用发动机推力反推减速,需要预留着陆推进剂,降低火箭的有效载荷

应用采用本技术的翼-发重构型变体飞行器,在发射阶段,为冲压发动机构型,可利用大气中的氧气助燃产生推力,降低氧化剂携带量,提升载荷能力

在回收阶段,冲压发动机展开为机翼构型,可采用滑翔方式着陆,着陆速度和精度较高,提高了可重复使用的性能

85.以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的组合,为使描述简洁,未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述,然而,只要这些技术特征的组合不存在矛盾,都应当认为是本说明书记载的范围

86.以上所述实施例仅表达了本技术的几种实施方式,其描述较为具体和详细,但并不能因此而理解为对申请专利范围的限制

应当指出的是,对于本领域的普通技术人员来说,在不脱离本技术构思的前提下,还可以做出若干变形和改进,这些都属于本技术的保护范围

因此,本技术专利的保护范围应以所附权利要求为准

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