[发明专利]无舵面机翼全动飞机

说明书

技术领域

本发明涉及一种无舵面机翼全动飞机，属于短距起降飞机和航空飞行器设计技术领域。

背景技术

目前，随着我国国防力量的增强，航空母舰已经成为必要的军事打击力量，而航空母舰的发展势必要求有相应的舰载机技术。由于航空母舰甲板距离有限，所以要求舰载机短距起降。现阶段解决短距起降的固定翼飞机类型较少，且成本高，另外一些可垂直起降飞机由于其机构复杂，重量过大，为实现垂直起降增加的一些设备降低了飞机的性能，性价比过低。

发明内容

本发明针对上述问题的不足，提出一种能够短距起降、机身空间大以及由机翼全动来实现飞机的各个姿态控制的无舵面机翼全动飞机。

本发明为解决上述技术问题提出的技术方案是：一种无舵面机翼全动飞机，其特征在于: 包括机翼、动力系统以及机身，所述机翼通过转轴机构与机身连接，而动力系统位于机身内，且在机身上设有与动力系统相连接的驱动机构，所述驱动机构与机翼前缘连接。

再优选的：所述机翼的主梁腹板设置有一转轴轴套，该轴套与机翼固接，所述机身上的机翼主梁对应位置固定有一圆轴，该轴径与轴套内径形成间隙配合。

进一步地：所述机身和尾翼为一整体。

再进一步地：还包括机翼驱动系统，该机翼驱动系统通过控制驱动机构实现机翼绕转轴转动。

又再优选的：所述转轴轴套为外方内圆型。

使用时，机翼驱动系统通过控制驱动机构实现机翼绕转轴转动，也就是，通过机翼驱动系统控制驱动机构实现机翼同步转动时实现飞机的俯仰操纵，通过机翼驱动系统控制驱动机构实现机翼差动时实现飞机的转弯和滚转。具体是，驱动机构向机翼前缘施力使两机翼差动时，飞机可以实现转弯或者滚转。驱动机构向机翼前缘施力使两机翼同步转动时，飞机可以实现俯仰操纵，即当两机翼同步增大迎角，飞机抬头，实现爬升；当两机翼同步减小迎角时，飞机低头，实现俯冲。

本发明的无舵面机翼全动飞机，相比现有技术，具有以下有益效果：由于采用述机翼通过转轴机构与机身连接，驱动机构与机翼前缘连接的按设计方案，因此能够短距起降、机身空间大且由机翼全动来实现飞机的各个姿态控制；同时选用转轴轴套和圆轴配合形成的转轴机构更有利于机翼的转动；采用机翼驱动系统，使得驱动机构更容易实现机翼绕转轴转动；将转轴轴套设为外方内圆型，使得转轴机构的稳定性和转动性更好。

附图说明

图1：无舵面机翼全动飞机的外形三视图；

图2：无舵面机翼全动飞机的结构示意图；

图3是图2中轴套结构示意图；

图4是图2中机翼转轴结构示意图；

图5是图2机翼差动结构示意图；

图6是图2机翼同步转动结构示意图；

图7是图2右机翼最大正迎角结构示意图；

图8是图2左机翼最大负迎角结构示意图；

图9是图2尾翼结构示意图；

其中：1-机身，2-机翼，3-尾翼，4-机翼转轴，5-驱动机构，6-转轴轴套。

具体实施方式

附图非限制性地公开了本发明一个优选实施例的结构示意图，以下将结合附图详细地说明本发明的技术方案。

实施例

本实施例的无舵面机翼全动飞机如图1~8所示，包括机翼、动力系统以及机身，所述机翼通过转轴机构与机身连接，而动力系统位于机身内，且在机身上设有与动力系统相连接的驱动机构，所述驱动机构与机翼前缘连接。

所述机翼的主梁腹板设置有一转轴轴套，该轴套与机翼固接，所述机身上的机翼主梁对应位置固定有一圆轴，该轴径与轴套内径形成间隙配合。

所述机身和尾翼为一整体。

还包括机翼驱动系统，该机翼驱动系统通过控制驱动机构实现机翼绕转轴转动。

所述转轴轴套为外方内圆型。

使用时，机翼驱动系统通过控制驱动机构实现机翼绕转轴转动，也就是，通过机翼驱动系统控制驱动机构实现机翼同步转动时实现飞机的俯仰操纵，通过机翼驱动系统控制驱动机构实现机翼差动时实现飞机的转弯和滚转。具体是，驱动机构向机翼前缘施力使两机翼差动时，飞机可以实现转弯或者滚转。驱动机构向机翼前缘施力使两机翼同步转动时，飞机可以实现俯仰操纵，即当两机翼同步增大迎角，飞机抬头，实现爬升；当两机翼同步减小迎角时，飞机低头，实现俯冲。

上面结合附图所描述的本发明优选具体实施例仅用于说明本发明的实施方式，而不是作为对前述发明目的和所附权利要求内容和范围的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属本发明技术和权利保护范畴。