本發(fā)明專利涉及一種轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)，具體說是隱形飛機(jī)的一種轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)，屬航空領(lǐng)域。

2.

背景技術(shù)：

美國B-2轟炸機(jī)是目前世界上隱形性能最佳的作戰(zhàn)飛機(jī)。

(1)美國B-2轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)的主要優(yōu)點(diǎn)：

①轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)是決定飛機(jī)隱形性能的一個(gè)最重要部件，因?yàn)楝F(xiàn)有常規(guī)飛機(jī)的方向舵總是連接在凸出機(jī)體很高的垂直尾翼上，這一特點(diǎn)大大降低了現(xiàn)有常規(guī)飛機(jī)減小雷達(dá)波反射的能力，也就降低了飛機(jī)的隱形性能；美國B-2獨(dú)辟其徑，不僅發(fā)明了與機(jī)艙連體的機(jī)翼結(jié)構(gòu)，而且在飛機(jī)的后緣安裝水平舵、橫滾舵和方向舵，三舵均水平布置，毫無凸出尾翼，從而使飛機(jī)的隱性性能大增，這一設(shè)計(jì)理念在二戰(zhàn)中的美國某機(jī)上已有所體現(xiàn)。

②更甚的是B-2為了進(jìn)一步提高其后緣減小雷達(dá)波反射的能力，將后緣設(shè)計(jì)成二個(gè)W形狀的曲線。

③由于各舵舵板獨(dú)立控制，故在起飛、降落時(shí)，可兼作后緣襟翼，從而增加升力和風(fēng)阻，縮短滑行路程，即可減小跑道長度，這在戰(zhàn)時(shí)非常重要。

④由于各舵舵板獨(dú)立控制，從而使各舵除了完成各自的轉(zhuǎn)向功能之外，還可協(xié)助其它舵工作，如方向舵的右舵板的上擋板向上轉(zhuǎn)一角度，左舵板的下?lián)醢逑蛳罗D(zhuǎn)相同角度，則可協(xié)助橫滾舵工作，實(shí)現(xiàn)急速的順向滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)(后視)。

(2)美國B-2轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)的主要缺點(diǎn)：

①B-2將各舵板連接在二W的各邊上，這一特點(diǎn)使得各舵板與飛行方向都具有一后掠角大小的夾角；B-2為跨聲速飛機(jī)，機(jī)翼后掠角為35°；這一中等大小的夾角大大降低了各舵板的轉(zhuǎn)向效率；各舵的轉(zhuǎn)角范圍必須小于±45°，而現(xiàn)有常規(guī)飛機(jī)小于±30°；在有限的轉(zhuǎn)角范圍內(nèi)，能提供多大的轉(zhuǎn)向力距，決定了飛機(jī)各舵的轉(zhuǎn)向性能高低；顯然，當(dāng)舵板鉸軸與飛行方向即飛機(jī)中心線垂直時(shí)，夾角等于零，舵板產(chǎn)生的轉(zhuǎn)向力矩最大，也即轉(zhuǎn)向效率最高。

②B-2的機(jī)翼無前緣縫翼，因此，在起飛階段升力小，滑行跑道長，空中飛行和降落階段易附面層分離而失速。

③由于轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)的這種安裝結(jié)構(gòu)，使得機(jī)翼后伸段向外、后方延伸，且特別長，其彎曲、扭轉(zhuǎn)剛度弱，不合強(qiáng)度設(shè)計(jì)原則，易損壞，故必須增加剛度和強(qiáng)度，使重量增加。

④左、右方向舵雖是開裂式，無下降力產(chǎn)生，但由于35°后掠角的存在，各舵板仍會(huì)產(chǎn)生使飛機(jī)偏航的離心力，從而必須加大橫滾舵的轉(zhuǎn)角來抵削，就會(huì)增加橫滾舵的風(fēng)阻，消耗更多的動(dòng)力。

3.本發(fā)明專利的目的：

本發(fā)明專利的主要目的就是要提供隱形飛機(jī)的一種高效率轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)，它不僅使轉(zhuǎn)向效率最高，轉(zhuǎn)向更快捷靈敏，幅度大，轉(zhuǎn)向操作模式更多，降落滑行短，而且使飛機(jī)后緣的隱形性能大增，機(jī)翼強(qiáng)度提高，飛行行程加大；

本發(fā)明專利的另一目的是提供與此轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)配合工作的可調(diào)幾何形狀的機(jī)翼結(jié)構(gòu)，以增加起飛時(shí)的升力，縮短起飛行程，防止空中飛行和降落時(shí)機(jī)翼因迎角過大而失速。

4.技術(shù)方案：

為了實(shí)現(xiàn)上述目的，本專利采用如下技術(shù)方案：

隱形飛機(jī)的一種高效率轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)，包括方向舵、橫滾舵、水平舵和陣風(fēng)緩和舵，其特征是：所述的方向舵由左、右二個(gè)舵板構(gòu)成，二舵板的后緣呈鋸齒狀，其前緣鉸接在左、右機(jī)翼后緣的最外端，鉸軸與飛機(jī)中心線垂直，二舵板與機(jī)翼后緣之間，還可各有一后延段，以使機(jī)翼的氣動(dòng)中心與飛機(jī)總質(zhì)心重合；所述的橫滾舵由左、右二個(gè)舵板構(gòu)成，二舵板的后緣呈鋸齒狀，其前緣鉸接在方向舵內(nèi)側(cè)的左、右機(jī)翼的后緣上，鉸軸與飛機(jī)中心線垂直；所述的水平舵由左、右二個(gè)舵板構(gòu)成，二舵板的后緣呈鋸齒狀，其前緣鉸接在橫滾舵內(nèi)側(cè)的左、右機(jī)翼的后緣上，鉸軸與飛機(jī)中心線垂直；所述的陣風(fēng)緩和舵由一塊舵板構(gòu)成，該舵板的后緣呈鋸齒狀，其前緣鉸接在機(jī)身中央的機(jī)艙的后緣上，鉸軸與飛機(jī)中心線垂直；所述的各舵，其舵板均由各自的操縱機(jī)構(gòu)獨(dú)立控制；所述的方向舵，其左、右二個(gè)舵板均由上、下二塊擋板構(gòu)成，上、下二擋板鉸接在同側(cè)機(jī)翼的后緣上，并由各自的操縱機(jī)構(gòu)獨(dú)立控制。

所述的方向舵板，其同側(cè)的上、下二擋板還可以不同軸鉸接。

所述的左、右機(jī)翼，其前緣還可各鉸接著一前緣縫翼。

所述的各舵，其在飛機(jī)的起飛階段是這樣工作：飛機(jī)前輪支撐桿長于后輪，從而使機(jī)身頭高尾低，機(jī)翼與地面構(gòu)成最大升力的迎角；左、右機(jī)翼的前緣縫翼均向下轉(zhuǎn)一角度，使垂直機(jī)翼前緣的氣流分速以零迎角流入前緣縫翼；水平舵、橫滾舵各自向下轉(zhuǎn)動(dòng)一角度，以改變出口氣流方向，最大化提高機(jī)翼升力；方向舵左、右舵板的上擋板均向上轉(zhuǎn)一角度；緩和舵也向上轉(zhuǎn)動(dòng)一角度；方向舵、緩和舵產(chǎn)生的使機(jī)頭上抬的力矩與水平舵、橫滾舵產(chǎn)生的使機(jī)頭下沉的力矩抵削，從而保證在飛機(jī)升空后，仍能以最大升力迎角繼續(xù)飛行。

所述的各舵，其在飛機(jī)的右轉(zhuǎn)平面圓周運(yùn)動(dòng)時(shí)是這樣工作的：方向舵右舵板的上、下?lián)醢宸聪驈堥_、轉(zhuǎn)動(dòng)相同的一角度，以產(chǎn)生風(fēng)阻及使飛機(jī)右轉(zhuǎn)的力矩；橫滾舵的右舵板向上、左舵板向下轉(zhuǎn)動(dòng)相同的一角度，以產(chǎn)生使機(jī)身順向滾轉(zhuǎn)的力矩(后視)，達(dá)所要的滾轉(zhuǎn)角度后復(fù)零。

所述的各舵，其在飛機(jī)的左轉(zhuǎn)平面圓周運(yùn)動(dòng)時(shí)是這樣的工作的：方向舵左舵板的上、下?lián)醢宸聪驈堥_、轉(zhuǎn)動(dòng)相同的一角度，以產(chǎn)生風(fēng)阻及使飛機(jī)左轉(zhuǎn)的力矩；橫滾舵的左舵板向上、右舵板向下轉(zhuǎn)動(dòng)相同的一角度，以產(chǎn)生使機(jī)身逆向滾轉(zhuǎn)的力矩(后視)，達(dá)所要的滾轉(zhuǎn)角度后復(fù)零。

所述的各舵，其在飛機(jī)的向上螺旋運(yùn)動(dòng)時(shí)是這樣的工作的：在保證飛機(jī)作平面圓周運(yùn)動(dòng)所需的各舵工作的同時(shí)，水平舵向上轉(zhuǎn)一角度，以產(chǎn)生使機(jī)頭上抬的力矩；緩和舵也可協(xié)助水平舵工作；在飛機(jī)機(jī)身產(chǎn)生所需的向上螺旋角度后，水平舵、緩和舵復(fù)零。

所述的各舵，其在飛機(jī)的向下螺旋運(yùn)動(dòng)時(shí)是這樣工作的：在保證飛機(jī)作平面圓周運(yùn)動(dòng)所需的各舵工作的同時(shí)，水平舵向下轉(zhuǎn)一角度，以產(chǎn)生使機(jī)頭下沉的力矩；緩和舵也可協(xié)助水平舵工作；在飛機(jī)機(jī)身產(chǎn)生所需的向下螺旋角度后，水平舵、緩和舵復(fù)零。

所述的各舵，其在飛機(jī)的純俯沖運(yùn)動(dòng)時(shí)是這樣工作的：在俯沖角較小，不急于變向的場(chǎng)合，僅水平舵向下轉(zhuǎn)一角度，在水平舵所受之力使機(jī)身產(chǎn)生向下的俯沖角達(dá)所需的角度時(shí)，水平舵復(fù)零；在俯沖角較大，較急于變向的場(chǎng)合，水平舵向下轉(zhuǎn)至最大角度處，緩和舵、橫滾舵的各舵板均視需向下轉(zhuǎn)至一定角度，待機(jī)身達(dá)到所需的俯沖角度時(shí)，三舵全部復(fù)零；在 俯沖角很大，急于變向的場(chǎng)合，水平舵、緩和舵、橫滾舵均向下轉(zhuǎn)至其最大角度處，方向舵的左、右舵板的下?lián)醢逡曅柘蛳罗D(zhuǎn)至一定角度，待機(jī)身達(dá)到所需的俯沖角度時(shí)，各舵全部復(fù)零。

所述的各舵，其在飛機(jī)的純仰沖運(yùn)動(dòng)時(shí)是這樣工作的：與純俯沖運(yùn)動(dòng)時(shí)的各工作的舵轉(zhuǎn)向剛相反。

所述的各舵，其在飛機(jī)的降落階段是這樣工作的：當(dāng)飛機(jī)由直線平飛開始降落時(shí)，首先方向舵的左、右舵的上擋板向上轉(zhuǎn)一角度，以產(chǎn)生使機(jī)頭上抬的力矩，同時(shí)，水平舵、橫滾舵的各舵板均向下轉(zhuǎn)一角度，以改變出口氣流方向，最大化提高機(jī)翼升力；緩和舵可協(xié)助方向舵上擋板工作；方向舵、緩和舵的轉(zhuǎn)角要保證飛機(jī)能產(chǎn)生向上的最大升力迎角；同時(shí)，左、右機(jī)翼的前緣縫翼均向下轉(zhuǎn)一角度，使垂直機(jī)翼前緣的氣流分速能以零迎角流入前緣縫翼；然后，在飛機(jī)以最大升力迎角下降中，飛機(jī)前、后輪展開，前輪支持桿長于后輪之，從而使各輪碰地后，機(jī)身能頭高尾低，機(jī)翼與地面仍能以最大的升力迎角滑行，風(fēng)阻最大，以盡量縮短滑行路程；飛機(jī)落地后，發(fā)動(dòng)機(jī)早已關(guān)閉，飛機(jī)已減速，重力大于升力，故可將前緣縫翼復(fù)零，方向舵的上、下?lián)醢鍙堥_、轉(zhuǎn)動(dòng)至最大角度處，緩和舵向上轉(zhuǎn)至最大角度處，水平舵、橫滾舵向下轉(zhuǎn)至最大角度處，以最大化增加風(fēng)阻，縮短滑行路程。

5.本發(fā)明專利具有的有益效果：

本發(fā)明專利除具有B-2的優(yōu)點(diǎn)外，還具有如下積極有益的效果：

(1)由于本專利的各舵的鉸軸線均垂直于飛機(jī)中心線即飛速，故轉(zhuǎn)向效率最高，在相同的舵板轉(zhuǎn)角、舵板面積條件下，本專利的方向舵的轉(zhuǎn)向力矩是B-2的1.67倍，橫滾舵的滾轉(zhuǎn)力矩是B-2的1.1倍，水平舵的使機(jī)頭上抬的力矩是B-2的1.5倍，因此，本專利的轉(zhuǎn)向更快捷靈敏，轉(zhuǎn)向幅度更大，更迅猛。

(2)由于本專利的方向舵的鉸軸線垂直于飛機(jī)中心線，因此，本專利方向舵無偏航力產(chǎn)生，而B-2卻有。

(3)本專利飛機(jī)后緣鋸齒波數(shù)多于B-2，從而使后緣的隱形性能高于B-2。

(4)本專利的高效率轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)，使得左、右機(jī)翼輪廓呈Δ翼，機(jī)翼強(qiáng)度大增。

(5)本專利的高效率轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)，使得飛機(jī)內(nèi)部空間比B-2更大，從而可容納比B-2更多的設(shè)備、彈藥或油料，增加了飛機(jī)的攻擊力或遠(yuǎn)航能力。

(6)本專利的Δ翼的氣動(dòng)設(shè)計(jì)簡單，更易氣動(dòng)布置，也便于機(jī)翼加工。

(7)本專利機(jī)翼后延段只承受彎曲力作用，而無扭轉(zhuǎn)力矩作用，故后延段強(qiáng)度增加，不易斷裂，也可減小重量，而B-2卻相反。

(8)本專利飛機(jī)增設(shè)了前緣縫翼，從而可保證飛機(jī)在最大升力迎角下飛行時(shí)，仍不會(huì)發(fā)生附面層分離的失速，并且使升力比B-2大，在起飛階段風(fēng)阻比B-2小，而大降落階段風(fēng)阻與B-2一樣大，從而可使起飛行程比B-2更短。

(9)B-2僅橫滾舵在起飛、降落時(shí)用作副翼，即后緣襟翼，而本專利的飛機(jī)的水平舵也兼作后緣襟翼，從而使得飛機(jī)的升力、風(fēng)阻比B-2更大，起飛、降落滑行路程更短，即飛機(jī)跑道可更短，這在戰(zhàn)時(shí)極為重要。

6.結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本專利作進(jìn)一步說明：

圖1是B-2飛機(jī)的轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)的俯視圖。

圖2是具有本專利的飛機(jī)的轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)的俯視圖。

如圖2所示，隱形飛機(jī)的一種高效率轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)，包括方向舵1和7、橫滾舵2和6、水平舵3和5、陣風(fēng)緩和舵4；所述的方向舵由左、右二個(gè)舵板1、7構(gòu)成，二舵板的后緣呈三角形狀，其前緣鉸接在左右機(jī)翼15、10后緣的最外端，鉸軸與飛機(jī)中心線12垂直，二舵與機(jī)翼后緣之間，還各有一段平行于飛機(jī)中心線的后延段16、8，以使機(jī)翼的氣動(dòng)中心與飛機(jī)總質(zhì)心13重合；所述的橫滾舵由左、右二個(gè)舵板2、6構(gòu)成，二舵板的后緣呈三角形狀，其前緣鉸接在方向舵1、7內(nèi)側(cè)的左、右機(jī)翼15、10的后緣上，鉸軸與飛機(jī)中心線12垂直；所述的水平舵由左右二個(gè)舵板3、5構(gòu)成，二舵板的后緣呈三角形狀，其前緣鉸接在橫滾舵舵2、6內(nèi)側(cè)的左、右機(jī)翼15、10的后緣上，鉸軸與飛機(jī)中心線12垂直；所述的陣風(fēng)緩和舵由一塊舵板4構(gòu)成，該舵板的后緣呈三角形狀，其前緣鉸接在位于機(jī)身中央的機(jī)艙11的后緣上，鉸軸與飛機(jī)中心線12垂直；所述的各舵，其舵板均由各自的操縱機(jī)構(gòu)獨(dú)立控制；所述的方向舵，其左、右二個(gè)舵板1、7各由上下二塊擋板構(gòu)成；上下二塊擋板鉸接在同側(cè)機(jī)翼的后緣上，并由各自的操縱機(jī)構(gòu)獨(dú)立控制。

所述的方向舵，其同側(cè)的上、下二檔板同軸鉸接。

所述的左右機(jī)翼15、10，其前緣還各鉸接著一前緣縫翼14、9。

所述的各舵，其在飛機(jī)的起飛階段是這樣工作的：飛機(jī)前輪支撐桿長于后輪之，從而使機(jī)身頭高尾低，本翼與地面構(gòu)成最大升力的迎角；左、右機(jī)翼的前緣縫翼14、9均向下轉(zhuǎn)一角度，使垂直機(jī)翼前緣的氣流分速以零迎角流入前緣縫翼；水平舵3和5、橫滾舵2和6各自向下轉(zhuǎn)動(dòng)一角度，以改變出口氣流方向，最大化提高機(jī)翼升力；方向舵左、右舵板1、7的上擋板均向上轉(zhuǎn)動(dòng)一角度；緩和舵4也向上轉(zhuǎn)動(dòng)至最大角度處；方向舵1和7、緩和舵4產(chǎn)生的使機(jī)頭上抬的力矩與水平舵3和5、橫滾舵2和6產(chǎn)生的使機(jī)頭下沉的力矩抵削，從而保證在飛機(jī)升空后，仍能以最大升力迎角繼續(xù)飛行。

所述的各舵，其在飛機(jī)的右轉(zhuǎn)平面圓周運(yùn)動(dòng)時(shí)是這樣工作的；方向舵右舵板7的上、下?lián)醢宸聪驈堥_、轉(zhuǎn)動(dòng)相同的一角度，以產(chǎn)生風(fēng)阻及使飛機(jī)右轉(zhuǎn)的力矩；橫滾舵的右舵板6向上、左舵板2向下轉(zhuǎn)動(dòng)相同的一角度，以產(chǎn)生使機(jī)身順向滾轉(zhuǎn)的力矩(后視)，達(dá)所需的滾轉(zhuǎn)角度后復(fù)零。

所述的各舵，其在飛機(jī)的左轉(zhuǎn)平面圓周運(yùn)動(dòng)時(shí)是這樣工作的；方向舵左舵板1的上、下?lián)醢宸聪驈堥_、轉(zhuǎn)動(dòng)相同的一角度，以產(chǎn)生風(fēng)阻及使飛機(jī)左轉(zhuǎn)的力矩；橫滾舵的左舵板2向上、右舵板6向下轉(zhuǎn)動(dòng)相同的一角度，以產(chǎn)生使機(jī)身逆向滾轉(zhuǎn)的力短(后視)，達(dá)所需的滾轉(zhuǎn)角度后復(fù)零。

所述的各舵，其在飛機(jī)的向上螺旋運(yùn)動(dòng)時(shí)是這樣工作的；在保證飛機(jī)作平面圓周運(yùn)動(dòng)所需的各舵工作的同時(shí)，水平舵3和5向上轉(zhuǎn)一角度，以產(chǎn)生使機(jī)頭上抬的力矩；緩和舵4向上轉(zhuǎn)至最大角度處；在飛機(jī)機(jī)身產(chǎn)生所需的向上螺旋角度后，水平舵3和5、緩和舵4復(fù)零。

所述的各舵，其在飛機(jī)的向下螺旋運(yùn)動(dòng)時(shí)是這樣工作的；在保證飛機(jī)作平面圓周運(yùn)動(dòng)所需的各舵工作的同時(shí)，水平舵3和5向下轉(zhuǎn)一角度，以產(chǎn)生使機(jī)頭下沉的力矩，緩和舵4向下轉(zhuǎn)至最大角度處；在飛機(jī)機(jī)身產(chǎn)生所需的向下螺旋角度后，水平舵3和5、緩和舵4復(fù)零。

所述的各舵，其在飛機(jī)的純俯沖運(yùn)動(dòng)時(shí)是這樣的工作的：在俯沖角較小，不急于變向的場(chǎng)合，使水平舵3和5向下轉(zhuǎn)一角度，在水平舵所受之力使機(jī)身產(chǎn)生向下的俯沖角達(dá)所需的角度時(shí)，水平舵3和5復(fù)零；在俯沖角較大，較急于變向的場(chǎng)合，水平舵3和5向下轉(zhuǎn)至最大角度處，緩和舵4向下轉(zhuǎn)至最大角度處，橫滾舵2和6向下轉(zhuǎn)至一定的相同角度處，待機(jī) 身達(dá)到所需的俯沖角度時(shí)，三舵全部復(fù)零；在俯沖角很大，急于變向的場(chǎng)合，水平舵3和5、緩和舵4、橫滾舵2和6均向下轉(zhuǎn)至最大角度處，方向舵的左、右舵板1和7的下?lián)醢逡曅柘蛳罗D(zhuǎn)至一定角度，待機(jī)身達(dá)到所需的俯沖角度時(shí)，各舵全部復(fù)零。

所述的各舵，其在飛機(jī)的純仰沖運(yùn)動(dòng)時(shí)是這樣工作的：與純俯沖運(yùn)動(dòng)時(shí)的各工作的舵轉(zhuǎn)向剛相反。

所述的各舵，其在飛機(jī)的降落階段是這樣工作的：當(dāng)飛機(jī)由直線平飛開始降落時(shí)，首先方向舵的左、右舵板1和7的上擋板向上轉(zhuǎn)一角度，以產(chǎn)生使機(jī)頭上抬的力矩，同時(shí)，水平舵3和5、橫滾舵2和6的各舵板均向下轉(zhuǎn)一角度，以改變出口氣流方向，最大化提高機(jī)翼升力；緩和舵4也向上轉(zhuǎn)至最大角度處；方向舵1和7、緩和舵4的轉(zhuǎn)角要保證飛機(jī)能產(chǎn)生向上的最大升力迎角；同時(shí)，左、右機(jī)翼的前緣縫翼14和9均向下轉(zhuǎn)一角度，使垂直機(jī)翼前緣的氣流分速能以零迎角流入前緣縫翼；然后，在飛機(jī)以最大升力迎角下降中，飛機(jī)前、后輪展開，前輪支撐桿長于后輪之，從而使各輪碰地后，機(jī)身能頭高尾低，機(jī)翼與地面仍能以最大升力迎角滑行，風(fēng)阻最大，以盡量縮短滑行路程；飛機(jī)落地后，發(fā)動(dòng)機(jī)早已關(guān)閉，飛機(jī)已減速，重力大于升力，故可將前緣縫翼14和9復(fù)零，方向舵1和7的上、下?lián)醢鍙堥_、轉(zhuǎn)動(dòng)至最大角度處，水平舵3和5、橫滾舵2和6向下轉(zhuǎn)至最大角度處，以最大化增加風(fēng)阻，縮短滑行路程。