一种随动雷达罩支架及具有其的随动雷达及飞机

摘要

本发明公开了一种随动雷达罩支架及具有其的随动雷达及飞机。所述随动雷达罩支架包括：固定轴，所述固定轴用于固定设置至所述飞机的机身上；整流罩，所述整流罩设置在所述飞机上，并套设在所述固定轴上，所述整流罩能够相对绕所述固定轴旋转；其中，在所述飞机飞行过程中，相对于所述飞机运动的气流冲击所述整流罩，使所述整流罩随所述气流方向旋转。本发明的随动雷达罩支架，在飞机飞行过程中，相对于飞机运动的气流冲击整流罩，使整流罩随所述气流方向旋转，从而使整流罩与气流方向的接触面积始终最小。减小了随动雷达罩支架在飞机飞行过程中对飞机的干扰，提高了飞机航向稳定性，且减小了飞机飞行中随动雷达罩支架对飞机造成的阻力。

说明书

技术领域

本发明涉及飞机用雷达技术领域，特别是涉及一种随动雷达罩支架用于支 撑飞机上的雷达罩，及具有其的随动雷达及飞机。

背景技术

现有的飞机中，通常采用固定的支架支撑雷达罩。虽然支架的外形和安 装位置都进行了优化设计，但在飞机的实际飞行中，由于空气中的扰流关系， 支架在收到空气扰流时，其对飞机尾翼的影响还是比较大，显著降低了飞机的 航向稳定性。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述 缺陷。

发明内容

本发明的目的在于提供一种随动雷达罩支架来克服或至少减轻现有技术 的至少一个上述缺陷。

为实现上述目的，本发明提供一种随动雷达罩支架，用于支撑飞机上的 雷达罩。所述随动雷达罩支架包括：固定轴，所述固定轴用于固定设置至所述 飞机的机身上；整流罩，所述整流罩设置在所述飞机上，并套设在所述固定轴 上，所述整流罩能够相对绕所述固定轴旋转；其中，在所述飞机飞行过程中， 相对于所述飞机运动的气流冲击所述整流罩，使所述整流罩随所述气流方向旋 转。

优选地，所述固定轴的一端与所述飞机固定连接，所述固定轴的另一端 与飞机的雷达罩固定连接，用于支撑所述雷达罩。

优选地，所述固定轴中空，用于使所述飞机与所述雷达罩连接的连接线 路穿过所述固定轴从而相互连接。

优选地，所述整流罩包括两个相互连接的面，所述固定轴设置在所述整 流罩的两个面之间的距离最大处。

优选地，所述整流罩的形状使相对于所述飞机运动的气流冲击所述整流 罩的侧滑角包线时，所述整流罩的受力面积最小。

优选地，所述整流罩包括固定部以及旋转部，所述固定部与所述飞机的 机身固定连接，所述旋转部能够相对绕所述旋转轴旋转。

优选地，所述固定部沿所述固定轴的轴向方向上的尺寸能够满足所述旋 转部相对所述固定轴旋转时，防止所述旋转部与所述飞机相互之间具有干涉。

本发明还提供了一种随动雷达，所述随动雷达包括随动雷达罩，其特征 在于，所述随动雷达进一步包括如上所述的随动雷达罩支架。

优选地，所述随动雷达包括两个所述随动雷达罩支架，且两个所述随动雷 达罩支架相对设置，并共同支撑所述随动雷达罩。

本发明还提供了一种飞机，所述飞机包括如上所述的随动雷达。

本发明的随动雷达罩支架，整流罩能够相对绕旋转轴旋转；在飞机飞行 过程中，相对于飞机运动的气流冲击整流罩，使整流罩随所述气流方向旋转， 从而使整流罩与气流方向的接触面积始终最小。减小了随动雷达罩支架在飞机 飞行过程中对飞机的干扰，提高了飞机航向稳定性，且减小了飞机飞行中随动 雷达罩支架对飞机造成的阻力。

附图说明

图1是根据本发明一实施例的随动雷达罩支架安装在飞机上的结构示意 图。

图2是图1所示的随动雷达罩支架的另一结构示意图。

附图标记：

1 整流罩 12 旋转部 2 固定轴 4 雷达罩 3 飞机     11 固定部    

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明 实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附 图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似 功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施 例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而 不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员 在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护 的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、 “前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的 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发 明和简化描述，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发明保护范围的限制。

本发明的随动雷达罩支架，用于支撑飞机上的雷达罩，包括固定轴、整 流罩，其中，固定轴用于固定设置至飞机的机身上；整流罩设置在飞机上， 并套设在旋转轴上，整流罩能够相对绕旋转轴旋转。其中，在飞机飞行过程 中，相对于飞机运动的气流冲击整流罩，使整流罩随所述气流方向旋转，从 而使整流罩的前缘对准气流流动方向，即使整流罩的受力面积最小。

本发明的随动雷达罩支架，整流罩能够相对绕旋转轴旋转；在飞机飞行 过程中，相对于飞机运动的气流冲击整流罩，使整流罩随所述气流方向旋 转，从而使整流罩与气流方向的接触面积始终最小。减小了随动雷达罩支架 在飞机飞行过程中对飞机的干扰，提高了飞机航向稳定性，且减小了飞机飞 行中随动雷达罩支架对飞机造成的阻力。

图1是根据本发明一实施例的随动雷达罩支架安装在飞机上的结构示意 图。图2是图1所示的随动雷达罩支架的另一结构示意图。

通常飞机上的雷达设置在飞机的尾翼部位，雷达包括雷达罩、雷达罩内 部的雷达组件。

图1所示的随动雷达罩支架包括固定轴2以及整流罩1。

参见图1及图2，固定轴2用于固定设置至飞机3的机身上。具体地，固 定轴2一端固定设置至飞机3上，另一端用于与雷达罩4连接，用于支撑雷达 罩4。

在本实施例中，固定轴2的中部中空，用于使飞机3与雷达罩4连接的 连接线路穿过固定轴2的中空内部后，相互连接。

可以理解的是，固定轴2用于支撑雷达罩4，因此，其强度应当至少能 够承载雷达罩4的载荷。

可以理解的是，在一个备选实施例中，固定轴为实心轴，以增加固定轴 的强度。雷达罩4与飞机3的连接线路通过外部走线。

参见图1及图2，在本实施例中，整流罩1设置在飞机3上，并套设在固 定轴2上，且整流罩1能够相对绕固定轴2旋转。具体地，在本实施例中，整 流罩1内部具有容纳固定轴2的容置部，固定轴2安装在整流罩1内部的容置 部内。在飞机的飞行过程中，相对于飞机运动的气流冲击整流罩1，使整流 罩1随气流方向旋转。

参见图2，在本实施例中，整流罩1包括固定部11以及旋转部12，固定 部11与飞机4的机身固定连接，旋转部12能够相对绕旋转轴2旋转。且固定 部11沿固定轴2的轴向方向上的尺寸能够满足旋转部12相对固定轴2旋转 时，防止旋转部12与飞机相互之间具有干涉。

采用这种结构，能够将整流罩1与飞机3接触的部位设置成固定于飞机3 上，而不相对飞机3转动，防止了整流罩1相对旋转轴2转动时，整流罩1 与飞机3之间产生干涉。

参见图2，整流罩1包括两个相互连接的面，固定轴2设置在整流罩1 的两个面之间的距离最大处，且使整流罩1的压心在固定轴2的后面(图中垂 直纸面向里的方向)。具体地，上述的整流罩1的容置部设置在整个整流罩1 沿飞机的机头至机尾方向的，整流罩1的厚度最大的位置处，且该位置处位 于整流罩1在该方向的中部。这样，在整流罩1旋转时，该中部两侧的部分的 体积基本相等，且相互对称。

参见图2，在本实施例中，整流罩1的形状使相对于飞机运动的气流冲 击整流罩1的侧滑角包线时，整流罩1的受力面积最小。具体地，整流罩1 本身具有流线外形，当来流与飞机机体轴有侧滑角β后，整流罩1由于压心 在固定轴2后面，整流罩1头部会偏向来流方向。

本发明还提供了一种随动雷达，所述随动雷达包括随动雷达罩，所述随 动雷达进一步包括如上所述的随动雷达罩支架。可以理解的是，根据随动雷 达罩的大小以及飞机设计需求。可以设置一个或多个随动雷达罩支架。参见 图2，在本实施例中，随动雷达包括两个随动雷达罩支架，且两个随动雷达 罩支架相对设置，并共同支撑所述随动雷达罩。

本发明还提供了一种飞机，所述飞机包括如上所述的随动雷达。

有利的是，所述飞机为预警飞机。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对 其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技 术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改， 或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应 技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。