一種飛翼與前掠翼聯(lián)翼布局飛的制造方法
【專利摘要】本發(fā)明提供了一種飛翼與前掠翼聯(lián)翼布局飛機(jī)，在后掠翼的飛翼飛機(jī)的兩側(cè)機(jī)翼外側(cè)70%翼展處添加薄翼型立柱A和B，在飛翼飛機(jī)尾部添加薄翼型立柱C，在三個(gè)薄翼型立柱A、B和C的頂端添加水平前掠機(jī)翼，形成飛翼與前掠翼聯(lián)翼布局。升降舵安裝在水平前掠機(jī)翼上，方向舵安裝在立柱C上。在飛翼上翼面采用涵道式進(jìn)氣道，在薄翼型立柱A和B處布置開裂式阻力方向舵。本發(fā)明在有效保證結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的情況下，增大了機(jī)翼的有效展弦比，降低了誘導(dǎo)阻力，改善了飛機(jī)的升阻特性，提高了飛機(jī)隱身性能，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)在垂直方向上的直接力控制，提高了機(jī)動(dòng)條件下的探測(cè)精度。
【專利說(shuō)明】一種飛翼與前掠翼聯(lián)翼布局飛機(jī)
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于涉及一種新型外形設(shè)計(jì)和空氣動(dòng)力特性的新型飛行器領(lǐng)域，具體為利用飛翼布局與前掠翼聯(lián)翼相結(jié)合的新型飛機(jī)布局。
【背景技術(shù)】
[0002]目前，商用飛機(jī)多為常規(guī)單翼圓筒形機(jī)身布局，軍事上正在嘗試并已經(jīng)成功利用飛翼布局形成良好的隱身效果，不過傳統(tǒng)飛翼采用后掠翼，它的失速首先在翼尖發(fā)生，引起升力中心前移和機(jī)頭上揚(yáng)，進(jìn)一步加深失速。飛翼布局的飛行器在飛行時(shí)的氣動(dòng)升力效果不佳，造成飛行時(shí)其操縱性能和飛行速度受到很大的限制，不利于高空長(zhǎng)航時(shí)飛行，出現(xiàn)燃料浪費(fèi)情況。而現(xiàn)在的前掠翼飛機(jī)則存在氣動(dòng)彈性發(fā)散的問題，具體表現(xiàn)為翼尖局部迎角增加會(huì)導(dǎo)致局部升力增加，進(jìn)一步加大局部迎角，直至扭轉(zhuǎn)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)損壞。雖然，目前已有連接翼的飛機(jī)，但是其均是在常規(guī)布局的基礎(chǔ)上增加聯(lián)翼形成的布局形式，所以，其起落架布置會(huì)有困難。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]為了克服現(xiàn)有飛翼布局飛行器氣動(dòng)效果不佳和前掠翼氣動(dòng)發(fā)散的問題，追求更好的升阻比，本發(fā)明提供了一種飛翼與前掠翼聯(lián)翼布局飛機(jī)。本發(fā)明是將后掠翼飛翼與前掠翼聯(lián)翼布局結(jié)合的新型氣動(dòng)布局飛機(jī)，該飛機(jī)不僅能實(shí)現(xiàn)一定的隱身性能，而且能夠提供更好的氣動(dòng)升力，并改善靜穩(wěn)定度。同時(shí)，特別寬大的飛翼型機(jī)身能夠提供更大的機(jī)內(nèi)空間和更好的起落架布置形式。使起落架具有足夠的間距，有利于起飛、著陸時(shí)的橫向穩(wěn)定性。
[0004]本發(fā)明提供的飛翼與前掠翼聯(lián)翼布局飛機(jī)，在后掠翼的飛翼飛機(jī)的兩側(cè)機(jī)翼外側(cè)70%翼展處添加薄翼型立柱A和B，在飛翼飛機(jī)尾部添加薄翼型立柱C，在三個(gè)薄翼型立柱A、B和C的頂端添加水平前掠機(jī)翼，形成飛翼與前掠翼聯(lián)翼布局。升降舵安裝在水平前掠機(jī)翼上，增加俯仰操縱力矩。方向舵安裝在添加在飛翼機(jī)尾的立柱C上。在兩側(cè)機(jī)翼翼展處添加的薄翼型立柱A和B處，均布置有開裂式阻力方向舵。進(jìn)氣道采用上翼面涵道形式，有利于飛機(jī)隱身性能的提高。通過飛翼與前掠機(jī)翼的同時(shí)耦合偏轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)在垂直方向上的直接力控制。
[0005]本發(fā)明的有益效果是，在有效保證結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的情況下，增大了機(jī)翼的有效展弦比，降低了誘導(dǎo)阻力，從而改善了飛機(jī)的升阻特性；機(jī)體上翼面涵道式進(jìn)氣道有利于飛機(jī)隱身性能提高；直接力方向舵控制有利于保持飛行平臺(tái)姿態(tài)的穩(wěn)定，從而提高機(jī)動(dòng)條件下的探測(cè)精度。
【專利附圖】

【附圖說(shuō)明】
[0006]圖1是本發(fā)明的飛翼與前掠翼聯(lián)翼布局飛機(jī)的整體構(gòu)圖；
[0007]圖2-a、圖2-b、圖2_c分別是圖1所示飛機(jī)的三視圖；
[0008]圖3是上翼面涵道式進(jìn)氣道的剖視圖；[0009]圖4-a和圖4-b是開裂式阻力方向舵的結(jié)構(gòu)圖；
[0010]圖中:①.飛翼，②.上部聯(lián)翼，③.左右連接翼柱，④.機(jī)尾翼柱，⑤.涵道式進(jìn)氣道，
[0011]⑥.開裂式阻力方向舵，⑦.升降舵，⑧.襟副翼，⑨.方向舵。
【具體實(shí)施方式】
[0012]下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步的詳細(xì)說(shuō)明。
[0013]如圖1、圖2-a、圖2-b和圖2_c所示，為本發(fā)明提供的飛翼與前掠翼聯(lián)翼布局飛機(jī)的一個(gè)實(shí)現(xiàn)實(shí)例。本發(fā)明的飛翼與前掠翼聯(lián)翼布局飛機(jī)，在后掠翼飛翼①機(jī)身上進(jìn)行改進(jìn)，在兩側(cè)機(jī)翼外側(cè)70%翼展處添加左右連接翼柱③，在飛機(jī)尾部添加機(jī)尾翼柱④，左右連接翼柱③和機(jī)尾翼柱④為薄翼型立柱，在三個(gè)立柱頂端固定水平的上部聯(lián)翼②，上部聯(lián)翼②為水平放置的前掠機(jī)翼，如此形成了后掠翼飛翼與前掠機(jī)翼聯(lián)翼的布局形式。升降舵⑦安裝在水平前掠機(jī)翼上，方向舵⑨布置在機(jī)尾翼柱④上，襟副翼⑧布置在飛翼①機(jī)身的上翼面。聯(lián)翼在翼尖把后掠翼和前掠翼搭接起來(lái)，使后掠翼和前掠翼的受力互相補(bǔ)償，簡(jiǎn)化結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)和制造；同時(shí)聯(lián)翼可以實(shí)現(xiàn)垂直尾翼的控制效果。
[0014]本發(fā)明實(shí)施例中，飛翼①，采用30度后掠角，飛翼展弦比為4;飛翼的外翼段根梢比為1，采用中等厚度翼型，相對(duì)厚度為10% ;飛翼的內(nèi)翼段采用厚翼型，相對(duì)厚度為17% ;上下翼之間的左右連接翼柱③，添加在70%飛翼翼展處，高度為翼展長(zhǎng)的10%，以在取得所需氣動(dòng)效果的基礎(chǔ)上使結(jié)構(gòu)重量達(dá)到最低；聯(lián)接翼柱翼型采用對(duì)稱翼型，上部聯(lián)翼②的相對(duì)厚度為8%?10%。為提高隱身性，上部聯(lián)翼②的前后緣與飛翼平行，采用30度前掠角，展弦比為7.5。飛機(jī)在空中飛行時(shí)，由于飛翼為高升力體，可以產(chǎn)生較高升力，同時(shí)上部聯(lián)翼②增加了升力面積，可進(jìn)一步提高升力；另外，由于左右連接翼柱③的阻斷，可有效抑制翼尖渦的形成，大大降低誘導(dǎo)阻力，從而實(shí)現(xiàn)高的升阻比。
[0015]采用本發(fā)明的聯(lián)翼布局可以大大增加飛機(jī)的靜穩(wěn)定性，使得飛機(jī)的重心布置更加容易，具體說(shuō)明如下:當(dāng)飛機(jī)受到陣風(fēng)作用而產(chǎn)生抬頭時(shí)，飛翼①與聯(lián)翼②的迎角增加，所以升力增加，但是由于聯(lián)翼②焦點(diǎn)到原飛機(jī)焦點(diǎn)的距離大于飛翼①焦點(diǎn)到原飛機(jī)焦點(diǎn)的距離，所以聯(lián)翼②產(chǎn)生的低頭力矩大于主翼①產(chǎn)生的抬頭力矩，使得飛機(jī)恢復(fù)原來(lái)的狀態(tài)。
[0016]為了不影響飛機(jī)的氣動(dòng)效能，本發(fā)明的采用涵道式進(jìn)氣道⑤，以涵道發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力。如圖1、圖2-a和圖3所示，涵道式進(jìn)氣道⑤位于飛翼①上翼面上，發(fā)動(dòng)機(jī)位置布置在飛機(jī)重心附近，以便于配平，橫向位置則布置在貨倉(cāng)兩側(cè)。為提高涵道效率，排氣道采用5度的擴(kuò)張角。
[0017]左右連接翼柱③利用開裂式阻力方向舵產(chǎn)生阻力，形成偏航力矩，實(shí)現(xiàn)新的操縱方式。如圖4-a和圖4-b所示，所采用的開裂式阻力方向舵⑥，布置在左右連接翼柱③處，開裂式阻力方向舵⑥打開時(shí)只產(chǎn)生偏航力矩，不會(huì)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，在偏航時(shí)產(chǎn)生阻力實(shí)現(xiàn)直接力方向控制，避免了操縱上的耦合，有利于提高飛機(jī)的操縱性能。
[0018]同時(shí)，由于飛翼①與上部聯(lián)翼②上同時(shí)布置操縱面，且全機(jī)焦點(diǎn)位于飛翼①與上部聯(lián)翼②之間，當(dāng)兩翼面同時(shí)同向偏轉(zhuǎn)時(shí)，可以在迎角不變的情況下實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的上升和下降，實(shí)現(xiàn)垂直方向的直接力控制，從而有利于保持飛行平臺(tái)姿態(tài)的穩(wěn)定，提高機(jī)動(dòng)條件下的探測(cè)精度。
【權(quán)利要求】
1.一種飛翼與前掠翼聯(lián)翼布局飛機(jī)，其特征在于，在后掠翼的飛翼飛機(jī)的兩側(cè)機(jī)翼外側(cè)70%翼展處添加薄翼型立柱A和B，在飛翼飛機(jī)尾部添加薄翼型立柱C，在薄翼型立柱A、B和C的頂端添加水平前掠機(jī)翼，形成飛翼與前掠翼聯(lián)翼布局；升降舵安裝在水平前掠機(jī)翼上，方向舵安裝在立柱C上；所述的薄翼型立柱A和B處均布置有開裂式阻力方向舵。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛翼與前掠翼聯(lián)翼布局飛機(jī)，其特征在于，所述的飛翼飛機(jī)的上翼面布置有兩個(gè)涵道型進(jìn)氣道。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛翼與前掠翼聯(lián)翼布局飛機(jī)，其特征在于，所述的飛翼與水平前掠機(jī)翼，通過同時(shí)耦合偏轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)在垂直方向上的直接力控制。
4.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛翼與前掠翼聯(lián)翼布局飛機(jī)，其特征在于，所述的前掠機(jī)翼為對(duì)稱翼型，前掠機(jī)翼的前后緣與飛翼平行。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛翼與前掠翼聯(lián)翼布局飛機(jī)，其特征在于，所述的飛翼采用30度后掠角，展弦比為4;飛翼的外翼段根梢比為1，采用中等厚度翼型，相對(duì)厚度為10%;飛翼的內(nèi)翼段采用厚翼型，相對(duì)厚度為17% ;所述的立柱A和B的高度均為翼展長(zhǎng)的10% ;所述的前掠機(jī)翼的相對(duì)厚度為8%?10%，采用30度前掠角，展弦比為7.5。
【文檔編號(hào)】B64C17/00GK103552682SQ201310525116
【公開日】2014年2月5日 申請(qǐng)日期:2013年10月30日 優(yōu)先權(quán)日:2013年10月30日
【發(fā)明者】屈秋林, 張宇佳, 盧哲, 劉沛清, 郭昊, 田云 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)