帶可動邊條的鴨式飛翼布局飛的制造方法
【專利摘要】本實(shí)用新型屬于飛機(jī)氣動布局設(shè)計【技術(shù)領(lǐng)域】，特別是涉及一種帶可動邊條的鴨式飛翼布局飛機(jī)。該帶可動邊條的鴨式飛翼布局飛機(jī)針對飛翼布局升阻比高但配平升力系數(shù)低、操縱性差等的特點(diǎn)，在飛翼布局的基礎(chǔ)上進(jìn)行機(jī)體修形，在機(jī)體前端加裝遠(yuǎn)距控制鴨翼，以微小的升阻比損失獲得較大的配平升力系數(shù)和良好的操控性能；在機(jī)翼前緣內(nèi)側(cè)安裝一體化可動邊條，可以通過調(diào)整邊條的上反角獲得不同飛行姿態(tài)下的渦升力，進(jìn)一步提高升力特性和升阻特性。飛機(jī)同時采用隱身設(shè)計原則，適用于高空長航時飛機(jī)和無人作戰(zhàn)飛機(jī)，可明顯提高該類飛機(jī)的巡航高度、巡航時間、起降性能和機(jī)動性能。
【專利說明】帶可動邊條的鴨式飛翼布局飛機(jī)
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本專利屬于飛機(jī)氣動布局設(shè)計【技術(shù)領(lǐng)域】，特別是涉及一種帶可動邊條的鴨式飛翼布局飛機(jī)。
【背景技術(shù)】
[0002]飛機(jī)的常用布局主要有常規(guī)布局、鴨式布局、飛翼布局等。
[0003]常規(guī)布局包括機(jī)翼、平尾、垂尾等，機(jī)翼在前，尾翼在后，該類飛機(jī)技術(shù)成熟，應(yīng)用最多，但缺點(diǎn)是配平時平尾產(chǎn)生負(fù)升力，增大了配平阻力和飛機(jī)重量，較多的翼面也降低了升阻比和隱身性能，該類布局的典型代表有F-15、Su-27以及Boeing系列、AirBus系列民航客機(jī)、“全球鷹“高空長航時無人機(jī)等。
[0004]鴨式布局是將平尾取消，采用前置的鴨翼，在配平時鴨翼可以產(chǎn)生正升力，改善飛機(jī)的起降性能和操控性能，鴨翼又分為遠(yuǎn)距控制鴨翼和近距耦合鴨翼，遠(yuǎn)距控制鴨翼不產(chǎn)生渦升力，但充分利用力臂長的特性進(jìn)行配平和操控，典型代表如歐洲“臺風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)，近距耦合鴨翼可以產(chǎn)生渦升力，改善飛機(jī)升力特性和大迎角機(jī)動性能，典型代表有法國“陣風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)以及我國的J-1O戰(zhàn)斗機(jī)等。
[0005]飛翼布局取消了平尾和垂尾，可以有效降低飛機(jī)的零阻，提高飛機(jī)的升阻比，但飛翼布局由于缺少配平翼面，為改善配平性能，普遍采用小升力系數(shù)的反彎翼型，該類翼型的升力系數(shù)只有0.2-0.4左右，難以達(dá)到像“全球鷹”一樣的飛行高度，像與“全球鷹”競爭的洛克希德.馬丁公司“暗星”飛翼無人機(jī)的最大飛行高度只有11000m，同樣，著名的諾斯羅普.格魯曼公司B-2隱身轟炸機(jī)作戰(zhàn)高度只有9000-12000m，和高空的18000-20000m相去甚遠(yuǎn)。此外，配平構(gòu)型也會比干凈構(gòu)型降低3-5個升阻比，造成起降距離加大、操縱困難等問題，只能采用先進(jìn)復(fù)雜的控制系統(tǒng)進(jìn)行操縱控。但飛翼布局的隱身特性較好，可以提高戰(zhàn)場生存能力，因此普遍用于最新的無人作戰(zhàn)飛機(jī)，如美國的X-45、X-47，法國的“神經(jīng)元”、英國的“雷神”等。
[0006]如何在保證飛翼的高升阻比、良好隱身性能的同時，提高升力系數(shù)、改善操控性能，將其應(yīng)用于高空長航時類飛機(jī)或者高機(jī)動無人作戰(zhàn)飛機(jī)，有著重要的工程應(yīng)用價值。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]本發(fā)明的目的是:
[0008]本專利提出了一種帶可動邊條的鴨式飛翼布局飛機(jī)，可以有效提高飛翼布局的升力系數(shù)和操控性能，使常規(guī)飛翼的升力系數(shù)由原來的0.20-0.40提高到0.80?1.20，配平升阻比提高I?3，使用高度從9000-1 IOOOm提高到18000-20000m，起降性能和機(jī)動性能有效改善，且增加的重量較小，適用于高空長航時類飛機(jī)和高機(jī)動隱身無人作戰(zhàn)飛機(jī)。
[0009]本發(fā)明的技術(shù)方案是:
[0010]見附圖1，帶可動邊條的鴨式飛翼布局飛機(jī)，本飛機(jī)包括飛翼機(jī)身、遠(yuǎn)距控制鴨翼、機(jī)翼、一體化可動邊條、機(jī)翼前內(nèi)襟翼、機(jī)翼前外襟翼、機(jī)翼后內(nèi)襟副翼、機(jī)翼后外阻力方向舵、翼梢小翼、機(jī)身俯仰控制面、尾噴口、進(jìn)氣口、進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)艙、前起落架艙、主起落架艙、內(nèi)置載荷艙，其中，遠(yuǎn)距控制鴨翼安裝在飛翼機(jī)身的前端，機(jī)翼安裝在飛翼機(jī)身的后端，一體化可動邊條位于飛翼機(jī)身與機(jī)翼內(nèi)側(cè)前緣相融合的部位，通過轉(zhuǎn)軸與飛翼機(jī)身連接，并利用安裝與飛翼機(jī)身側(cè)緣部位的作動器驅(qū)動；左/右機(jī)翼的前緣布置有機(jī)翼前內(nèi)襟翼和機(jī)翼后內(nèi)襟翼兩塊控制面，后緣布直有機(jī)翼后內(nèi)襟副翼和機(jī)翼后外阻力方向航兩塊控制面，機(jī)翼翼尖安裝有翼梢小翼；機(jī)身的后部布置有兩個并列的尾噴口，尾噴口兩側(cè)布置有機(jī)身俯仰控制面，機(jī)身的腹部布置有兩側(cè)式的進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)艙；飛機(jī)采用前三點(diǎn)式起落架，前起落架艙布置在機(jī)身腹部中線的前端，左右主起落架艙布置在進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)艙的外側(cè)；飛機(jī)采用內(nèi)置載荷艙，串列布置在機(jī)身腹部中線。
[0011]本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)是:
[0012](I)采用遠(yuǎn)距控制鴨翼改善配平和操縱特性
[0013]常規(guī)飛翼布局存在著操縱困難，配平阻力大的缺點(diǎn)，采用高升力翼型又會產(chǎn)生較大的低頭力矩，配平升阻比損失較大。本專利采用了遠(yuǎn)距控制鴨翼設(shè)計，在飛翼機(jī)體前端安裝有縱向控制鴨翼，形成了一種鴨式飛翼布局，可以顯著提高配平升阻比，改善飛機(jī)的起降和機(jī)動性能。
[0014](2)采用高升力層流機(jī)翼設(shè)計提高升力系數(shù)
[0015]本專利的機(jī)體為修形的飛翼機(jī)身，本身具有升力特性且干擾阻力很??；由于可以利用遠(yuǎn)距控制鴨翼進(jìn)行配平，無需像飛翼一樣為保證配平采用低升力的反彎翼型，而可以采用高升力系數(shù)的層流機(jī)翼，因此可以獲得較高的升力系數(shù)并有效降低摩擦阻力；同時在翼尖安裝有翼梢小翼，可以降低誘導(dǎo)阻力，獲得較高的升阻比。
[0016](3)采用一體化可動邊條增加渦升力
[0017]本專利在機(jī)翼前緣根部，布置了一對一體化可動邊條，邊條可以在不同的飛行狀態(tài)下通過調(diào)整上反角度誘導(dǎo)出一系列的邊條渦，產(chǎn)生附加的渦升力，并控制主翼上的氣流分離，降低機(jī)翼的載荷和面積，減輕飛機(jī)的結(jié)構(gòu)重量。
[0018](4)采用分布式多控制面獲得良好控制特性
[0019]本專利在主翼的前后緣、機(jī)體后部布置了一系列的控制面，與飛機(jī)的遠(yuǎn)距控制鴨翼、一體化可動邊條相配合，共同用于飛機(jī)的飛行控制可以使飛機(jī)在各種飛行條件下都擁有最佳的配平升阻特性，并能夠以較小的配平力矩和配平偏角實(shí)現(xiàn)優(yōu)異的配平響應(yīng)。
[0020]通過本專利的方法，可以獲得具有高升力、高升阻比和良好操作性能的飛機(jī)氣動布局。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0021]附圖1為帶可動邊條的鴨式飛翼布局示意圖，其中，圖1 (a)為俯視圖，圖1 (b)為仰視圖；
[0022]附圖2為飛翼機(jī)身示意圖，其中，圖2(a)為飛翼機(jī)身前視圖，圖2 (b)為飛翼機(jī)身側(cè)視圖，圖2(c)為飛翼機(jī)身俯視圖，圖2(d)為飛翼機(jī)身底視圖。
[0023]附圖3為實(shí)施例一的鴨式飛翼高空長航時無人機(jī)，圖3(a)為實(shí)施例一的前視圖，圖3(b)為實(shí)施例一的俯視圖，圖3 (c)為實(shí)施例一的側(cè)視圖。
[0024]附圖4為實(shí)施例二的鴨式飛翼無人作戰(zhàn)飛機(jī)，圖4 Ca)為實(shí)施例二的前視圖，圖4(b)為實(shí)施例二的俯視圖，圖4 (C)為實(shí)施例二的側(cè)視圖。
[0025]各部件名稱:
[0026]1-飛翼機(jī)身，2-遠(yuǎn)距控制鴨翼，3-機(jī)翼，4- 一體化可動邊條，5-機(jī)翼前內(nèi)襟翼，
6-機(jī)翼前外襟翼，7-機(jī)翼后內(nèi)襟副翼，8-機(jī)翼后外阻力方向舵，9-翼梢小翼，10-機(jī)身俯仰控制面，11-尾噴口，12-進(jìn)氣口，13-進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)艙，14-前起落架艙，15-主起落架艙，16-內(nèi)置載荷艙。
【具體實(shí)施方式】
[0027]本專利的實(shí)施步驟如下:
[0028](I)飛翼機(jī)體修形
[0029]對傳統(tǒng)的飛翼布局進(jìn)行機(jī)體修形，見附圖2，機(jī)身部分向前延伸，保證其曲面光滑，得到修形飛翼機(jī)身[I]，將原來的小升力反彎翼型(如S5010)修改為高升力層流翼型(如NLF1015)，獲得高升力層流機(jī)翼[3]，此時有利升力系數(shù)由原來0.20-0.40提高到0.80-1.20，但低頭力矩有所增大；
[0030](2)設(shè)計安裝遠(yuǎn)距控制鴨翼
[0031]根據(jù)低頭力矩大小，選配合適的控制鴨翼大小和安裝位置，獲得遠(yuǎn)距控制鴨翼
[2]，其前緣和同側(cè)機(jī)翼前緣、后緣與同側(cè)機(jī)翼后緣均互相平行，驅(qū)動軸在橫向上連接遠(yuǎn)距控制鴨翼[2]和機(jī)身[I]，鴨翼偏轉(zhuǎn)角度-30°?+30° (后緣下偏為正)，利用液壓或電液作動器驅(qū)動；
[0032]( 3 )設(shè)計安裝一體化可動邊條
[0033]在機(jī)翼[3]內(nèi)側(cè)前緣和飛翼機(jī)身[I]相融合部分，安裝一體化可動邊條[4]，邊條
[4]的后緣與機(jī)翼[3]的前緣貼合，邊條[4]的內(nèi)側(cè)與飛翼機(jī)身[I]外緣貼合并利用轉(zhuǎn)軸與機(jī)身連接，作動器安裝在飛翼機(jī)身的外緣部位并可驅(qū)動邊條[4]做上反偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)角度O。?+15。；
[0034](4)設(shè)計分配機(jī)翼機(jī)體控制面
[0035]根據(jù)飛機(jī)起降、巡航、機(jī)動等各種飛行狀況下的增升、配平和操控要求，設(shè)計并配置機(jī)翼的控制面，包括機(jī)翼前內(nèi)襟翼[5]、機(jī)翼前外襟翼[6]、機(jī)翼后內(nèi)襟副翼[7]、機(jī)翼后外阻力方向舵[8]和機(jī)身俯仰控制面[10]，其中，機(jī)翼后外阻力方向舵為上下兩片式，當(dāng)上下兩片同向偏轉(zhuǎn)時充當(dāng)襟副翼，實(shí)現(xiàn)俯仰或滾轉(zhuǎn)控制，當(dāng)上下兩片分開偏轉(zhuǎn)時充當(dāng)阻力舵，實(shí)現(xiàn)偏航控制；機(jī)身俯仰控制面[10]主要配合遠(yuǎn)距控制鴨翼[2]進(jìn)一步增強(qiáng)縱向配平能力和機(jī)動控制能力；
[0036](5)進(jìn)行飛機(jī)-發(fā)動機(jī)匹配設(shè)計和安裝
[0037]在機(jī)身腹部兩側(cè)布置發(fā)動機(jī)，根據(jù)飛機(jī)的性能要求選用合適型號的發(fā)動機(jī)并進(jìn)行進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)艙[13]的修形優(yōu)化。
[0038]需要特別指出的是，本專利的發(fā)動機(jī)同樣可以布置在背部，采用背置式進(jìn)氣道以改善飛機(jī)的隱身性能，或者采用單發(fā)布置，具體方式需要根據(jù)飛機(jī)的具體要求確定。
[0039](6)設(shè)計優(yōu)化機(jī)體結(jié)構(gòu)、艙位和油箱
[0040]在上述機(jī)體外形基礎(chǔ)上，根據(jù)氣動力計算、試驗(yàn)、載荷分配、機(jī)體壽命等要求和條件，進(jìn)行機(jī)體結(jié)構(gòu)、艙位、油箱等的設(shè)計和優(yōu)化。[0041](7)系統(tǒng)設(shè)計和載荷布置，完成全機(jī)設(shè)計和試驗(yàn)
[0042]在上述外形、結(jié)構(gòu)、艙位、控制面布置等基礎(chǔ)上，進(jìn)行動力系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)、供電系統(tǒng)等各分系統(tǒng)的設(shè)計、優(yōu)化、綜合和設(shè)備布置，完成進(jìn)一步的全機(jī)綜合設(shè)計和試驗(yàn)。
[0043]下面通過具體的實(shí)施例并結(jié)合附圖對本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)的描述。
[0044]實(shí)施例一:
[0045]本專利的實(shí)施例一是一種高空長航時大型無人機(jī)，見附圖3。
[0046]本實(shí)施例的步驟如下:
[0047]第一步:根據(jù)作戰(zhàn)需求， 確定總體性能參數(shù)。如下:
[0048]有效載荷:1800kg巡航速度:Ma0.6-0.8
[0049]待機(jī)時間:>48h待機(jī)高度:18000m-25000m
[0050]第二步:設(shè)計優(yōu)化飛翼機(jī)體和機(jī)翼參數(shù)。
[0051]根據(jù)重量、巡航、待機(jī)等要求，確定飛機(jī)的升力系數(shù)為0.80-L 20，巡航升阻比為25，待機(jī)升阻比為30，利用重量計算公式進(jìn)一步確定起飛重量27.5t，燃油重量15.0t，利用翼載計算公式和氣動力分析和試驗(yàn)，確定機(jī)體幾何參數(shù):外露機(jī)翼面積62.56m2,機(jī)翼翼展39.62m，機(jī)體升力面面積157.15m2，機(jī)體長度23.50m，機(jī)體高度2.62m。
[0052]第三步:設(shè)計優(yōu)化鴨翼參數(shù)。
[0053]根據(jù)起降、配平和操控要求，確定鴨翼翼展9.00m，鴨翼前緣距機(jī)翼前緣13.1Om,鴨翼面積7.06m2 (外露部分)，偏轉(zhuǎn)角度-30°~+30°。
[0054]第四步:設(shè)計優(yōu)化邊條參數(shù)。
[0055]根據(jù)氣動力分析和試驗(yàn)，確定邊條翼展18.88m，邊條面積?.10m2，上反偏轉(zhuǎn)角度O。 -12。。
[0056]第五步:設(shè)計優(yōu)化控制面參數(shù)。
[0057]根據(jù)增升、配平和操控要求，確定機(jī)翼前內(nèi)襟翼、機(jī)翼前外襟翼、機(jī)翼后內(nèi)襟副翼、機(jī)翼后外阻力方向舵和機(jī)身俯仰控制面的布置位置和參數(shù)。
[0058]第六步:設(shè)計優(yōu)化機(jī)體結(jié)構(gòu)、艙位和油箱
[0059]在上述機(jī)體外形基礎(chǔ)上，根據(jù)氣動力計算、試驗(yàn)、載荷分配、機(jī)體壽命等要求和條件，進(jìn)行機(jī)體結(jié)構(gòu)、艙位、油箱等的設(shè)計和優(yōu)化。
[0060]第七步:設(shè)計優(yōu)化各分系統(tǒng)和載荷布置，完成全機(jī)綜合和試驗(yàn)
[0061]在上述外形、結(jié)構(gòu)、艙位、控制面布置等基礎(chǔ)上，進(jìn)行動力系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)、供電系統(tǒng)等各分系統(tǒng)的設(shè)計、優(yōu)化和設(shè)備布置，完成進(jìn)一步的全機(jī)綜合和試驗(yàn)。
[0062]實(shí)施例二:
[0063]本專利的實(shí)施例二是一種高機(jī)動的無人作戰(zhàn)飛機(jī)，見附圖4。
[0064]本實(shí)施例的步驟如下:
[0065]第一步:根據(jù)作戰(zhàn)需求，確定總體性能參數(shù)。如下:
[0066]有效載荷:3000kg作戰(zhàn)半徑:>1000km
[0067]巡航速度:Mal.4-2.0 巡航高度:12000m-18000m
[0068]第二步:設(shè)計優(yōu)化飛翼機(jī)體和機(jī)翼參數(shù)。
[0069]根據(jù)重量、巡航、待機(jī)等要求，確定飛機(jī)的升力系數(shù)為0.50-0.60，Ma0.8巡航升阻比為12，MaL 6巡航升阻比為9，利用重量計算公式進(jìn)一步確定起飛重量16.8t，燃油重量
6.0t，利用翼載計算公式和氣動力分析和試驗(yàn)，確定機(jī)體幾何參數(shù):外露機(jī)翼面積31.28m2,機(jī)翼翼展13.50m，機(jī)體升力面面積78.56m2，機(jī)體長度11.75m，機(jī)體高度1.31m。
[0070]第三步:設(shè)計優(yōu)化鴨翼參數(shù)。
[0071]根據(jù)起降、配平和操控要求，確定鴨翼翼展4.50m，鴨翼前緣距機(jī)翼前緣6.55m，鴨翼面積3.53m2 (外露部分)，偏轉(zhuǎn)角度-30°?+30°。
[0072]第四步:設(shè)計優(yōu)化邊條參數(shù)。
[0073]根據(jù)氣動力分析和試驗(yàn)，確定邊條翼展9.44m，邊條面積3.55m2，上反偏轉(zhuǎn)角度
O。-12。。
[0074]第五步:設(shè)計優(yōu)化控制面參數(shù)。
[0075]根據(jù)增升、配平和操控要求，確定機(jī)翼前內(nèi)襟翼、機(jī)翼前外襟翼、機(jī)翼后內(nèi)襟副翼、機(jī)翼后外阻力方向舵和機(jī)身俯仰控制面的布置位置和參數(shù)。
[0076]第六步:設(shè)計優(yōu)化機(jī)體結(jié)構(gòu)、艙位和油箱
[0077]在上述機(jī)體外形基礎(chǔ)上，根據(jù)氣動力計算、試驗(yàn)、載荷分配、機(jī)體壽命等要求和條件，進(jìn)行機(jī)體結(jié)構(gòu)、艙位、油箱等的設(shè)計和優(yōu)化。
[0078]第七步:設(shè)計優(yōu)化各分系統(tǒng)和載荷布置，完成全機(jī)綜合和試驗(yàn)
[0079]在上述外形、結(jié)構(gòu)、艙位、控制面布置等基礎(chǔ)上，進(jìn)行動力系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)、供電系統(tǒng)等各分系統(tǒng)的設(shè)計、優(yōu)化和設(shè)備布置，完成進(jìn)一步的全機(jī)綜合和試驗(yàn)。
【權(quán)利要求】
1.帶可動邊條的鴨式飛翼布局飛機(jī)，其特征是，本飛機(jī)包括飛翼機(jī)身、遠(yuǎn)距控制鴨翼、機(jī)翼、一體化可動邊條、機(jī)翼前內(nèi)襟翼、機(jī)翼前外襟翼、機(jī)翼后內(nèi)襟副翼、機(jī)翼后外阻力方向舵、翼梢小翼、機(jī)身俯仰控制面、尾噴口、進(jìn)氣口、進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)艙、前起落架艙、主起落架艙、內(nèi)置載荷艙，其中，遠(yuǎn)距控制鴨翼安裝在飛翼機(jī)身的前端，機(jī)翼安裝在飛翼機(jī)身的后端，一體化可動邊條位于飛翼機(jī)身與機(jī)翼內(nèi)側(cè)前緣相融合的部位，通過轉(zhuǎn)軸與飛翼機(jī)身連接，并利用安裝與飛翼機(jī)身側(cè)緣部位的作動器驅(qū)動；左/右機(jī)翼的前緣布置有機(jī)翼前內(nèi)襟翼和機(jī)翼后內(nèi)襟翼兩塊控制面，后緣布直有機(jī)翼后內(nèi)襟副翼和機(jī)翼后外阻力方向航兩塊控制面，機(jī)翼翼尖安裝有翼梢小翼；機(jī)身的后部布置有兩個并列的尾噴口，尾噴口兩側(cè)布置有機(jī)身俯仰控制面，機(jī)身的腹部布置有兩側(cè)式的進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)艙；飛機(jī)采用前三點(diǎn)式起落架，前起落架艙布置在機(jī)身腹部中線的前端，左右主起落架艙布置在進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)艙的外側(cè)；飛機(jī)采用內(nèi)置載荷艙，串列布置在機(jī)身腹部中線。
【文檔編號】B64D33/04GK203666966SQ201320212543
【公開日】2014年6月25日 申請日期:2013年4月24日 優(yōu)先權(quán)日:2013年4月24日
【發(fā)明者】李軍, 代京, 趙鎖珠, 王偉, 謝錦睿, 蒲鴿 申請人:成都飛機(jī)設(shè)計研究所