專利名稱：一種飛行器氣動(dòng)布局的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛行器的氣動(dòng)布局，該飛行器的氣動(dòng)布局可適用于飛機(jī)和地效飛行器。
背景技術(shù)：
雙翼機(jī)，前掠翼，三角翼，翼身融合飛翼，前掠翼彎扭發(fā)散，地效應(yīng)飛行性能。前掠翼擁有氣動(dòng)結(jié)構(gòu)布局、亞音速內(nèi)飛行高機(jī)動(dòng)性能、短距起降、低速飛行高可控 性能四大優(yōu)勢(shì)。前掠翼存在結(jié)構(gòu)方面的嚴(yán)重問題。前掠翼在超聲速時(shí)產(chǎn)生彎曲變形會(huì)使外 翼迎角增大，從而使外翼的升力增大，進(jìn)一步導(dǎo)致機(jī)翼彎曲變形。在足夠大的速度下，這種 現(xiàn)象會(huì)形成惡性循環(huán)，直至機(jī)翼彎曲折斷，被稱為彎扭發(fā)散。為應(yīng)對(duì)這一問題，需要增加機(jī) 翼結(jié)構(gòu)重量以增加抗彎曲能力，但這樣就會(huì)抵消前掠翼帶來的好處。因此，前掠翼一直以來 未被廣泛采用。20世紀(jì)70年代后，人們開始利用復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的彎扭變形耦合效應(yīng)克服彎 扭發(fā)散問題。新材料和技術(shù)的應(yīng)用使得前掠翼飛機(jī)又重新引起重視。1984年12月14日， 美國(guó)X-29前掠翼驗(yàn)證機(jī)首次升空。1997年9月25日，俄羅斯的蘇_37前掠翼戰(zhàn)斗機(jī)試飛。 標(biāo)志著前掠翼飛機(jī)步入了新的發(fā)展階段。但當(dāng)達(dá)到彎扭變形時(shí)倆翼面變形角度不可能一 樣，即倆邊升力不一樣于是橫向平衡能力差。三角翼機(jī)翼重量輕、剛度好，有利于收置起落架，安放燃油和其他設(shè)備。三角翼超 聲速阻力小，從亞聲速過渡到超聲速時(shí)機(jī)翼壓力中心向后移動(dòng)量小，這對(duì)于舵面平衡能力 比較差的飛機(jī)尤為重要，所以無尾飛機(jī)和鴨式飛機(jī)基本上都采用三角翼。超聲速飛機(jī)也常 用三角翼的形式，但由于超聲速三角翼飛機(jī)展弦比較小，亞聲速飛行時(shí)的升阻比低，故亞聲 速巡航特性不好。小展弦比的三角翼只有在大迎角下有足夠升力系數(shù)，因飛機(jī)著陸前迎角 不能很大，故其著陸性能較差。由于飛機(jī)、戰(zhàn)斗機(jī)因氣動(dòng)阻力、結(jié)構(gòu)重量等因素使用單一主機(jī)翼的結(jié)構(gòu)，而不能完 美兼顧低速和超聲速性能。雖有采用變后掠翼技術(shù)，但是以改變整個(gè)主機(jī)翼的氣動(dòng)布局和 形態(tài)來實(shí)現(xiàn)，會(huì)對(duì)機(jī)翼的結(jié)構(gòu)、使用材料、設(shè)計(jì)、制造上造成困難，也降低穩(wěn)定性。靠改變前 掠翼的材料、結(jié)構(gòu)，只能推遲彎扭發(fā)散的發(fā)生速度，并沒有太大的跨越；而增加整個(gè)機(jī)翼的 結(jié)構(gòu)重量，以增加抗彎曲能力，也會(huì)增加機(jī)體重量，而抵消前掠翼升力較大的優(yōu)點(diǎn)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明是一種新型飛行器的氣動(dòng)布局。兼具高低速飛行和一定的地效應(yīng)飛行，以 提高機(jī)動(dòng)性，改善飛行器的任務(wù)適應(yīng)能力。本發(fā)明的技術(shù)方案為該飛行器采用縱向一體化前后雙下翼加邊緣銳化翼身融合 飛翼(內(nèi)翼段)、小展弦比機(jī)翼(外翼段)、無尾翼、無垂尾布局。將該飛行器分為前部前掠 翼邊緣銳化翼身融合體加外翼段和后部三角翼邊緣銳化翼身融合體加外翼段兩大部分。其 組成方式是以前部左右前掠翼加后部左右三角翼串連在同一水平面，左右前掠翼和左右三 角翼翼根并列相連并串聯(lián)一起。前掠翼和三角翼的前緣和后緣分別交接在一起。前掠翼的前緣交接于機(jī)頭處，后緣與三角翼前緣內(nèi)翼段結(jié)合在一起，三角翼的后緣交接于機(jī)尾。前后機(jī)翼翼展同樣寬。前掠翼和三角翼又分為外翼段和內(nèi)翼段。外翼段為機(jī)翼，均采用切角三 角形翼面，前部外翼段因前掠翼前掠，后部外翼段因三角翼后掠。前掠翼的外翼段可變動(dòng)前 掠角，三角翼外翼段為固定式。前掠翼特征為左右前掠翼由線段1分為外翼段和內(nèi)翼段，使前緣分為內(nèi)段和外 段，內(nèi)段前掠35度以上，外段最初與內(nèi)段前掠度數(shù)一樣，但隨外翼段前掠而改變前掠度數(shù) (35° -0° )。后緣后掠40度。其左右前掠翼的翼根連接處在本飛行器的縱向中軸線上。 一般前掠翼的梢弦在根弦的前面，但本前掠翼前緣前掠，后緣后掠并且又在三角翼前緣內(nèi) 段內(nèi)，后緣長(zhǎng)度比前緣短；使翼梢弦從后掠的后緣末端向其前緣末端前掠，形成根弦在梢弦 中間。此時(shí)翼梢在前緣末端向后切尖，形成一個(gè)從前緣末端向后掠的翼尖。左右前掠翼俯 視平面為一蝴蝶翅膀形狀。三角翼特征為左右三角翼由線段2分為外翼段和內(nèi)翼段，使前緣和后緣也分為 內(nèi)外前緣和內(nèi)外后緣。前緣內(nèi)段后掠40度(前掠翼后緣)，外段后掠45度，后緣內(nèi)外段平 直連接一起。其左右翼根連接在一起并與前掠翼翼根串聯(lián)一起，形成本飛行器的縱向中軸 線。其翼梢向后緣垂直切角。內(nèi)翼段即邊緣銳化翼身融合飛翼特征為前部前掠翼和后部三角翼由線段1和2 分為內(nèi)翼段和外翼段，邊緣銳化翼身融合飛翼就是由內(nèi)翼段為平面基礎(chǔ)而形成。由于內(nèi)翼 段在本飛行器的基礎(chǔ)整體翼面積中所占的面積比外翼段的要大，使由內(nèi)翼段形成的邊緣銳 化翼身融合飛翼橫向面積很寬，為了減小氣動(dòng)阻力、與外翼段的平滑曲面過渡、機(jī)身加機(jī)翼 的作用，需減小機(jī)身厚度使其邊緣厚度很薄向刀口一樣尖銳，故稱其為邊緣銳化翼身融合
Sr O組成方式為前部前掠翼內(nèi)翼段的邊緣銳化翼身融合體加后部三角翼內(nèi)翼段的邊 緣銳化翼身融合體組合成飛翼。采用下機(jī)翼和前部前掠翼加后部三角翼兩者串連在同一水 平面和中軸線上。使前后內(nèi)翼段連成一體并形成一個(gè)平面，邊緣銳化翼身融合飛翼就以內(nèi) 翼段為平面基礎(chǔ)在其上部形成。因前掠翼內(nèi)段前緣前掠并交接一起使機(jī)頭呈V字形，線段 3與左右前掠翼前緣交接點(diǎn)11，以中軸線方向后上方傾斜到達(dá)前掠翼后緣交接點(diǎn)和三角翼 內(nèi)段前緣交接點(diǎn)的交接處的垂直上方即本飛行器的最高處，即交接點(diǎn)13。線段4也從左右 前掠翼前緣內(nèi)外段和線段1的交接點(diǎn)12，向飛行器的最高處交接點(diǎn)13連接。于是在邊緣銳 化翼身融合飛翼前部從機(jī)頭沿中軸線向其后緣交接點(diǎn)13之間的翼面形成內(nèi)凹并向后上方 后掠的V字形翼面。線段6從交接點(diǎn)13按前掠翼的后緣(三角翼的前緣內(nèi)段)方向，垂直 向下與交接點(diǎn)14連接，交接點(diǎn)14為前掠翼后緣、內(nèi)段翼梢與三角翼前緣內(nèi)外段、線段2的 交接點(diǎn)。線段7沿縱向中軸線向線段8傾斜，在三角翼邊緣銳化翼身融合體頂部形成向線 段8傾斜的平面，線段2和線段6內(nèi)的翼面也向線段7傾斜，形成線段9和線段10。線段 8,9,10內(nèi)為尾噴口。整個(gè)邊緣銳化翼身融合飛翼橫切面基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)為鈍角三角形，即邊緣為 銳角。前部由于形成內(nèi)凹V字形翼面，其橫切面由一鈍角大三角形分為左右鈍角小三角形。 后部由于線段6、7、8形成一向后下方尾噴口傾斜的平面，使橫切面由鈍角三角形去掉上部 鈍角變?yōu)樘菪谓Y(jié)構(gòu)并逐漸向尾噴口縮小。外翼段即機(jī)翼特征為則是內(nèi)翼段即邊緣銳化翼身融合飛翼翼面的延伸，并與邊 緣銳化翼身融合飛翼平滑曲面連接，形成完整的前掠翼和三角翼。
本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)是前部前掠翼加后部三角翼的組合使其內(nèi)翼段形成的邊緣銳化翼身融合飛翼擁良好的連接性、更堅(jiān)固的結(jié)構(gòu)、更大的內(nèi)部使用空間、更小的氣動(dòng)阻力形態(tài)和 氣動(dòng)性能，具有前掠翼和三角翼彼此氣動(dòng)性能優(yōu)缺點(diǎn)互補(bǔ)并加以提高。兼具高低速飛行和 一定的地效應(yīng)飛行性能，以提高機(jī)動(dòng)性，改善飛行器的任務(wù)適應(yīng)能力。前掠翼不作為飛行器 的單一主機(jī)翼而是與另一主機(jī)翼(三角翼)組合并配合使用，能使其在氣動(dòng)作用、氣動(dòng)性 能、氣動(dòng)形態(tài)、氣動(dòng)結(jié)構(gòu)、使用材料、生產(chǎn)與使用上簡(jiǎn)單化并解決前掠翼引起的彎扭發(fā)散技 術(shù)方案。


圖1為普通狀態(tài)的俯視圖。圖2為普通狀態(tài)的仰視圖。圖3為前掠翼前掠狀態(tài)的俯視圖。圖4為前掠翼前掠狀態(tài)的仰視圖。圖5為前視圖。圖6為后視圖。圖7為側(cè)視圖。
具體實(shí)施例方式一種新型的飛行器氣動(dòng)布局，由前部的左右兩個(gè)前掠翼1和后部的左右三角翼2 為基礎(chǔ)，形成機(jī)翼加邊緣銳化翼身融合飛翼布局。前部的兩個(gè)前掠翼的前緣交接一起形成 V字形機(jī)頭，后緣與后部三角翼的前緣內(nèi)段相連；三角翼的前緣和后緣也分別交接在一起。 前掠翼和三角翼又分為外翼段和內(nèi)翼段，外翼段為機(jī)翼，內(nèi)翼段則以自身為平面基礎(chǔ)在其 上部形成邊緣銳化翼身融合飛翼。前掠翼的外翼段為可變前掠前掠翼，并與三角翼外翼段 一樣下反0-2度。該飛行器由機(jī)翼加邊緣銳化翼身融合飛翼組成的整體翼面積中，機(jī)翼所 占的面積比邊緣銳化翼身融合飛翼所占的面積要小。前掠翼外翼段的作用主要起與其內(nèi)翼段形成完整的前掠翼并輔助邊緣銳化翼身 融合飛翼以提供低速和地效應(yīng)飛行氣動(dòng)性能、推遲和消除整個(gè)前掠翼大馬赫數(shù)飛行時(shí)發(fā)生 彎扭發(fā)散難題、減小飛行器高速時(shí)氣動(dòng)阻力。為可變前掠外翼段，在飛行器速度逐漸提高的 同時(shí)逐漸向前前掠以達(dá)到逐漸推遲并解決前掠翼高速時(shí)發(fā)生彎扭發(fā)散。當(dāng)在與前部邊緣銳 化翼身融合飛翼形成全部前掠翼時(shí)，共同產(chǎn)生低速和地效應(yīng)飛行氣動(dòng)性能。當(dāng)前掠到左右 外翼段的前緣并列相連一起，即外翼段前掠到機(jī)頭前方下面，通過改變其外翼段氣動(dòng)形態(tài) 即前掠角度，以外翼段小面積翼面的改變使整個(gè)前掠翼由前掠變?yōu)楹舐?，用小范圍的改?解決整個(gè)前掠翼引起的彎扭發(fā)散難題，并與邊緣銳化翼身融合飛翼共同形成俯視平面為三 角形氣動(dòng)形態(tài)減小飛行器高速飛行的氣動(dòng)阻力和增加高速氣動(dòng)性能。三角翼外翼段的作用與其內(nèi)翼段形成完整的三角翼并與邊緣銳化翼身融合飛翼 共同起飛行器的穩(wěn)定性能、各種機(jī)動(dòng)性能、高速氣動(dòng)性能、平尾作用和與前掠翼外翼段共同 起到機(jī)翼作用。邊緣銳化翼身融合飛翼的作用使前掠翼邊緣銳化翼身融合體和三角翼邊緣銳化 翼身融合體更好的融為一體。邊緣銳化翼身融合飛翼在機(jī)腹形成一個(gè)平面，使橫切面為鈍角三角形結(jié)構(gòu)更堅(jiān)固、降低氣動(dòng)阻力、氣動(dòng)性能更好、內(nèi)容積更大。該前掠翼邊緣銳化翼身 融合體比外翼段的機(jī)翼面積大，降低了外翼段的翼展長(zhǎng)度以推遲外翼段發(fā)生彎扭發(fā)散臨界 速度。由V字形機(jī)頭形成的左右鈍角小三角形結(jié)構(gòu)，有足夠的空間和更好的結(jié)構(gòu)來降低外 翼段產(chǎn)生彎曲變形和安裝外翼段前掠的轉(zhuǎn)動(dòng)裝置。后部三角翼邊緣銳化翼身融合體為發(fā)動(dòng) 機(jī)艙，橫切面由鈍角三角形切去上部鈍角變?yōu)樘菪?，下部寬并逐漸向上縮小，使左右兩邊翼 面向內(nèi)傾斜并擁有一定高度，形成左右翼面內(nèi)傾類似尾垂的翼面，并與外翼段一起用來安 裝各種活動(dòng)翼面，以提供飛行器穩(wěn)定性和機(jī)動(dòng)性。前方的前掠翼邊緣銳化翼身融合體加外翼段和后方的三角翼邊緣銳化翼身融合 體加外翼段在同一平面上并且融為一體，因前后都是主翼，在低速時(shí)前掠翼比三角翼升力 高，可以提高三角翼的升力，加上三角翼阻力小，從亞聲速過渡到超聲速時(shí)機(jī)翼壓力中心向 后移動(dòng)量小，因此前后翼負(fù)重比為4 3。此前掠翼主要起到增加各部分性能即提供低速飛 行的氣動(dòng)性能、低速機(jī)動(dòng)性能、載重量、外翼段起到改變升力的大小、減小超聲速時(shí)的阻力、 增加低速性能、高負(fù)載能力的作用。三角翼主要起到提供飛行的氣動(dòng)性能、超聲速性能、機(jī) 動(dòng)控制性 能、舵面平衡能力、一定的負(fù)載能力的作用。前置前掠翼在亞音速飛行擁有升力 大，具有非常好的氣動(dòng)性能，從而大大提高其在仰角狀態(tài)下的機(jī)動(dòng)性，低速操縱性能好，縮 短起飛著陸滑跑距離，以補(bǔ)償三角翼在亞聲速巡航特性不好和著陸性能較差的缺點(diǎn)。加上 后置三角翼機(jī)翼重量輕、剛度好，有利于安放設(shè)備，阻力小，從亞聲速過渡到超聲速時(shí)機(jī)翼 壓力中心向后移動(dòng)量小，舵面平衡能力好，故機(jī)動(dòng)性能成倍提高。以達(dá)到前置前掠翼和后置 三角翼之間各自缺點(diǎn)的補(bǔ)償。飛行器在起飛、著陸、低速和地效應(yīng)飛行時(shí)。前部前掠翼的外翼段前掠度數(shù)為35-0 度之間，此時(shí)外翼段和邊緣銳化翼身融合飛翼形成完整前掠翼，起到體現(xiàn)其前掠翼低速氣 動(dòng)性能以提高三角翼低速氣動(dòng)性能的不足。此時(shí)三角翼共同提供氣動(dòng)性能和氣動(dòng)控制作 用。前掠翼和三角翼組合使用可提供高升力并提高三角翼在低速時(shí)的各種性能。當(dāng)飛行器進(jìn)入超聲速時(shí)，前部前掠翼的外翼段前掠到機(jī)頭前面(前掠度數(shù)為0 度)，前掠翼外翼段在機(jī)頭變?yōu)槿且砼c邊緣銳化翼身融合飛翼融合在一起。此時(shí)前掠翼 主要為俯視平面為三角形形態(tài)邊緣銳化翼身融合飛翼，以減小氣動(dòng)阻力和共同提供氣動(dòng)性 能，三角翼則變?yōu)橹饕砥鸬襟w現(xiàn)其高速氣動(dòng)性能和氣動(dòng)控制作用。前掠翼氣動(dòng)形態(tài)和氣動(dòng) 布局的改變降低了氣動(dòng)阻力，并解決了高速時(shí)形成彎扭發(fā)散問題。該布局提高了該飛行器 的高速性能，類似于導(dǎo)彈的氣動(dòng)布局。飛行器在地效應(yīng)飛行時(shí)，前部外翼段和邊緣銳化翼身 融合飛翼形成完整前掠翼使迎面氣流流向翼根形成向下的下洗流，通過外翼段改變前掠角 度，起到控制下洗流大小作用；在流經(jīng)三角翼時(shí)增加其低速氣動(dòng)性能并整流后排出。此時(shí)根 據(jù)伯努定律，前后氣流流速慢，中間氣流流速快，使翼面融合體直接產(chǎn)生升力和地面效應(yīng)。
權(quán)利要求
一種飛行器氣動(dòng)布局，包含有前掠翼和三角翼，其特征在于該飛行器分為前部前掠翼邊緣銳化翼身融合體加外翼段和后部三角翼邊緣銳化翼身融合體加外翼段兩大部分，其組成方式是以前部左右前掠翼加后部左右三角翼串連在同一水平面，左右前掠翼和左右三角翼翼根并列相連并串聯(lián)一起，前掠翼和三角翼的前緣和后緣分別交接在一起，前掠翼的前緣交接于機(jī)頭處，后緣與三角翼前緣內(nèi)翼段結(jié)合在一起，三角翼的后緣交接于機(jī)尾，前后機(jī)翼翼展同樣寬。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛行器氣動(dòng)布局，其特征在于前掠翼和三角翼又分為 外翼段和內(nèi)翼段，前掠翼的外翼段可變動(dòng)前掠角，三角翼外翼段為固定式。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種飛行器氣動(dòng)布局。該飛行器分為前部前掠翼邊緣銳化翼身融合體加外翼段和后部三角翼邊緣銳化翼身融合體加外翼段兩大部分。其組成方式是以前部左右前掠翼加后部左右三角翼串連在同一水平面，左右前掠翼和左右三角翼翼根并列相連并串聯(lián)一起。前掠翼和三角翼的前緣和后緣分別交接在一起。前掠翼的前緣交接于機(jī)頭處，后緣與三角翼前緣內(nèi)翼段結(jié)合在一起，三角翼的后緣交接于機(jī)尾。前掠翼與三角翼相連，在結(jié)構(gòu)上更堅(jiān)固。同時(shí)具有前掠翼和三角翼飛機(jī)的優(yōu)點(diǎn)，又彼此缺點(diǎn)互補(bǔ)，具有更好的性能。
文檔編號(hào)B64C23/00GK101830280SQ20101016368
公開日2010年9月15日 申請(qǐng)日期2010年5月6日 優(yōu)先權(quán)日2010年5月6日
發(fā)明者張偉 申請(qǐng)人:張偉