本發(fā)明屬于飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)領(lǐng)域，具體涉及一種采用雙機(jī)身高后翼三翼面的高空長(zhǎng)航時(shí)飛行器氣動(dòng)布局。

背景技術(shù)：

高空長(zhǎng)航時(shí)飛行器一般用于執(zhí)行戰(zhàn)略/戰(zhàn)役偵查任務(wù)，具備持久的情報(bào)收集和偵查監(jiān)視能力，并可用作無人作戰(zhàn)平臺(tái)，因而成為當(dāng)今各國(guó)武器裝備發(fā)展的重點(diǎn)。為了在戰(zhàn)略偵察和情報(bào)收集方面更好的發(fā)揮高空長(zhǎng)航時(shí)飛行器的平臺(tái)優(yōu)勢(shì)，此類飛行器的飛行高度不斷提升、飛行時(shí)間也越來越長(zhǎng)，這就要求此類飛行器具有攜帶大載荷實(shí)現(xiàn)高空高速、持久飛行的能力，因此在飛行器設(shè)計(jì)方面提出了高升力、高升阻比的要求。

由于高空飛行空氣稀薄,飛行動(dòng)壓小,巡航使用升力系數(shù)必然大,才能提供高升力。高升力會(huì)帶來高的誘導(dǎo)阻力，對(duì)于亞聲速常規(guī)布局的固定翼飛行器而言，通常會(huì)采用增大機(jī)翼展弦比的辦法來提高升阻比。同時(shí)，為了保證機(jī)翼面積，不得不采用更大的機(jī)翼展長(zhǎng)。

然而，由于采用超大展弦比、大展長(zhǎng)機(jī)翼，機(jī)翼的展長(zhǎng)比機(jī)翼的厚度和弦長(zhǎng)要大得多，因而可能會(huì)存在結(jié)構(gòu)剛度不足的問題。在飛行過程中，機(jī)翼會(huì)在空氣動(dòng)力作用下產(chǎn)生彈性變形。這種彈性變形反過來又使空氣動(dòng)力隨之改變，從而又導(dǎo)致進(jìn)一步的彈性變形，這樣就構(gòu)成了一種結(jié)構(gòu)變形與空氣動(dòng)力交互作用的所謂氣動(dòng)彈性現(xiàn)象。氣動(dòng)彈性對(duì)飛行器的操縱性和穩(wěn)定性會(huì)產(chǎn)生顯著影響，嚴(yán)重時(shí)會(huì)使結(jié)構(gòu)破壞或造成飛行事故。因?yàn)榻鉀Q這一問題，若直接采用加強(qiáng)機(jī)翼剛度的方式，則會(huì)使機(jī)翼的結(jié)構(gòu)重量大大增加，降低整個(gè)飛行器的有效載荷和結(jié)構(gòu)效率。

為滿足高空長(zhǎng)航時(shí)飛行器具有足夠升力的要求，出現(xiàn)了一種串列翼氣動(dòng)布局。該布局包含前后兩個(gè)機(jī)翼，后翼會(huì)對(duì)前翼產(chǎn)生有利干擾，然而前翼會(huì)對(duì)后翼產(chǎn)生不利干擾。為了將串列翼布局應(yīng)用于高空長(zhǎng)航時(shí)飛行器氣動(dòng)布局，需要深入研究其構(gòu)型參數(shù)對(duì)氣動(dòng)特性的影響，以充分利用后翼對(duì)前翼的有利干擾，降低前翼對(duì)后翼的不利干擾，使得整機(jī)升阻比達(dá)到甚至超過單翼面布局，從而得到一種可選的氣動(dòng)布局方案。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

針對(duì)上述問題，本發(fā)明從氣動(dòng)設(shè)計(jì)角度出發(fā)，在前期對(duì)前后翼氣動(dòng)干擾深入研究的基礎(chǔ)上，提出了一種采用雙機(jī)身高后翼三翼面的高空長(zhǎng)航時(shí)飛行器氣動(dòng)布局，使飛行器結(jié)構(gòu)性能和氣動(dòng)性能俱佳。

本發(fā)明采用雙機(jī)身高后翼三翼面的高空長(zhǎng)航時(shí)飛行器氣動(dòng)布局，采用雙機(jī)身、前機(jī)翼和后機(jī)翼、雙支撐尾翼、水平尾翼與渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。

所述前機(jī)翼與后機(jī)翼具有上下反角差，有效改善前機(jī)翼翼尖渦對(duì)后機(jī)翼氣動(dòng)性能的不利誘導(dǎo)效應(yīng)。后機(jī)翼由雙支撐尾翼支撐上置，有利于提升雙翼面布局整體的氣動(dòng)性能。

所述后機(jī)翼采用較大展長(zhǎng)能夠減弱前翼對(duì)后機(jī)翼不利的下洗誘導(dǎo)效應(yīng)。同時(shí)采用不等展長(zhǎng)前后機(jī)翼布置；前機(jī)翼展長(zhǎng)較短，后機(jī)翼展長(zhǎng)較長(zhǎng)，以提高后機(jī)翼氣動(dòng)特性。

所述水平尾翼與發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在雙機(jī)身后緣，利用水平尾翼對(duì)后機(jī)翼的有利干擾進(jìn)一步提高后機(jī)翼氣動(dòng)特性。

本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于：

1、本發(fā)明高空長(zhǎng)航時(shí)飛行器氣動(dòng)布局，在保證相對(duì)機(jī)翼面積的前提下，可使用較小展長(zhǎng)，有助于增加有效載荷，增加飛行高度，提高生存能力；

2、本發(fā)明高空長(zhǎng)航時(shí)飛行器氣動(dòng)布局，利用后機(jī)翼對(duì)前機(jī)翼的有利干擾和水平尾翼對(duì)后翼的有利干擾，提高前后翼的氣動(dòng)特性，使得飛行器的升阻比達(dá)到甚至超過常規(guī)單翼面布局；

3、本發(fā)明高空長(zhǎng)航時(shí)飛行器氣動(dòng)布局，通過后機(jī)翼上置、前后機(jī)翼上下反角差和后機(jī)翼采用更大展長(zhǎng)降低前機(jī)翼對(duì)后機(jī)翼的不利干擾效應(yīng)，有利于改善雙翼面布局的整體氣動(dòng)特性；

4、本發(fā)明高空長(zhǎng)航時(shí)飛行器氣動(dòng)布局，后機(jī)翼、v型尾翼、機(jī)身以及平尾構(gòu)成了封閉結(jié)構(gòu)，增強(qiáng)了后機(jī)翼和“v”尾的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度，提高了結(jié)構(gòu)效率；

5、本發(fā)明高空長(zhǎng)航時(shí)飛行器氣動(dòng)布局，對(duì)v型尾翼、平尾等氣動(dòng)面進(jìn)行綜合設(shè)計(jì)，采取合理的氣動(dòng)面配合方式，在全機(jī)氣動(dòng)焦點(diǎn)大范圍移動(dòng)情況下，能維持飛行器的飛行穩(wěn)定性和操縱性；

6、本發(fā)明高空長(zhǎng)航時(shí)飛行器氣動(dòng)布局，采用了雙機(jī)身布局，可將機(jī)翼分為三段進(jìn)行安裝，增強(qiáng)了機(jī)翼強(qiáng)度，減輕了結(jié)構(gòu)重量，增加了有效載荷。

附圖說明

圖1為本發(fā)明飛行器氣動(dòng)布局整體結(jié)構(gòu)俯視圖；

圖2為本發(fā)明飛行器氣動(dòng)布局整體結(jié)構(gòu)立體圖；

圖3為本發(fā)明飛行器氣動(dòng)布局整體結(jié)構(gòu)正視圖。

圖中：

1-機(jī)身2-前機(jī)翼3-后機(jī)翼

4-v型支撐尾翼5-水平尾翼6-渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)

101-左機(jī)身102-右機(jī)身201-前機(jī)翼左段

202-前機(jī)翼中段203-前機(jī)翼右段301-后機(jī)翼左段

302-后機(jī)翼中段303-后機(jī)翼右段401-左支撐尾翼

402-右支撐尾翼

具體實(shí)施方式

以下將結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步描述。

本發(fā)明飛行器氣動(dòng)布局中，飛行器采用圓柱形截面雙機(jī)身1、較大展弦比的前機(jī)翼2和后機(jī)翼3、v型支撐尾翼4、水平尾翼5與渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)6，如圖1所示。

如圖2、圖3所示，所述圓柱形截面雙機(jī)身1軸線平行，包括左右對(duì)稱的左機(jī)身101與右機(jī)身102；兩機(jī)身1之間的距離根據(jù)前機(jī)翼的展長(zhǎng)而定，位于前機(jī)翼展長(zhǎng)的四等分點(diǎn)到三等分點(diǎn)之間，優(yōu)選為靠近三等分點(diǎn)位置。前機(jī)翼2與后機(jī)翼3的展弦比大于7，視具體情況而定，展弦比越大越好。

安裝于雙機(jī)身1前部半段，由前機(jī)翼左端201、前機(jī)翼中段202以及前機(jī)翼右段203構(gòu)成。其中，前機(jī)翼中段202為平直翼，安裝于左機(jī)身101與右機(jī)身102之間，前機(jī)翼左段201與前機(jī)翼右段202分別對(duì)稱安裝于左機(jī)身101與右機(jī)身102外側(cè)，末端分別與左機(jī)身101和右機(jī)身102外側(cè)壁相連；同時(shí)使前機(jī)翼左段201與前機(jī)翼右段202具有一定下反角，本實(shí)施例中下反角選取為2°～7°。上述前機(jī)翼2后緣布置襟翼和副翼，用以增加飛行器飛行中的升力以及控制飛行器飛行中的滾轉(zhuǎn)。

所述v型支撐尾翼4包括左支撐尾翼401與右支撐尾翼402；其中左支撐尾翼401與右支撐尾翼402底端分別固定安裝于左機(jī)身101與右機(jī)身102后部，左右對(duì)稱；左支撐尾翼401與右支撐尾翼402均具有向外側(cè)傾斜45°的上反角，使左支撐尾翼401與右支撐尾翼402間形成v型結(jié)構(gòu)。上述v型支撐尾翼4具有安定面和布置于后緣的氣動(dòng)舵面，安定面用以保證飛行器航向穩(wěn)定性；舵面用以控制飛行器偏航。

所述后機(jī)翼3展長(zhǎng)大于前機(jī)翼2，后機(jī)翼3與前機(jī)翼2沿機(jī)身1軸向距離不小于三倍前機(jī)翼2的弦長(zhǎng)。后機(jī)翼3由上述v型支撐尾翼4支撐，安裝于尾翼4梢部。后機(jī)翼3具有后機(jī)翼左段301、后機(jī)翼中段302與后機(jī)翼右段303。其中，后機(jī)翼中段302為平直翼位于左支撐尾翼401與右支撐尾翼402之間，后機(jī)翼左段301與后機(jī)翼右段303分別位于左支撐尾翼401與右支撐尾翼402外側(cè)，并具有一定上反角。本實(shí)施例中上反角選取為2°～10°。上述后機(jī)翼3后緣同樣可布置襟翼和副翼。

所述水平尾翼5平直設(shè)置于左機(jī)身101與右機(jī)身102之間，兩端分別與左機(jī)身101與右機(jī)身102后緣相接。水平尾翼5同樣具有安定面和布置于后緣的升降舵，安定面用以保證飛行器俯仰穩(wěn)定性，升降舵用以控制飛行器俯仰。

所述渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)6為兩個(gè)，分別位于后機(jī)翼3后方，安裝于左機(jī)身101與右機(jī)身102尾部上方位置。

綜上，本發(fā)明是一種后機(jī)翼3采用上置、大展長(zhǎng)、與前機(jī)翼2間具有上下反角差的飛行器氣動(dòng)布局。后機(jī)翼3上置有利于提升雙翼面布局整體的氣動(dòng)性能；后機(jī)翼3對(duì)前機(jī)翼2存在有利干擾而前機(jī)翼2對(duì)后機(jī)翼3存在誘導(dǎo)下洗效應(yīng)；前機(jī)翼2翼尖渦對(duì)后機(jī)翼3氣動(dòng)性能存在一定的不利誘導(dǎo)效應(yīng)；前后機(jī)翼上下反角差能有效改善前機(jī)翼翼尖渦對(duì)后機(jī)翼氣動(dòng)性能的不利誘導(dǎo)效應(yīng)；后機(jī)翼采用較大展長(zhǎng)能夠減弱前翼對(duì)后機(jī)翼不利的下洗誘導(dǎo)效應(yīng)。

因此，本發(fā)明飛行器氣動(dòng)布局采用不等展長(zhǎng)前后機(jī)翼3布置；前機(jī)翼2展長(zhǎng)較短，后機(jī)翼3展長(zhǎng)較長(zhǎng)，以提高后機(jī)翼3氣動(dòng)特性；利用v型支撐尾翼4的布置方式，增強(qiáng)上置較大展長(zhǎng)后機(jī)翼3的結(jié)構(gòu)剛度；雙機(jī)身1后緣安置水平尾翼5，利用水平尾翼5對(duì)后機(jī)翼3的有利干擾進(jìn)一步提高后機(jī)翼3氣動(dòng)特性。