本公開一般涉及航空飛行器技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種無人機(jī)，尤其涉及一種翼身融合飛機(jī)。

背景技術(shù)：

20世紀(jì)60年代，飛機(jī)設(shè)計(jì)師們開始提出翼身融合體的概念。飛機(jī)設(shè)計(jì)的特色是沒有明顯的機(jī)身和機(jī)翼連接線。機(jī)身跟機(jī)翼一樣都采用翼型設(shè)計(jì)，同樣可以產(chǎn)生升力。翼身融合設(shè)計(jì)增加了機(jī)體空間，飛機(jī)可以獲取更好的氣動性能，減少了飛行阻力，多數(shù)第三代超音速戰(zhàn)斗機(jī)如F-15、F-16、“幻影”2000、米格-29、蘇-27等都采用翼身融合布局，美國未來翼身融合概念飛機(jī)X-48B是翼身融合布局在客機(jī)方面的嘗試應(yīng)用。

現(xiàn)有的翼身融合飛機(jī)的布局，導(dǎo)致載重不夠大；并且飛行阻力大、升力小，使得飛行半徑小，續(xù)航時(shí)間短。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

鑒于現(xiàn)有技術(shù)中的上述缺陷或不足，期望提供一種氣動性能好、承載能力強(qiáng)的翼身融合飛機(jī)。

本申請?zhí)峁┮环N翼身融合飛機(jī)，包括翼身融合的機(jī)身和機(jī)翼，所述機(jī)翼包括位于所述機(jī)身左右兩側(cè)的機(jī)翼；所述機(jī)身具有中央對稱面；所述機(jī)身具有位于所述中央對稱面上的中央截面、垂直于所述中央截面頂點(diǎn)處的重心截面；所述重心截面的上翼面呈中間高、兩側(cè)低的上凸流線形，所述重心截面的下翼面呈中間低、兩側(cè)高的下凹流線形，所述重心截面在所述中央對稱面上的高度為H，所述重心截面的寬度為D，其中0.7≤H/D≤0.8。

優(yōu)選的，0.76≤H/D≤0.78。

優(yōu)選的，所述重心截面的上翼面曲率大于下翼面曲率。

優(yōu)選的，所述重心截面的結(jié)構(gòu)根據(jù)以下公式確定：

y＝0.0003x³-0.0024x²+0.0742x+H，

其中x表示距所述中央截面的垂直距離，0≤x≤D/2；y表示在相應(yīng)的x處所述重心截面的高度。

優(yōu)選的，所述中央截面的上翼面曲率大于下翼面曲率。

優(yōu)選的，所述機(jī)翼包括自翼根到翼稍并排設(shè)置的多個截面翼型，所述機(jī)翼具有以翼根翼型、翼稍翼型以及多個截面翼型為控制面建立的貝塞爾曲面的外表面形狀；

從所述翼根翼型到所述翼稍翼型，各個翼型的扭轉(zhuǎn)角度逐漸減小，且各個翼型的弦長逐漸減小。

優(yōu)選的，從所述翼根到所述翼稍之間設(shè)有五個截面翼型，分別距離所述翼根翼型0％、22％、50％、70％、80％的展向距離。

優(yōu)選的，自所述翼根到所述翼稍的方向，所述翼根翼型、五個所述截面翼型、所述翼稍翼型的扭轉(zhuǎn)角依次為：0.5°～1.5°、0.2°～0.7°、-0.2°～0.2°、-0.8°～-0.5°、-1.5°～-1.0°、-2.2°～-1.2°、-3.5°～-2.6°。

優(yōu)選的，自所述翼根到所述翼稍的方向，所述翼根翼型、五個所述截面翼型、所述翼稍翼型的扭轉(zhuǎn)角依次為：1°、0.5°、0°、-0.65°、-1.35°、-2°、-3°。

優(yōu)選的，自所述翼根到所述翼稍的方向，所述翼根翼型、五個所述截面翼型、所述翼稍翼型的弦長依次為：P、0.80P～0.85P、0.72～0.76P、0.58P～0.62P、0.5P～0.55P、0.46P～0.49P、0.3P～0.35P。

優(yōu)選的，自所述翼根到所述翼稍的方向，所述翼根翼型、五個所述截面翼型、所述翼稍翼型的弦長依次為：P、0.83P、0.75P、0.6P、0.53P、0.48P、0.33P。

本申請所提供的翼身融合飛機(jī)，采用新型的翼身融合布局，即從機(jī)身到機(jī)翼的外形平滑過渡，極大的減少了干擾阻力，同時(shí)增加了機(jī)體內(nèi)部空間，提高承載能力；控制機(jī)身的最大厚度與機(jī)身的寬度比，使得機(jī)身具有高升阻比，提高飛機(jī)的氣動性能。在實(shí)施例中優(yōu)選限定機(jī)翼各翼型的扭轉(zhuǎn)角、弦長，大大改善整機(jī)的升阻比，提高飛機(jī)的續(xù)航時(shí)間。

附圖說明

通過閱讀參照以下附圖所作的對非限制性實(shí)施例所作的詳細(xì)描述，本申請的其它特征、目的和優(yōu)點(diǎn)將會變得更明顯：

圖1為本實(shí)用新型實(shí)施例提供的翼身融合的機(jī)身和機(jī)翼的主視圖；

圖2為本實(shí)用新型實(shí)施例提供的機(jī)身的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3為圖2中M-M面斷面圖；

圖4為圖3中所示的重心截面的寬度和厚度的關(guān)系圖；

圖5為本實(shí)用新型實(shí)施例提供的機(jī)翼的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖6為圖5的A-A端面圖；

圖7為圖5的B-B斷面圖；

圖8為圖5的C-C斷面圖；

圖9為圖5的D-D斷面圖；

圖10為圖5的E-E斷面圖；

圖11為圖5的F-F斷面圖；

圖12為圖5的G-G端面圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對本申請作進(jìn)一步的詳細(xì)說明?？梢岳斫獾氖牵颂幩枋龅木唧w實(shí)施例僅僅用于解釋相關(guān)實(shí)用新型，而非對該實(shí)用新型的限定。另外還需要說明的是，為了便于描述，附圖中僅示出了與實(shí)用新型相關(guān)的部分。

需要說明的是，在不沖突的情況下，本申請中的實(shí)施例及實(shí)施例中的特征可以相互組合。下面將參考附圖并結(jié)合實(shí)施例來詳細(xì)說明本申請。

請參考圖1至圖3，本實(shí)施例提供一種翼身融合飛機(jī)，包括翼身融合的機(jī)身1和機(jī)翼，機(jī)翼包括位于機(jī)身1左右兩側(cè)的機(jī)翼2，機(jī)身1具有中央對稱面，翼身融合的機(jī)身1的展長為D；機(jī)身1具有位于中央對稱面上的中央截面1-1、垂直于中央截面頂點(diǎn)處的重心截面2-1，圖2中M-M面對應(yīng)于中央截面1-1所在面；重心截面2-1的上翼面呈中間高、兩側(cè)低的上凸流線形，重心截面2-1的下翼面呈中間低、兩側(cè)高的下凹流線形，如圖3所示的中央截面的最大高度為H，也即，H為翼身融合的機(jī)身的最大厚度。可見重心截面2-1在中央對稱面上的高度為H，重心截面的寬度為D，其中0.7≤H/D≤0.8。

根據(jù)本申請實(shí)施例提供的技術(shù)方案，采用新型的翼身融合布局，當(dāng)0.7≤H/D≤0.8時(shí)，機(jī)身的升力會比較理想，且H/D在0.7～0.8之間時(shí)，升力先增大后減小；H/D可優(yōu)選為0.7、0.71、0.72、0.73、0.74、0.75、0.76、0.77、0.78、0.79、0.8，H/D在0.76～0.78之間，機(jī)身的升力具有最大值。例如雷諾數(shù)為500000，當(dāng)H＜0.7D時(shí)，機(jī)身翼型厚度減小，下表面的壓強(qiáng)差減小，導(dǎo)致升力降低，升阻比系數(shù)降低，經(jīng)過數(shù)值模擬計(jì)算發(fā)現(xiàn)，在雷諾數(shù)500000的情況下，H＝0.65D時(shí)的機(jī)身，比H＝0.75D的機(jī)身升力降低13.5％，升阻比系數(shù)降低了2.1，因此L的取值不應(yīng)太小，太小的話會影響機(jī)身的氣動性能；當(dāng)H＞0.8D時(shí)，機(jī)身最大厚度H過大，與機(jī)翼之間過渡比較陡，容易產(chǎn)生湍流，在雷諾數(shù)500000情況下，本來光滑的流線在機(jī)身的后緣變成了紊亂的線條，這是比較明顯的湍流區(qū)，湍流區(qū)的產(chǎn)生會顯著地降低了機(jī)身的升力，并增加了壓差阻力，為了盡可能的避免湍流轉(zhuǎn)捩，H的高度不應(yīng)該大于0.8D。機(jī)身的最大厚度H與機(jī)身的展長D之間設(shè)計(jì)為0.7≤H/D≤0.8，優(yōu)選0.76≤H/D≤0.78，使得機(jī)身具有高升阻比，提升飛機(jī)的氣動性能。

進(jìn)一步地，重心截面的上翼面曲率大于下翼面曲率，在保證了較大的負(fù)載容積的同時(shí)使得機(jī)身1獲得升力。

進(jìn)一步地，重心截面的結(jié)構(gòu)根據(jù)以下公式確定：

y＝0.0003x³-0.0024x²+0.0742x+H，

其中x表示距中央截面的垂直距離，0≤x≤D/2；y表示在相應(yīng)的x處重心截面的高度。參照圖4，當(dāng)x＝0時(shí)，y最大，即為機(jī)身的最大厚度H；當(dāng)x＝D/2，y最小，即為機(jī)翼的翼根(機(jī)身與機(jī)翼的連接處)的厚度。

進(jìn)一步地，本實(shí)施例所提供的方案適用于貨運(yùn)無人機(jī)或者在客機(jī)方面的應(yīng)用，例如H優(yōu)選為32.15dm，高度方面可以滿足一定的載荷空間。

進(jìn)一步地，中央截面的上翼面曲率下翼面曲率，在保證了較大的負(fù)載容積的同時(shí)使得機(jī)身1獲得升力。

進(jìn)一步地，如圖5-圖12所示，本實(shí)用新型翼身融合飛機(jī)的機(jī)翼，包括自翼根3到翼稍4并排設(shè)置的多個截面翼型，機(jī)翼具有以翼根翼型、翼稍翼型以及多個截面翼型為控制面建立的貝塞爾曲面的外表面形狀；從翼根翼型到翼稍翼型，各個翼型的扭轉(zhuǎn)角度逐漸減小，且各個翼型的弦長逐漸減小。圖1中A-A面為翼根處的端面，對應(yīng)于翼根翼型3-1；G-G面為翼稍處的端面，對應(yīng)于翼稍翼型3-7。

本實(shí)用新型所提供的翼身融合飛機(jī)的機(jī)翼，通過貝塞爾曲面形成機(jī)翼的表面，從翼根到翼稍，翼根翼型、五個截面翼型、翼稍翼型的扭轉(zhuǎn)角度逐漸減小，且各個翼型的弦長逐漸減小，也即通過對各翼型扭轉(zhuǎn)角以及弦長的限定，使得該機(jī)翼具有良好的氣動性能，升力得到顯著提高，且降低了阻力，因此采用該機(jī)翼可以提高飛機(jī)有效載荷、并提升續(xù)航能力。

進(jìn)一步地，從翼根3到翼稍4之間設(shè)有五個截面翼型，分別距離翼根翼型0％、22％、50％、70％、80％的展向距離。圖5中每個剖切位置為一個截面翼型，自翼根3至翼稍4之間的五個截面翼型依次為第一截面翼型3-2、第二截面翼型3-3、第三截面翼型3-4、第四截面翼型3-5、第五截面翼型3-6。實(shí)際使用中，翼型可以采用升阻系數(shù)大的翼型，例如自翼根至翼稍之間的五個截面翼型可以為GOE227、NACA5402，NACA7403，NACA7408，NACA6401，當(dāng)然，翼型的選擇不僅僅局限于該五種，亦可以根據(jù)實(shí)際需要選用其它型號的翼型，這里列舉的五個僅僅是用以舉例說明。當(dāng)然根據(jù)實(shí)際需要，還可以設(shè)置其它數(shù)量的截面翼型。

進(jìn)一步地，自翼根3到翼稍4的方向，翼根翼型、五個截面翼型、翼稍翼型的扭轉(zhuǎn)角α依次為：0.5°～1.5°、0.2°～0.7°、-0.2°～0.2°、-0.8°～-0.5°、-1.5°～-1.0°、-2.2°～-1.2°、-3.5°～-2.6°。這里所說的扭轉(zhuǎn)角α為翼型前緣點(diǎn)與后緣點(diǎn)連線與水平面的夾角。通過該扭轉(zhuǎn)角的設(shè)定，可以更好地提升升力，降低阻力。

進(jìn)一步地，自翼根3到翼稍4的方向，翼根翼型、五個截面翼型、翼稍翼型的扭轉(zhuǎn)角α依次為：1°、0.5°、0°、-0.65°、-1.35°、-2°、-3°。各翼型處的扭轉(zhuǎn)角據(jù)此設(shè)計(jì)，可以極大的提高機(jī)翼的勝利，降低阻力。

進(jìn)一步地，自翼根3到翼稍4的方向，翼根翼型、五個截面翼型、翼稍翼型的弦長依次為：P、0.80P～0.85P、0.72～0.76P、0.58P～0.62P、0.5P～0.55P、0.46P～0.49P、0.3P～0.35P。也即，翼根翼型的弦長為P，分別距離翼根翼型0％、22％、50％、70％、80％、100％的展向距離處的翼型的弦長分別為0.80P～0.85P、0.72～0.76P、0.58P～0.62P、0.5P～0.55P、0.46P～0.49P、0.3P～0.35P。通過設(shè)定弦長，可以更好地提升升力，降低阻力。

進(jìn)一步地，自翼根3到翼稍4的方向，翼根翼型、五個截面翼型、翼稍翼型的弦長依次為：P、0.83P、0.75P、0.6P、0.53P、0.48P、0.33P。各翼型處的弦長據(jù)此設(shè)計(jì)，可以極大的提高機(jī)翼的勝利，降低阻力。

本實(shí)施例對整機(jī)的升力和阻力的影響小于5％，充分發(fā)揮的了翼身融合機(jī)身的高升阻比的特點(diǎn)，整機(jī)升阻比在14.0以上。

以上描述僅為本申請的較佳實(shí)施例以及對所運(yùn)用技術(shù)原理的說明。本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解，本申請中所涉及的實(shí)用新型范圍，并不限于上述技術(shù)特征的特定組合而成的技術(shù)方案，同時(shí)也應(yīng)涵蓋在不脫離所述實(shí)用新型構(gòu)思的情況下，由上述技術(shù)特征或其等同特征進(jìn)行任意組合而形成的其它技術(shù)方案。例如上述特征與本申請中公開的(但不限于)具有類似功能的技術(shù)特征進(jìn)行互相替換而形成的技術(shù)方案。