一種可以增強和調(diào)整無尾布局飛機航向穩(wěn)定性的進氣道唇口的制作方法
【技術(shù)領域】
[0001] 本發(fā)明涉及飛行器領域，尤其是涉及一種可增強和可調(diào)雙發(fā)翼身融合無尾布局航 向穩(wěn)定性的進氣道唇口。
【背景技術(shù)】
[0002] 飛的更遠、更高、更省油是民航客機，也是軍民用運輸機和某些軍用飛機設計的主 要目標。目前的大型客機布局都采用機翼加柱形機身再加垂尾、平尾的傳統(tǒng)布局方式，不論 是波音公司的客機、還是空客公司的客機，乃至不同用途的運輸機，都采用了這種布局。經(jīng) 過了幾十年的研究發(fā)展，這種布局的性能潛力幾乎已經(jīng)被完全挖掘，其氣動性能很難有大 的提商。
[0003] 為了實現(xiàn)大幅提高飛機氣動效率的目標，人們再一次提出了飛翼布局以及類似飛 翼布局的翼身融合布局(統(tǒng)稱為翼身融合無尾布局)。這一類布局在氣動效率-巡航升 阻比上較傳統(tǒng)布局具有很大的優(yōu)點。為提高給定升力系數(shù)下巡航飛行的氣動效率（升阻 比），必須盡可能地減小阻力，翼身融合無尾布局相比較于傳統(tǒng)布局在減阻方面具有兩大 明顯優(yōu)勢。首先，翼身融合無尾布局沒有傳統(tǒng)布局中圓柱形機身、平尾、垂尾等只產(chǎn)生阻力 不產(chǎn)生升力的部件，所以能夠有效的提高巡航升阻比。其次，通過對典型客機在M=0. 8，CL =0.48巡航狀態(tài)的阻力分析可知，飛機各部件的摩擦阻力占總阻力的約51%，壓力阻力約 19%,誘導阻力約27%和廢阻約3%。由此可見，摩擦阻力在總阻力中占有最大的比重。摩擦 阻力直接正比于表面浸潤面積，而客機要裝載一定量的乘客和燃油，需要一定體積。已有 的研究表明，在相同的內(nèi)容積下，翼身融合無尾布局的浸潤面積較傳統(tǒng)布局減少達1/3之 多，而表面積的減小將直接帶來摩擦阻力的降低，進而提高巡航升阻比。在要求容積下減 少浸潤表面積以實現(xiàn)摩擦阻力的減小，也正是翼身融合無尾布局設計概念的出發(fā)點。翼身 融合無尾布局在氣動效率方面的優(yōu)異表現(xiàn)，使其成為近年來新型客機和運輸機布局的研究 執(zhí)占。
[0004] 雖然翼身融合無尾布局在巡航效率上具有明顯的優(yōu)點，但是同時它也具有明顯 的缺點，那就是缺乏垂尾和平尾等傳統(tǒng)的俯仰和偏航控制面，使得飛翼布局的縱、航向操 縱性和穩(wěn)定性較差。翼身融合無尾布局在機翼后緣布置操縱面，包括升降舵、副翼和阻力 方向舵，相比常規(guī)的平尾和垂尾，這些操縱舵面中，升降舵的作用力臂大大減小，阻力方向 舵的控制力大大減小，從而導致翼身融合無尾布局的縱向和航向穩(wěn)定和控制出現(xiàn)很大的問 題。垂尾的基本作用就是提供偏航和滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定性，尤其是偏航穩(wěn)定性。飛機的偏航控制能 力也由垂尾的方向舵提供。沒有垂尾的直接后果就是飛機會變得航向靜不穩(wěn)定并喪失偏航 控制能力。同時，由于沒有平尾，僅依靠安裝在飛機后部的升降舵來實現(xiàn)俯仰平衡和控制， 而升降舵的作用力臂較常規(guī)的平尾大大縮短，往往導致縱向穩(wěn)定性和操縱性降低。
[0005] 為提高翼身融合無尾布局的航向穩(wěn)定性，保證飛行安全可控，目前通常采用以下 途徑和方法：（1)增大主機翼后掠角以提高航向穩(wěn)定性。這種方法對航向穩(wěn)定性的改進 很有限，而且后掠角的增大會對巡航效率有著很不利的影響，因而這種方法實際作用很?。?(2)在飛機后部安裝垂直穩(wěn)定面以增加航向穩(wěn)定性。這種方法雖然可以大幅增大飛機的航 向穩(wěn)定性，但是它同時也會導致巡航效率下降，更致命的在于有了垂直安定面后，布局的雷 達散射面積將會大幅增大，因而在很多布局中禁止采用垂直安定面。
[0006] 綜上所述，當前采用的提高翼身融合無尾布局的航向穩(wěn)定性的技術(shù)措施，進一步 提升空間非常有限。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007] 本發(fā)明的發(fā)明目的在于：針對當前采用的提高翼身融合無尾布局航向穩(wěn)定性的措 施很少，已有的措施進一步提升空間有限，有些甚至無法采用的問題，提供一種能夠增強和 調(diào)整雙發(fā)翼身融合無尾布局航向安定性的進氣道唇口設計。為了提高布局的航向安定性， 同時保證翼身融合無尾布局高升阻比、低可探測性的優(yōu)點，利用左右對稱布置的發(fā)動機的 推力差來提高布局的航向穩(wěn)定性。這就要求在飛機偏航時，左右兩側(cè)發(fā)動機能自動產(chǎn)生推 力差，從而使得飛機機頭重新對準來流。當進氣道唇口在機身軸線垂面方向（Z軸）有一傾 角后，且兩個發(fā)動機的進氣道唇口傾角不同，或者對稱，那么當來流有側(cè)滑后，左右兩個進 氣道的流量就會有差別，從而使得左右兩臺發(fā)動機產(chǎn)生推力差，這個推力差可以將機頭推 向來流方向，起到航向穩(wěn)定作用?；蛘呤沟脵C頭更快的偏離來流方向，從而實現(xiàn)更快速的拐 彎，增強飛機航向機動性。
[0008] 為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案： 一種可增強和調(diào)整無尾布局飛機航向穩(wěn)定性的進氣道唇口，所述飛機有兩個進氣道并 列對稱設置，所述進氣道唇口與機身軸線垂面形成一個非零夾角。
[0009] 在上述技術(shù)方案中，所述兩個進氣道的唇口面積相同、唇口夾角相同。
[0010] 在上述技術(shù)方案中，所述兩個唇口對稱設置。
[0011] 在上述技術(shù)方案中，所述唇口與機身軸線垂面之間的夾角為唇口傾角，向機首 方向傾斜為正，向機尾方向傾斜為負，唇口傾角與航向穩(wěn)定性之間的函數(shù)關(guān)系為：Cn= (TCX(Cos(y-^)-Cos(y+ ^))/Cos(y)XLE)/2(qXL)； 其中：Cn為偏航力矩系數(shù)，Tc為正常進氣量時的發(fā)動機標準推力，y為傾角，P為側(cè) 滑角，LES兩臺發(fā)動機推力中心的展向距離，q為參考動壓，由自由來流的密度和速度計算 得到，S為參考面積，取機翼的投影面積，L為參考長度，取機翼的展長。。
[0012] 在上述技術(shù)方案中，所述航向穩(wěn)定性需要增強時，取最大傾角。
[0013] 在上述技術(shù)方案中，所述航向穩(wěn)定性需要減小，增加航向機動性時，取最小傾角。
[0014] 本發(fā)明還公開了一種可增強和調(diào)整無尾布局飛機航向穩(wěn)定性的進氣道唇口，所述 飛機有兩個進氣道并列對稱設置，所述進氣道唇口與機身軸線垂面形成一個唇口傾角；所 述進氣道唇口設置有調(diào)節(jié)機構(gòu)，所述調(diào)節(jié)機構(gòu)控制進氣道唇口傾角角度的改變。
[0015] 綜上所述，由于采用了上述技術(shù)方案，本發(fā)明的有益效果是： 本發(fā)明所提的航向穩(wěn)定性調(diào)整方式，不僅可以增加航向穩(wěn)定性，而且可以降低航向穩(wěn) 定性，提高航向機動性。通過設計傾角變動機構(gòu)，還可以在飛行過程中調(diào)節(jié)航向穩(wěn)定性，這 是以前沒有過的。
[0016] 2)現(xiàn)有的提高翼身融合無尾布局航向穩(wěn)定性的方法，主要是通過增大主機翼后掠 角，垂直安定面等方式，而本發(fā)明不改變機翼后掠角，不需要增加垂直安定面，采取改變進 氣道唇口水平傾斜角的方式，來提高該類布局的航向穩(wěn)定性，設計思路具有創(chuàng)新性。
[0017] 3)現(xiàn)有的提高翼身融合無尾布局航向穩(wěn)定性的方法，主要是通過增大主機翼后掠 角，垂直安定面等方式，更大的后掠角本身會通過左右兩側(cè)機翼受力的不同來提升航向穩(wěn) 定性，垂直安定面則直接通過垂直安定穩(wěn)定面上的氣動力來提升航向穩(wěn)定性；而本發(fā)明通 過改變左右兩側(cè)發(fā)動機的進氣量，從而使得兩臺發(fā)動機產(chǎn)生推力差，進而產(chǎn)生偏航力矩的 方式來增加航向穩(wěn)定性。
[0018] 4)傳統(tǒng)方法通常采用增大主機翼后掠角和垂直安定面