专利名称：无垂直尾翼飞机的制作方法
无垂直尾翼飞机本发明涉及无垂直尾翼飞机。飞机有垂直尾翼早已成为人们习以为常的事情。然而自然界的鸟类却大都没有垂直尾。垂直尾翼的基本作用是稳定飞机的垂直面。其上面的活动翼面还能够调整水平航 向。垂直尾翼的另一个重要作用是增加飞机后部的侧向气动力矩，起着抗侧风干扰的作用。垂直尾翼在发挥积极作用的同时也带来了副作用。首先，它增加了结构重量。重 量的增加意味着有效载荷的减少。其次，增加了飞机气动外形的风阻，加大了飞行阻力。对 于战斗机来说垂直尾翼还增大了雷达的反射面积，破坏了隐身性。现有无垂直尾翼飞机的种类较少。由于现有这类飞机的气动外形普遍缺少对垂直 面的自稳定功能或者稳定度不足。往往要用控制技术参与稳定控制以弥补欠缺。这样做导 致了安全性的降低。美国的Bl采用了多翼面辅助控制的方法以稳定垂直面，结果出现过坠 机。美国的X31技术验证机在后期的实验中，去掉了垂直尾翼完全用矢量喷管进行稳定控 制，最终也导致了坠机事故。本发明去掉了飞机的垂直尾翼，代之用V形对称斜面来稳定垂直面。经过计算和 实验验证得知v形对称斜面能够使飞机的气动外形有足够的自稳定。当然在设计中也能 够根据需要，通过调整V形对称斜面来增减稳定度。去掉了垂直尾翼后，可以用矢量喷管代 替垂直尾翼调整水平航向。矢量喷管也可以替代垂直尾翼的抗侧风平衡功能。矢量喷管在 低速、大迎角飞行时的抗侧风平衡作用好于大垂直尾翼。V形对称斜面是无垂直尾翼飞机机身两侧左右对称的平面。该左、右平面上的对 应点满足上部两对应点之间的距离大于下部两对应点之间的距离，后部两对应点之间的 距离大于等于前部两对应点之间的距离。由于该对称平面在机身的横切面呈现V形，且左 右对称，故称之为V形对称斜面。本发明是用V形对称斜面来稳定无垂直尾翼飞机的垂直为了方便叙述，我们把在机身两侧对称的左、右平面上满足上部两对应点间的距 离大于下部两对应点间的距离，后部两对应点间的距离等于前部两对应点间的距离的对称 平面称为横切面V形对称斜面。把在机身两侧对称的左右平面上满足上部两对应点间的 距离等于下部两对应点间的距离，后部两对应点间的距离大于前部两对应点间的距离的对 称平面称为纵向三角形。通过对V形对称斜面最大稳定角的计算发现大角度的横切面V形对称斜面在较 小迎风角的情况下，就能够有较大的对垂直面的稳定角。迎风角度越大，稳定角越大。横切 面V形对称斜面特别适合于低速大迎角飞行。横切面V形对称斜面的优点是风阻小。不足 是在迎风角为0°时，其稳定角也为零。纵向三角形在迎风角度为0°时，能够有较大的对 垂直面的稳定角。它的缺点是小迎风角时，风阻较大；大迎风角时，稳定度不足。大角度横 切面V形对称斜面和纵向三角形可以构成一个稳定三角形(图四)。两者的结合可以取长 补短。稳定三角形中的棱线可以保留，也可以圆滑处理。
飞机翼面近似于平面。有上反角机翼的下翼面，类同于V形对称斜面，也有稳定垂 直面的作用。从定义中不难发现纵向三角形不同于V形对称斜面，也不同于稳定三角形。纵向 三角形的阻力大，大迎风角飞行时稳定度不足。即便将纵向三角形的边平面变形为折面，缓 解阻力大的问题后。对于在小迎风角时，阻力基本相同情况下的它们；在低速大迎角飞行 时，变形纵向三角形的稳定度仍然远小于V形对称斜面和稳定三角形。图一是一架战斗机的俯视图。图二是该战斗机的右视图。图三是二维、全向、低红外特征矢量喷管图四是两种稳定三角形稳定三角形(图四)用V形对称斜面衍生的稳定三角形作无垂直尾翼飞机的机身，具有稳定垂直面的 作用。稳定三角形更适用于扁片型飞机的机身。图四是两种稳定三角形。一种稳定三角形 的主视图(18)、左视图(19)、俯视图(20)和V形对称斜面(21)。另一种稳定三角形的主视 图(22)、左视图(23)、俯视图(24)和V形对称斜面(25)。一种高机动、隐身、高超音速、短距离起降战斗机方案的外形部分(图一、图二)该战斗机有一个切角稳定三角形升力体机身(1)；有一对可变主机翼(2、7)；主机 翼上有禁翼(9)和副翼(8)；有一对高速鸭翼(3)；机身侧斜线(12) ；二维、全向、低红外特 征矢量喷管(10、图三)；V形对称斜面(11)；机身边条(4)，还有上置进气道(6)；飞行员坐 仓(5)。机身侧斜线(12)机身侧斜线是一条在机身侧面前低后高的直线。鸭翼和主机翼布置在该斜线上。 同时，它也是三角形升力体机身上下部分的分界线。采用机身侧斜线布局是因为它能够很好地协调和兼顾到上单翼、稳定三角形、升 力体机身、飞行员视野、上部进气道以及V形对称斜面机翼等各方面的要求。并且能够使两 侧在同一平面，上下布置的主机翼与鸭翼分别处于与飞机正面平面垂直的同一平面上。机 身侧斜线附带形成的有上反角的V形机翼也有稳定垂直面的作用。V形对称斜面(11)与切角三角形机身(1)采用切角稳定三角形升力体机身是因为i.三角形机身有较大的纵向迎风面； .能够很好地满足稳定三角形的要求；iii.后机身的纵向气动力矩相对较大；iv.方便设 计大的机内弹仓和油箱；v.机身平滑、流畅，有利于隐身和高速飞行；vi.扁片机身有助于 减少侧风的干扰；vii.整体结构刚性较好；viii.根据对应旋成体的横截面面积修形方便; ix.三角形机身与主机翼构成了天然的翼身融合；χ.机身表面积相对较小，摩擦阻力减小。 xi.逐渐加宽的机身顺便照顾到了可变主机翼的需求。尾部切角是为了减轻结构重量、前移 重心、减小战斗机尾部的后向阻力。同时也是为了适应使用“二维、全向、低红外特征矢量喷 管(图三)”的需要。二维、全向、低红外特征矢量喷管(10、图三)图三是双发战斗机的一个矢量喷管。该矢量喷管有两个二维喷口 一个朝正后方 (13)，另一个向侧后方(14)。二维喷口各有两块可张合的挡板(15)调节出口面积。此外，它还有一个外罩(16)负责尾气流的上下偏转，并混合冷热气流、减少红外特征。飞机左右 航向的调整、控制，由两个发动机各自侧后朝向的二维喷口(14)负责。(17)为发动机尾喷 管的内气道。应急阻力舵与禁翼(9)和副翼(8)禁、副翼分开，且副翼较小。除了考虑控制方便外，当矢量发动机空中熄火后，禁、 副翼可以应急组成一个阻力舵。使无垂直尾翼战斗机在无动力滑翔时，有办法进行方向调 整。另外，禁、副翼分开也是其自身冗余度设计的需要。独立控制的禁、副翼，还可以方便地 组成一个大的禁翼或副翼，以应对低速大迎角飞行时的需求。高速鸭翼(3)为适应鸭式布局和高速飞行的要求，需要采用高速鸭翼。高速鸭翼分活动和固定 两部分。活动部分在前，固定部分在后。它们之间采用轴连接。固定部分固定于机身上。起 固定和支撑作用。高速鸭翼的最大特点是它与主机翼布置在同一平面上，以减少飞行时的 阻力。由于使用了三角形机身，主机翼在鸭翼尾流中的部分减少，且更靠近翼根，主机翼的 颤振风险降低。短距离起降能力与可变主机翼(2、7)起飞、降落时可变主机翼采用前掠方式。利用主机翼前掠和鸭翼共同营造的升力 中心较大地前于飞机重心的状态，充分发挥矢量喷管的作用，提升该战斗机的起降性能。此 外，还因为该机的低速、大迎角飞行能力超过普通战斗机，所以该方案的战斗机具有短距离 起降能力。由于可变主机翼较小、起飞降落时的速度又较低，此时的前掠翼结构较容易实现。 机翼的所谓“弹性发散”在该处影响不大。机身边条(4)当机身边条产生的涡流作用在机翼或升力体机身的上表面时，能够增加升力。用 增加与主机翼和鸭翼在同一平面边条的办法，将机身侧斜线边沿产生的涡流导入切角稳定 三角形升力体机身的上表面，增加升力。该方案的各个部分都经过了仔细推敲，是一个成熟方案。
权利要求
1.一种无垂直尾翼飞机。其特征在于，机身两侧有左右对称的平面。该左、右平面上的 对应点满足上部两对应点之间的距离大于下部两对应点之间的距离，后部两对应点之间 的距离大于等于前部两对应点之间的距离。
2.用按权利要求书1中所述特征的平面，稳定无垂直尾翼飞机的垂直面。
全文摘要
本发明涉及无垂直尾翼飞机。本发明去掉了飞机的垂直尾翼，代之用V形对称斜面和用由V形对称斜面衍生的稳定三角形来稳定垂直面。一种采用了V形对称斜面和稳定三角形的高机动、隐身、高超音速、短距离起降战斗机方案的外形部分。
文档编号B64C5/06GK102133925SQ201010000990
公开日2011年7月27日 申请日期2010年1月22日 优先权日2010年1月22日
发明者张焰 申请人:张焰