专利名称：一种采用混合翼身的飞行器气动外形的制作方法
技术领域：
本发明涉及飞行器设计领域，具体是一种采用混合翼身的飞行器气动外形。
背景技术：
随着20世纪80年代翼身融合飞翼布局的巨型战略轰炸机B2的首次试飞，人们对此类外形应用于民航旅客机或运输机的可能性产生了浓厚兴趣和探讨。波音从20世纪90年代初开始研究翼身融合体外形的技术上和商业上的可行性和概念设计研究，随后欧洲、俄罗斯和日本等也相继开展类似的研究。相对于常规布局，翼身融合布局的优点主要表现在以下几点，采用翼身融合无尾布局，大大减小了浸湿面积，具备了较高的气动效率；由于气动效率的提高，减小了燃油消耗，并降低了氮氧化物的排放，具有较高的环境优势；宽大的中央机体具备了装载空间大和结构效率高优点；将发动机置于宽大机体上表面，有效屏蔽了发动机噪音同时避免了噪音被机翼下表面反射，有利于减小噪音水平。但，翼身融合布 局也有相应缺陷，如专利US-20090152392A1所描述的翼身融合布局，较厚的中央机体和过渡段在跨声速飞行时易产生激波；外翼段后掠角较大，气动效率较低且不利于纵向平衡控制，限制翼身融合布局气动性能的进一步提高，中央机体较短，无法布置更多的逃逸舱门，难于满足适航要求。
发明内容
为克服现有翼身融合布局技术中存在的气动效率和纵向操纵能力的不足，本发明提出了一种采用混合翼身的飞行器气动外形。以所述混合翼身飞行器一侧气动外形为例，沿机体展向分别为中央机体、过渡段和外翼段，并且所述的过渡段位于中央机体与外翼段之间，并且中央机体、过渡段和外翼段的面积比为I O. 350 0.554;a.中央机体采用前加载后卸载翼型；中央机体包括中央机体根部控制面、中央机体中部控制面、中央机体梢部控制面；中央机体的平面形状为梯形；中央机体的投影面积为全机半模投影面积的52.5% ;中央机体前缘后掠角α为65° ;中央机体根部控制面弦长L4 = 38m ;中央机体梢部控制面距中央机体根部控制面的展向距离S6_4 = 6. 8342m,中央机体梢部控制面前缘顶点的坐标为(15. 0740m,6. 8341m,O. 7000m)，中央机体梢部控制面弦长L6 = 20. 7739m ;中央机体中部控制面距中央机体根部控制面的展向距离S5-4 =3. 4171m ;中央机体中部控制面的弦长为29. 3869m,中央机体中部控制面前缘顶点的坐标为(7. 5370m, 3. 4171m, O. 3500m)；中央机体根部控制面的翼型的前缘顶点与中央机体根部控制面前缘顶点重合，并将所述中央机体根部控制面的翼型的横坐标X和纵坐标I均放大38倍，得到中央机体根部控制面的截面形状；中央机体中部控制面的翼型的前缘顶点与中央机体中部控制面前缘顶点重合，并将所述中央机体中部控制面的翼型的横坐标X放大29. 3869倍，纵坐标y放大31. 0119倍，得到中央机体中部控制面的截面形状；中央机体梢部控制面的翼型的前缘顶点与中央机体梢部控制面前缘顶点重合，并将所述中央机体梢部控制面的翼型的横坐标X放大20. 7739倍，纵坐标y放大22. 9655倍，得到中央机体梢部控制面的截面形状；b.过渡段包括中央机体梢部控制面、过渡段中部控制面、过渡段梢部控制面；过渡段的平面形状为梯形，且中央机体梢部控 制面即为过渡段的根部；过渡段的投影面积为全机半模投影面积的18. 4%;过渡段前缘后掠角β为50° ;过渡段梢部控制面距中央机体梢部控制面的展向距离S8_6 = 4. 8464m，过渡段梢部控制面前缘顶点的坐标为(20. 6963m,
11.6804m, I. 4000m)，过渡段梢部控制面弦长L8 = 8. 3942m ；过渡段中部控制面距中央机体梢部控制面的展向距离S7_6 = 2. 4232m ;通过以上几何关系确定过渡段中部控制面的弦长为14. 5841m，过渡段中部控制面前缘顶点的坐标为(17. 8851m,9. 2572m,I. 0500m)；过渡段中部控制面的翼型采用前加载后卸载翼型；过渡段中部控制面的翼型的前缘顶点与过渡段中部控制面前缘顶点重合，并将翼型的横坐标X放大14. 5841倍,纵坐标y放大14. 6570倍，得到过渡段中部控制面的截面形状；过渡段梢部控制面的翼型采用超临界翼型；过渡段梢部控制面的翼型的前缘顶点与过渡段梢部控制面前缘顶点重合，并将翼型的横坐标X和纵坐标y分别放大8. 3942倍，得到过渡段梢部控制面的截面形状；c.外翼段包括过渡段梢部控制面、外翼段中部控制面、外翼段梢部控制面，并通过所述的过渡段梢部控制面、外翼段中部控制面和外翼段梢部控制面，采用线性插值的方法获得外翼段的三维构型；外翼段的过渡段梢部控制面即为外翼段的根部；外翼段的投影面积为全机半模投影面积的29. 1% ;外翼段前缘后掠角Y为26° ;外翼段梢部控制面距过渡段梢部控制面的展向距离Sich8 = 19. 8794m，外翼段梢部控制面前缘顶点的坐标为(30. 3429m, 31. 5600m,
I.400m)，外翼段梢部控制面弦长L10 = 2. 8132m ；外翼段中部控制面距过渡段梢部控制面的展向距离S9_8 = 9. 9397m ;外翼段中部控制面的弦长为5. 6037m，外翼段中部控制面前缘顶点的坐标为(25. 5196m，21. 6202m，
I.4000m)；外翼段中部控制面的翼型采用超临界翼型；外翼段中部控制面的翼型的前缘顶点与外翼段中部控制面前缘顶点重合，并将翼型绕所述的前缘顶点按照右手法则旋转I. 7度，形成负几何扭转；将翼型的横坐标X和纵坐标I分别放大5. 6037倍，得到外翼段中部控制面的截面形状；构成外翼梢部控制面的翼型采用翼梢翼型；将构成外翼梢部控制面的翼型的前缘顶点与外翼段梢部控制面前缘顶点重合，将翼型的横坐标X和纵坐标I分别放大2. 8132倍，得到外翼段梢部控制面的截面形状。所述前加载后卸载翼型的翼型数据如表一所示，其中翼型前缘点为(0，0)；表一前加载后卸载翼型的翼型数据
权利要求
1.一种采用混合翼身的飞行器气动外形；其特征在于，沿机体展向分别为中央机体、过渡段和外翼段，并且所述的过渡段位于中央机体与外翼段之间，并且中央机体、过渡段和外翼段的面积比为I O. 350 0.554; a.中央机体采用前加载后卸载翼型；中央机体包括中央机体根部控制面、中央机体中部控制面、中央机体梢部控制面；中央机体的平面形状为梯形；中央机体的投影面积为全机半模投影面积的52.5% ;中央机体前缘后掠角α为65° ;中央机体根部控制面弦长L4=38m ;中央机体梢部控制面距中央机体根部控制面的展向距离S6_4 = 6. 8342m,中央机体梢部控制面前缘顶点的坐标为(15. 0740m, 6. 8341m, O. 7000m)，中央机体梢部控制面弦长L6=20. 7739m ;中央机体中部控制面距中央机体根部控制面的展向距离S5_4 = 3. 4171m ;中央机体中部控制面的弦长为29. 3869m,中央机体中部控制面前缘顶点的坐标为(7. 5370m,·3.4171m,O. 3500m)； 中央机体根部控制面的翼型的前缘顶点与中央机体根部控制面前缘顶点重合，并将所述中央机体根部控制面的翼型的横坐标X和纵坐标I均放大38倍，得到中央机体根部控制面的截面形状； 中央机体中部控制面的翼型的前缘顶点与中央机体中部控制面前缘顶点重合，并将所述中央机体中部控制面的翼型的横坐标X放大29. 3869倍，纵坐标y放大31. 0119倍，得到中央机体中部控制面的截面形状； 中央机体梢部控制面的翼型的前缘顶点与中央机体梢部控制面前缘顶点重合，并将所述中央机体梢部控制面的翼型的横坐标X放大20. 7739倍，纵坐标y放大22. 9655倍，得到中央机体梢部控制面的截面形状； b.过渡段包括中央机体梢部控制面、过渡段中部控制面、过渡段梢部控制面；过渡段的平面形状为梯形，且中央机体梢部控制面即为过渡段的根部；过渡段的投影面积为全机半模投影面积的18.4% ;过渡段前缘后掠角β为50° ;过渡段梢部控制面距中央机体梢部控制面的展向距离S8_6 = 4. 8464m，过渡段梢部控制面前缘顶点的坐标为(20.6963m，·11.6804m, I. 4000m)，过渡段梢部控制面弦长L8 = 8. 3942m ;过渡段中部控制面距中央机体梢部控制面的展向距离S7_6 = 2. 4232m ;通过以上几何关系确定过渡段中部控制面的弦长为14. 5841m，过渡段中部控制面前缘顶点的坐标为(17. 8851m, 9. 2572m, I. 0500m)； 过渡段中部控制面的翼型采用前加载后卸载翼型；过渡段中部控制面的翼型的前缘顶点与过渡段中部控制面前缘顶点重合，并将翼型的横坐标X放大14. 5841倍,纵坐标y放大14. 6570倍，得到过渡段中部控制面的截面形状； 过渡段梢部控制面的翼型采用超临界翼型；过渡段梢部控制面的翼型的前缘顶点与过渡段梢部控制面前缘顶点重合，并将翼型的横坐标X和纵坐标I分别放大8. 3942倍，得到过渡段梢部控制面的截面形状； c.外翼段包括过渡段梢部控制面、外翼段中部控制面、外翼段梢部控制面，并通过所述的过渡段梢部控制面、外翼段中部控制面和外翼段梢部控制面，采用线性插值的方法获得外翼段的三维构型； 外翼段的过渡段梢部控制面即为外翼段的根部；外翼段的投影面积为全机半模投影面积的29. 1% ;外翼段前缘后掠角Y为26° ;外翼段梢部控制面距过渡段梢部控制面的展向距离Sich8 = 19. 8794m，外翼段梢部控制面前缘顶点的坐标为(30. 3429m, 31. 5600m,I. 400m)，外翼段梢部控制面弦长L10 = 2. 8132m ； 外翼段中部控制面距过渡段梢部控制面的展向距离S9_8 = 9. 9397m;外翼段中部控制面的弦长为5. 6037m，外翼段中部控制面前缘顶点的坐标为(25. 5196m, 21. 6202m,I. 4000m)； 外翼段中部控制面的翼型采用超临界翼型；外翼段中部控制面的翼型的前缘顶点与外翼段中部控制面前缘顶点重合，并将翼型绕所述的前缘顶点按照右手法则旋转I. 7度，形成负几何扭转；将翼型的横坐标X和纵坐标y分别放大5. 6037倍，得到外翼段中部控制面的截面形状； 构成外翼梢部控制面的翼型采用翼梢翼型；将构成外翼梢部控制面的翼型的前缘顶点与外翼段梢部控制面前缘顶点重合，将翼型的横坐标X和纵坐标y分别放大2. 8132倍，得到外翼段梢部控制面的截面形状。
2.如权利要求I所述一种采用混合翼身的飞行器气动外形；其特征在于，所述前加载后卸载翼型的翼型数据如表一所示，其中翼型前缘点为(0，0)； 表一前加载后卸载翼型的翼型数据
3.如权利要求I所述一种釆用混合翼身的飞行器气动外形；其特征在于，所述超临界翼型的翼型数据如表二所示，其中翼型前缘点为(0，0)； 表二超临界翼型的翼型数据
4.如权利要求I所述一种釆用混合翼身的飞行器气动外形；其特征在于，所述翼梢翼型的翼型数据如表三所示，其中翼型前缘点为(0，0)；表三翼梢翼型的翼型数据
全文摘要
一种采用混合翼身的飞行器气动外形。以所述混合翼身飞行器一侧气动外形为例，沿机体展向分别为中央机体、过渡段和外翼段，并且所述的过渡段位于中央机体与外翼段之间，并且中央机体、过渡段和外翼段的面积比为1∶0.3500.554。由于本发明采取的技术方案，使阻力发散马赫数Madd=0.83，最大升阻比Kmax＝25，比翼身融合布局提高8.7％，使本发明比翼身融合布局具有更高的气动效率和良好的升阻性能。本发明的纵向力矩静稳定为裕度3％，基本达到了巡航飞行时的自配平设计要求。同时，本发明具有更大的装载空间。
文档编号B64C1/00GK102730181SQ201210143930
公开日2012年10月17日 申请日期2012年5月11日 优先权日2012年5月11日
发明者张彬乾, 李沛峰, 林宇, 沈冬, 王元元, 褚胡冰, 陈真利 申请人:西北工业大学