带可动边条的鸭式飞翼布局飞的制造方法
【专利摘要】本实用新型属于飞机气动布局设计【技术领域】，特别是涉及一种带可动边条的鸭式飞翼布局飞机。该带可动边条的鸭式飞翼布局飞机针对飞翼布局升阻比高但配平升力系数低、操纵性差等的特点，在飞翼布局的基础上进行机体修形，在机体前端加装远距控制鸭翼，以微小的升阻比损失获得较大的配平升力系数和良好的操控性能；在机翼前缘内侧安装一体化可动边条，可以通过调整边条的上反角获得不同飞行姿态下的涡升力，进一步提高升力特性和升阻特性。飞机同时采用隐身设计原则，适用于高空长航时飞机和无人作战飞机，可明显提高该类飞机的巡航高度、巡航时间、起降性能和机动性能。
【专利说明】带可动边条的鸭式飞翼布局飞机
【技术领域】
[0001]本专利属于飞机气动布局设计【技术领域】，特别是涉及一种带可动边条的鸭式飞翼布局飞机。
【背景技术】
[0002]飞机的常用布局主要有常规布局、鸭式布局、飞翼布局等。
[0003]常规布局包括机翼、平尾、垂尾等，机翼在前，尾翼在后，该类飞机技术成熟，应用最多，但缺点是配平时平尾产生负升力，增大了配平阻力和飞机重量，较多的翼面也降低了升阻比和隐身性能，该类布局的典型代表有F-15、Su-27以及Boeing系列、AirBus系列民航客机、“全球鹰“高空长航时无人机等。
[0004]鸭式布局是将平尾取消，采用前置的鸭翼，在配平时鸭翼可以产生正升力，改善飞机的起降性能和操控性能，鸭翼又分为远距控制鸭翼和近距耦合鸭翼，远距控制鸭翼不产生涡升力，但充分利用力臂长的特性进行配平和操控，典型代表如欧洲“台风”战斗机，近距耦合鸭翼可以产生涡升力，改善飞机升力特性和大迎角机动性能，典型代表有法国“阵风”战斗机以及我国的J-1O战斗机等。
[0005]飞翼布局取消了平尾和垂尾，可以有效降低飞机的零阻，提高飞机的升阻比，但飞翼布局由于缺少配平翼面，为改善配平性能，普遍采用小升力系数的反弯翼型，该类翼型的升力系数只有0.2-0.4左右，难以达到像“全球鹰”一样的飞行高度，像与“全球鹰”竞争的洛克希德.马丁公司“暗星”飞翼无人机的最大飞行高度只有11000m，同样，著名的诺斯罗普.格鲁曼公司B-2隐身轰炸机作战高度只有9000-12000m，和高空的18000-20000m相去甚远。此外，配平构型也会比干净构型降低3-5个升阻比，造成起降距离加大、操纵困难等问题，只能采用先进复杂的控制系统进行操纵控。但飞翼布局的隐身特性较好，可以提高战场生存能力，因此普遍用于最新的无人作战飞机，如美国的X-45、X-47，法国的“神经元”、英国的“雷神”等。
[0006]如何在保证飞翼的高升阻比、良好隐身性能的同时，提高升力系数、改善操控性能，将其应用于高空长航时类飞机或者高机动无人作战飞机，有着重要的工程应用价值。
【发明内容】
[0007]本发明的目的是:
[0008]本专利提出了一种带可动边条的鸭式飞翼布局飞机，可以有效提高飞翼布局的升力系数和操控性能，使常规飞翼的升力系数由原来的0.20-0.40提高到0.80?1.20，配平升阻比提高I?3，使用高度从9000-1 IOOOm提高到18000-20000m，起降性能和机动性能有效改善，且增加的重量较小，适用于高空长航时类飞机和高机动隐身无人作战飞机。
[0009]本发明的技术方案是:
[0010]见附图1，带可动边条的鸭式飞翼布局飞机，本飞机包括飞翼机身、远距控制鸭翼、机翼、一体化可动边条、机翼前内襟翼、机翼前外襟翼、机翼后内襟副翼、机翼后外阻力方向舵、翼梢小翼、机身俯仰控制面、尾喷口、进气口、进气道/发动机舱、前起落架舱、主起落架舱、内置载荷舱，其中，远距控制鸭翼安装在飞翼机身的前端，机翼安装在飞翼机身的后端，一体化可动边条位于飞翼机身与机翼内侧前缘相融合的部位，通过转轴与飞翼机身连接，并利用安装与飞翼机身侧缘部位的作动器驱动；左/右机翼的前缘布置有机翼前内襟翼和机翼后内襟翼两块控制面，后缘布直有机翼后内襟副翼和机翼后外阻力方向航两块控制面，机翼翼尖安装有翼梢小翼；机身的后部布置有两个并列的尾喷口，尾喷口两侧布置有机身俯仰控制面，机身的腹部布置有两侧式的进气道/发动机舱；飞机采用前三点式起落架，前起落架舱布置在机身腹部中线的前端，左右主起落架舱布置在进气道/发动机舱的外侧；飞机采用内置载荷舱，串列布置在机身腹部中线。
[0011]本发明的优点是:
[0012](I)采用远距控制鸭翼改善配平和操纵特性
[0013]常规飞翼布局存在着操纵困难，配平阻力大的缺点，采用高升力翼型又会产生较大的低头力矩，配平升阻比损失较大。本专利采用了远距控制鸭翼设计，在飞翼机体前端安装有纵向控制鸭翼，形成了一种鸭式飞翼布局，可以显著提高配平升阻比，改善飞机的起降和机动性能。
[0014](2)采用高升力层流机翼设计提高升力系数
[0015]本专利的机体为修形的飞翼机身，本身具有升力特性且干扰阻力很小；由于可以利用远距控制鸭翼进行配平，无需像飞翼一样为保证配平采用低升力的反弯翼型，而可以采用高升力系数的层流机翼，因此可以获得较高的升力系数并有效降低摩擦阻力；同时在翼尖安装有翼梢小翼，可以降低诱导阻力，获得较高的升阻比。
[0016](3)采用一体化可动边条增加涡升力
[0017]本专利在机翼前缘根部，布置了一对一体化可动边条，边条可以在不同的飞行状态下通过调整上反角度诱导出一系列的边条涡，产生附加的涡升力，并控制主翼上的气流分离，降低机翼的载荷和面积，减轻飞机的结构重量。
[0018](4)采用分布式多控制面获得良好控制特性
[0019]本专利在主翼的前后缘、机体后部布置了一系列的控制面，与飞机的远距控制鸭翼、一体化可动边条相配合，共同用于飞机的飞行控制可以使飞机在各种飞行条件下都拥有最佳的配平升阻特性，并能够以较小的配平力矩和配平偏角实现优异的配平响应。
[0020]通过本专利的方法，可以获得具有高升力、高升阻比和良好操作性能的飞机气动布局。
【专利附图】
【附图说明】
[0021]附图1为带可动边条的鸭式飞翼布局示意图，其中，图1 (a)为俯视图，图1 (b)为仰视图；
[0022]附图2为飞翼机身示意图，其中，图2(a)为飞翼机身前视图，图2 (b)为飞翼机身侧视图，图2(c)为飞翼机身俯视图，图2(d)为飞翼机身底视图。
[0023]附图3为实施例一的鸭式飞翼高空长航时无人机，图3(a)为实施例一的前视图，图3(b)为实施例一的俯视图，图3 (c)为实施例一的侧视图。
[0024]附图4为实施例二的鸭式飞翼无人作战飞机，图4 Ca)为实施例二的前视图，图4(b)为实施例二的俯视图，图4 (C)为实施例二的侧视图。
[0025]各部件名称:
[0026]1-飞翼机身，2-远距控制鸭翼，3-机翼，4- 一体化可动边条，5-机翼前内襟翼，
6-机翼前外襟翼，7-机翼后内襟副翼，8-机翼后外阻力方向舵，9-翼梢小翼，10-机身俯仰控制面，11-尾喷口，12-进气口，13-进气道/发动机舱，14-前起落架舱，15-主起落架舱，16-内置载荷舱。
【具体实施方式】
[0027]本专利的实施步骤如下:
[0028](I)飞翼机体修形
[0029]对传统的飞翼布局进行机体修形，见附图2，机身部分向前延伸，保证其曲面光滑，得到修形飞翼机身[I]，将原来的小升力反弯翼型(如S5010)修改为高升力层流翼型(如NLF1015)，获得高升力层流机翼[3]，此时有利升力系数由原来0.20-0.40提高到0.80-1.20，但低头力矩有所增大；
[0030](2)设计安装远距控制鸭翼
[0031]根据低头力矩大小，选配合适的控制鸭翼大小和安装位置，获得远距控制鸭翼
[2]，其前缘和同侧机翼前缘、后缘与同侧机翼后缘均互相平行，驱动轴在横向上连接远距控制鸭翼[2]和机身[I]，鸭翼偏转角度-30°?+30° (后缘下偏为正)，利用液压或电液作动器驱动；
[0032]( 3 )设计安装一体化可动边条
[0033]在机翼[3]内侧前缘和飞翼机身[I]相融合部分，安装一体化可动边条[4]，边条
[4]的后缘与机翼[3]的前缘贴合，边条[4]的内侧与飞翼机身[I]外缘贴合并利用转轴与机身连接，作动器安装在飞翼机身的外缘部位并可驱动边条[4]做上反偏转，偏转角度O。?+15。；
[0034](4)设计分配机翼机体控制面
[0035]根据飞机起降、巡航、机动等各种飞行状况下的增升、配平和操控要求，设计并配置机翼的控制面，包括机翼前内襟翼[5]、机翼前外襟翼[6]、机翼后内襟副翼[7]、机翼后外阻力方向舵[8]和机身俯仰控制面[10]，其中，机翼后外阻力方向舵为上下两片式，当上下两片同向偏转时充当襟副翼，实现俯仰或滚转控制，当上下两片分开偏转时充当阻力舵，实现偏航控制；机身俯仰控制面[10]主要配合远距控制鸭翼[2]进一步增强纵向配平能力和机动控制能力；
[0036](5)进行飞机-发动机匹配设计和安装
[0037]在机身腹部两侧布置发动机，根据飞机的性能要求选用合适型号的发动机并进行进气道/发动机舱[13]的修形优化。
[0038]需要特别指出的是，本专利的发动机同样可以布置在背部，采用背置式进气道以改善飞机的隐身性能，或者采用单发布置，具体方式需要根据飞机的具体要求确定。
[0039](6)设计优化机体结构、舱位和油箱
[0040]在上述机体外形基础上，根据气动力计算、试验、载荷分配、机体寿命等要求和条件，进行机体结构、舱位、油箱等的设计和优化。[0041](7)系统设计和载荷布置，完成全机设计和试验
[0042]在上述外形、结构、舱位、控制面布置等基础上，进行动力系统、燃油系统、飞控系统、供电系统等各分系统的设计、优化、综合和设备布置，完成进一步的全机综合设计和试验。
[0043]下面通过具体的实施例并结合附图对本发明作进一步详细的描述。
[0044]实施例一:
[0045]本专利的实施例一是一种高空长航时大型无人机，见附图3。
[0046]本实施例的步骤如下:
[0047]第一步:根据作战需求， 确定总体性能参数。如下:
[0048]有效载荷:1800kg巡航速度:Ma0.6-0.8
[0049]待机时间:>48h待机高度:18000m-25000m
[0050]第二步:设计优化飞翼机体和机翼参数。
[0051]根据重量、巡航、待机等要求，确定飞机的升力系数为0.80-L 20，巡航升阻比为25，待机升阻比为30，利用重量计算公式进一步确定起飞重量27.5t，燃油重量15.0t，利用翼载计算公式和气动力分析和试验，确定机体几何参数:外露机翼面积62.56m2,机翼翼展39.62m，机体升力面面积157.15m2，机体长度23.50m，机体高度2.62m。
[0052]第三步:设计优化鸭翼参数。
[0053]根据起降、配平和操控要求，确定鸭翼翼展9.00m，鸭翼前缘距机翼前缘13.1Om,鸭翼面积7.06m2 (外露部分)，偏转角度-30°~+30°。
[0054]第四步:设计优化边条参数。
[0055]根据气动力分析和试验，确定边条翼展18.88m，边条面积?.10m2，上反偏转角度O。 -12。。
[0056]第五步:设计优化控制面参数。
[0057]根据增升、配平和操控要求，确定机翼前内襟翼、机翼前外襟翼、机翼后内襟副翼、机翼后外阻力方向舵和机身俯仰控制面的布置位置和参数。
[0058]第六步:设计优化机体结构、舱位和油箱
[0059]在上述机体外形基础上，根据气动力计算、试验、载荷分配、机体寿命等要求和条件，进行机体结构、舱位、油箱等的设计和优化。
[0060]第七步:设计优化各分系统和载荷布置，完成全机综合和试验
[0061]在上述外形、结构、舱位、控制面布置等基础上，进行动力系统、燃油系统、飞控系统、供电系统等各分系统的设计、优化和设备布置，完成进一步的全机综合和试验。
[0062]实施例二:
[0063]本专利的实施例二是一种高机动的无人作战飞机，见附图4。
[0064]本实施例的步骤如下:
[0065]第一步:根据作战需求，确定总体性能参数。如下:
[0066]有效载荷:3000kg作战半径:>1000km
[0067]巡航速度:Mal.4-2.0 巡航高度:12000m-18000m
[0068]第二步:设计优化飞翼机体和机翼参数。
[0069]根据重量、巡航、待机等要求，确定飞机的升力系数为0.50-0.60，Ma0.8巡航升阻比为12，MaL 6巡航升阻比为9，利用重量计算公式进一步确定起飞重量16.8t，燃油重量
6.0t，利用翼载计算公式和气动力分析和试验，确定机体几何参数:外露机翼面积31.28m2,机翼翼展13.50m，机体升力面面积78.56m2，机体长度11.75m，机体高度1.31m。
[0070]第三步:设计优化鸭翼参数。
[0071]根据起降、配平和操控要求，确定鸭翼翼展4.50m，鸭翼前缘距机翼前缘6.55m，鸭翼面积3.53m2 (外露部分)，偏转角度-30°?+30°。
[0072]第四步:设计优化边条参数。
[0073]根据气动力分析和试验，确定边条翼展9.44m，边条面积3.55m2，上反偏转角度
O。-12。。
[0074]第五步:设计优化控制面参数。
[0075]根据增升、配平和操控要求，确定机翼前内襟翼、机翼前外襟翼、机翼后内襟副翼、机翼后外阻力方向舵和机身俯仰控制面的布置位置和参数。
[0076]第六步:设计优化机体结构、舱位和油箱
[0077]在上述机体外形基础上，根据气动力计算、试验、载荷分配、机体寿命等要求和条件，进行机体结构、舱位、油箱等的设计和优化。
[0078]第七步:设计优化各分系统和载荷布置，完成全机综合和试验
[0079]在上述外形、结构、舱位、控制面布置等基础上，进行动力系统、燃油系统、飞控系统、供电系统等各分系统的设计、优化和设备布置，完成进一步的全机综合和试验。
【权利要求】
1.带可动边条的鸭式飞翼布局飞机，其特征是，本飞机包括飞翼机身、远距控制鸭翼、机翼、一体化可动边条、机翼前内襟翼、机翼前外襟翼、机翼后内襟副翼、机翼后外阻力方向舵、翼梢小翼、机身俯仰控制面、尾喷口、进气口、进气道/发动机舱、前起落架舱、主起落架舱、内置载荷舱，其中，远距控制鸭翼安装在飞翼机身的前端，机翼安装在飞翼机身的后端，一体化可动边条位于飞翼机身与机翼内侧前缘相融合的部位，通过转轴与飞翼机身连接，并利用安装与飞翼机身侧缘部位的作动器驱动；左/右机翼的前缘布置有机翼前内襟翼和机翼后内襟翼两块控制面，后缘布直有机翼后内襟副翼和机翼后外阻力方向航两块控制面，机翼翼尖安装有翼梢小翼；机身的后部布置有两个并列的尾喷口，尾喷口两侧布置有机身俯仰控制面，机身的腹部布置有两侧式的进气道/发动机舱；飞机采用前三点式起落架，前起落架舱布置在机身腹部中线的前端，左右主起落架舱布置在进气道/发动机舱的外侧；飞机采用内置载荷舱，串列布置在机身腹部中线。
【文档编号】B64D33/04GK203666966SQ201320212543
【公开日】2014年6月25日 申请日期:2013年4月24日 优先权日:2013年4月24日
【发明者】李军, 代京, 赵锁珠, 王伟, 谢锦睿, 蒲鸽 申请人:成都飞机设计研究所