飞机的制作方法

本发明涉及飞机的气动布局，尤其涉及一种飞机，尤其是采用翼身融合布局的民用飞机。

背景技术：

现役的大部分民用飞机的气动布局为常规气动布局，其主要特征是用于运载人员和货物的筒状的机身，在机身中段安装机翼用来产生升力和横向操纵，在机身尾段安装的尾翼用于实现飞机的纵向、航向操纵与稳定。机翼与尾翼的几何特征都属于“薄片”特征。常规气动布局发展至今已经相当成熟，但是在经济性上已经发展到平台期，很难有进一步的突破。因此，非常规气动布局成为寻求民用飞机性能质变的重要研发方向。

美国波音x48b、剑桥和mit团队提出的sax-40方案、nasa和mit提出的h3.2概念方案，都属于翼身融合布局，但在翼身融合布局的气动性能等多方面的效果上仍存在不足之处，其中尤以俯仰和偏航的可操纵性与稳定性的不足最为显著，同时燃油经济性也不够高。

因此，亟需一种新的飞机翼身融合布局设计，进一步提高飞机的燃油经济性，同时获得更好的俯仰和偏航的可操纵性与稳定性。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中采用翼身融合布局的飞机，俯仰和偏航的可操纵性与稳定性不佳且燃油经济性不佳的缺陷，提出一种飞机。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

本发明提供了一种飞机，包括采用翼身融合布局的机身和机翼，其特点在于，所述飞机还包括两台桨叶后置的开式转子发动机，所述开式转子发动机设置于机翼的上表面上，所述开式转子发动机的桨叶位于所述飞机的水平投影的机翼后缘转折区域内。

较佳地，所述飞机还具有尾撑，所述尾撑连接于所述机身的后缘，所述尾撑上安装有一对腹鳍，该对腹鳍呈v形。

较佳地，该对腹鳍与铅垂面的夹角在20°-35°的范围内。

较佳地，所述尾撑上还安装有v形的垂直安定面，所述垂直安定面采用非对称小弯度翼型，其中弯度较大的一面朝外，弯度较小的一面朝内。

较佳地，所述垂直安定面与铅垂面的夹角在20°-35°的范围内。

较佳地，所述机翼为大展弦比后掠机翼，所述机翼的机翼外侧后缘还设置有一对副翼，该对副翼在所述机翼上的位置处于展向40％-90％的范围内，其中每个副翼包括可相互独立运动的内外副翼。

较佳地，所述机翼的展弦比在8-10的范围内，后掠角在25°-30°的范围内。

较佳地，所述机翼和所述机身分别采用中弧线反弯翼型，所述中弧线反弯翼型配置为，翼梢相对厚度在9％-12％的范围内，翼根相对厚度在14％-17％的范围内。

较佳地，所述机翼的机翼外侧前缘安装有外侧前缘缝翼、以及内侧克鲁格襟翼或前缘下垂装置，所述外侧前缘缝翼的安装位置处于所述机翼的展向40％-90％的范围内，所述内侧克鲁格襟翼或前缘下垂装置的安装位置处于所述机翼的展向30％-40％的范围内。

较佳地，所述机翼的中段后部还安装有多块扰流板，所述扰流板的安装位置处于所述机翼的展向40％-60％的范围内、弦向70％-80％的范围内。

在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本发明各较佳实例。

本发明的积极进步效果在于：

本发明的飞机，能够显著提高飞机的燃油经济性，同时有助于获得更好的俯仰和偏航的可操纵性与稳定性。

附图说明

图1为本发明一较佳实施例的飞机的立体图。

图2为本发明一较佳实施例的飞机的另一立体图。

图3为本发明一较佳实施例的飞机的俯视图。

图4为本发明一较佳实施例的飞机的垂直安定面和腹鳍部分的局部示意图。

图5为本发明一较佳实施例的飞机中的腹鳍梢端与起落架车架的接地线相切构成连线的示意图。

具体实施方式

下面结合说明书附图，进一步对本发明的优选实施例进行详细描述，以下的描述为示例性的，并非对本发明的限制，任何的其他类似情形也都落入本发明的保护范围之中。

在以下的具体描述中，方向性的术语，例如“左”、“右”、“上”、“下”、“前”、“后”、等，参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。

参考图1-3所示，根据本发明一较佳实施例的飞机，包括采用翼身融合布局的机身1和机翼2，飞机还包括两台桨叶后置的开式转子发动机7，开式转子发动机7设置于机翼2的上表面上，开式转子发动机7的桨叶位于飞机的水平投影的机翼后缘转折区域内。

本发明的上述布局形式结合了翼身融合布局亚音速飞行的高升阻比和开式转子发动机在亚音速工况的燃油经济性，可以说是经济性的最优组合。同时开式转子发动机距离地面较近但又接近飞机重心，因此地面勤务性较好，发动机也更接近机翼中的油箱，同时不会给飞机重心设计带来困难，而且最大程度的避免了起飞时的桨叶蹭地损坏，还避免了转子爆破以及异物飞出对客舱内人员的安全威胁。

具体地，开式转子发动机7可由支架支撑于机翼2上表面，为飞机提供推力。相比同等推力等级的涡扇发动机，开式转子发动机在改善燃油经济性和降低二氧化碳排放方面具备极大潜力，可通过移除短舱可以实现极高的理论涵道比设计，其燃油消耗率相比于同样条件的涡扇发动机可降低25-30％。而本发明提供的各种布局形式可以很好地兼容开式转子发动机，将发动机布置在翼身融合体后方，还能够极大地降低转子爆破的潜在影响。

发动机的工作形式可以选用活塞式内燃机、涡轮机或者电动机驱动空气螺旋桨的发动机布局，其特性也可很好地适用于低速无人机。

在本发明的翼身融合布局中，机身1作为中心升力体，位于飞机中央，既起到了传统布局中机身的作用，能够满足装载空间要求，同时中心升力体各剖面设计采用升力翼型，其作用相当于一段机翼2，因而也能够提供明显的升力。根据本发明的优选实施方式，中心升力体的对称面的相对厚度为15％-18％，中心升力体一直向后延伸，在俯视图投影上中心升力体的头部与机翼前缘，后缘与机翼根部后缘相融合，令整个飞机成为一个融合的整体。

参考图1和图4所示，根据本发明的优选实施方式，飞机还具有尾撑，尾撑连接于机身1的后缘，尾撑上安装有一对腹鳍6，该对腹鳍6呈v形，进一步优选地，该对腹鳍6与铅垂面的夹角在20°-35°的范围内。更优选地，尾撑上还安装有v形的垂直安定面3，垂直安定面3采用非对称小弯度翼型，其中弯度较大的一面朝外，弯度较小的一面朝内。垂直安定面3与铅垂面的夹角可在20°-35°的范围内。

根据上述配置，垂直安定面3和腹鳍6都呈v形斜插在机身1的后缘的尾撑上，均能有助于为飞机提供航向稳定性，并可辅助飞机进行纵向配平。

进一步地，在垂直安定面后缘可安装有方向舵4，用于控制飞机的航向。在机身尾段可安装有升降舵5，升降舵5与机身1尾段自然过渡，用于对飞机进行俯仰操控。

上述的v形垂直安定面3和腹鳍6的配置，兼顾了飞机的航向操稳特性与纵向稳定性，后移了全机气动焦点。同时，垂直安定面3和腹鳍6还可兼做中心升力体后缘的端板，减弱三维流动，增强升降舵舵效。并且，参见图5所示，腹鳍梢端与起落架车架的接地线相切构成的连线，形成飞机的擦地角限制线，该限制线有效的保护了开式转子发动机7的桨叶不会在起降时碰撞地面。垂直安定面3采用非对称小弯度翼型，弯度较大的一面朝外，辅助飞机进行纵向配平。腹鳍6可采用对称翼型。

根据本发明的优选实施方式，机翼2为大展弦比后掠机翼，机翼的机翼外侧后缘还设置有一对副翼9，该对副翼9在机翼上的位置处于展向40％-90％的范围内，其中每个副翼9包括可相互独立运动的内外副翼9。具体地，机翼的展弦比可在8-10的范围内，后掠角可在25°-30°的范围内。进一步地，机翼2和机身1分别采用中弧线反弯翼型，中弧线反弯翼型配置为，翼梢相对厚度在9％-12％的范围内，翼根相对厚度在14％-17％的范围内。

上述设计主要是考虑到翼身融合布局的力矩特性要求，机翼2和中心升力体采用中弧线反弯翼型，有助于实现全机的配平。

根据本发明的优选实施方式，机翼2的机翼外侧前缘安装有外侧前缘缝翼10、以及内侧克鲁格襟翼13或前缘下垂装置，外侧前缘缝翼10的安装位置处于机翼2的展向40％-90％的范围内，内侧克鲁格襟翼13或前缘下垂装置的安装位置处于机翼2的展向30％-40％的范围内。机翼2的上述配置，有助于促使机翼2内侧先于机翼2外侧失速，并提高升阻比及降低缝隙噪声。

优选地，机翼2外侧后缘的展向40％-90％位置可设置两对副翼9，副翼9分为内外两块。这有助于对飞机进行滚转操纵，并且在纵向俯仰操纵时，随升降舵5同向联动，以提供充分的俯仰力矩。此外，可选地，也可设置有机翼后缘襟翼8。

上述配置的副翼9可适用于以下副翼控制策略：左右翼的内外侧副翼9在滚转操纵时，差动偏转；在纵向俯仰操纵时，随升降舵5同向联动：外副翼9与升降舵5的偏角比例约为1:2，内副翼9与升降舵5的偏角比例约为1:3。这种副翼配置与如上控制策略搭配，能明显提高俯仰操纵效能，同时在驾驶员纵向拉杆时形成外翼的附加气动扭转，有助于实现机动载荷的减缓和外翼失速特性的改善。

优选地，机翼2的中段后部还安装有多块扰流板11，扰流板11的安装位置处于机翼2的展向40％-60％的范围内、弦向70％-80％的范围内。扰流板11可在飞机降落时提供必须的阻力。

优选地，飞机的起落架系统可采用前三点式起落架，前起落架为两轮，位于机头驾驶舱下面，后起落架为四轮小车式起落架，展向位于机翼2靠近机身1的两侧，弦向位于机翼2中部靠前的位置。

虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。