专利名称：一种无尾翼身融合飞机的中央机体的制作方法
技术领域：
本发明涉及飞行器设计领域，具体是ー种无尾翼身融合飞机的中央机体。
背景技术：
无尾翼身融合飞机作为ー种新概念的布局形式，其优越的气动和综合性能已逐渐得到航空エ业界的认可，相对于常规布局的飞机，无尾翼身融合布局具有以下几个优点，减小了浸湿面积，具备了较高的气动效率，因而减小了燃油消耗、降低了氮氧化物的排放；将发动机置于宽大机体上表面，减小噪音水平；宽大的中央机体易于装载。无尾翼身融合飞机具备了众多的优势，但中央机体的设计依然是ー个难点。中央机体由翼型剖面构成，因而翼型设计是关键。首先，无尾翼身融合飞机的中央机体必须满足装载要求，因此要求中央机体翼型相对厚度较大，而较大相对厚度的翼型在跨声速飞行时易产生较强的激波，使得阻力増大；其次，中央机体是升カ体，需产生升力，这也是无尾翼身·融合飞机区别于常规布局飞机的ー个重要特点；最后，由于取消了尾翼，如何保证飞机纵向平衡也成为中央机体翼型设计的难点之一。综上，若中央机体采用超临界翼型或其它现有翼型(如较厚的对称翼型等)均无法满足无尾翼身融合飞机的装载、气动和纵向配平的要求。
发明内容为克服现有技术中存在的无法满足无尾翼身融合飞机的装载、气动特性和纵向配平要求的不足，本发明提出了ー种无尾翼身融合飞机的中央机体。本发明中，中央机体根部与该中央机体对称面重合，中央机体梢部位于中央机体对称面的两侧。本发明以中央机体的一侧加以描述中央机体包括中央机体根部、内侧控制面、外侧控制面和中央机体梢部,并将所述中央机体根部、内侧控制面、外侧控制面和中央机体梢部通过线性插值获得中央机体的三维构型。中央机体平面形状为由中央机体根部弦长与梢部弦长为两边、中央机体梢部距中央机体根部的展向距离为高构成的梯形，中央机体根部的弦长为L，中央机体梢部的弦长I梢=0. 61916L，中央机体前缘后掠角a为36. 59°，且中央机体梢部距中央机体根部的展向距离St肖=0.28133L。中央机体根部前缘顶点6的坐标为(0，0，0)。根据上述几何參数确定中央机体梢部前缘顶点距中央机体根部前缘顶点的弦向距离d = 0. 20884L,中央机体梢部前缘顶点9坐标为(0. 20884L,0. 28133L，0)。所述内侧控制面邻近中央机体根部，距中央机体根部的展向距离s肖=0. 06634L。该内侧控制面前缘顶点的坐标为(0. 049247L，0. 06634L，0)。所述外侧控制面邻近中央机体的梢部，距中央机体根部的展向距离sタト=
0.17567L。该外侧控制面前缘顶点的坐标为(0. 130414L，0. 17567L，0)。中央机体根部的翼型、内侧控制面的翼型、外侧控制面的翼型和中央机体梢部截面的翼型均釆用前加载后卸载翼型。在成形所述中央机体根部的截面形状时，将所述前加载后卸载翼型的前缘点置于中央机体根部前缘顶点处，并将翼型的横坐标X和纵坐标y分别放大L倍，即可得到中央机体根部的截面形状。在成形所述内侧控制面截面形状时，将所述前加载后卸载翼型的前缘点置于内侧控制面前缘顶点，并将翼型的横坐标X放大
0.910196L倍，纵坐标y放大0. 98301IL倍，得到内侧控制面的截面形状。在成形所述外侧控制面截面形状时，将所述前加载后卸载翼型的前缘点置于外侧控制面前缘顶点，并将翼型的横坐标X放大0. 762185L倍，纵坐标y放大0. 838403L倍，得到外侧控制面4的截面形状。在成形所述中央机体梢部截面形状时，将所述前加载后卸载翼型的前缘点置于中央机体梢部前缘顶点，并将翼型的横坐标X放大0. 61916L倍，纵坐标y放大0. 631543L倍，得到中央机体梢部的截面形状。上述各基本翼型数据点如表所示，其中翼型的前缘点为(0，0)。翼型上表面数据点
权利要求1.ー种无尾翼身融合飞机的中央机体，其特征在于，中央机体根部与该中央机体对称面重合，中央机体梢部位于中央机体对称面的两侧；本发明以中央机体的ー侧加以描述中央机体包括中央机体根部、内侧控制面、外侧控制面和中央机体梢部，并将所述中央机体根部、内侧控制面、外侧控制面和中央机体梢部通过线性插值获得中央机体的三维构型； 中央机体平面形状为由中央机体根部弦长与梢部弦长为两边、中央机体梢部距中央机体根部的展向距离为高构成的梯形，中央机体根部的弦长为L，中央机体梢部的弦长Itw =0.61916L，中央机体前缘后掠角a为36. 59°，且中央机体梢部距中央机体根部的展向距离St肖=0. 28133L ;中央机体根部前缘顶点坐标为(0,0,0);根据上述几何參数确定中央机体梢部前缘顶点距中央机体根部前缘顶点的弦向距离d = 0. 20884L,中央机体梢部前缘顶点坐标为(0. 20884L，0. 28133L，0);所述内侧控制面邻近中央机体根部，距中央机体根部的展向距离Srt= 0. 06634L ;该内侧控制面前缘顶点的坐标为(0. 049247L，0. 06634L，0)；所述外侧控制面邻近中央机体的梢部，距中央机体根部的展向距离sタト=0. 17567L ;该外侧控制面前缘顶点的坐标为(0. 130414L，0. 17567L，0)； 中央机体根部的翼型、内侧控制面的翼型、外侧控制面的翼型和中央机体梢部截面的翼型均采用前加载后卸载翼型；在成形所述中央机体根部的截面形状吋，将所述前加载后卸载翼型的前缘点置于中央机体根部前缘顶点处，并将翼型的横坐标X和纵坐标y分别放大L倍，即可得到中央机体根部的截面形状；在成形所述内侧控制面截面形状吋，将所述前加载后卸载翼型的前缘点置于内侧控制面前缘顶点，并将翼型的横坐标X放大0. 910196L倍，纵坐标I放大0. 98301IL倍，得到内侧控制面的截面形状；在成形所述外侧控制面截面形状吋，将所述前加载后卸载翼型的前缘点置于外侧控制面前缘顶点，并将翼型的横坐标X放大0. 762185L倍，纵坐标y放大0. 838403L倍，得到外侧控制面(4)的截面形状；在成形所述中央机体梢部截面形状吋，将所述前加载后卸载翼型的前缘点置于中央机体梢部前缘顶点，并将翼型的横坐标X放大0. 61916L倍，纵坐标y放大0. 631543L倍，得到中央机体梢部的截面形状； 上述各基本翼型数据点如表所示
专利摘要一种无尾翼身融合飞机的中央机体。所述中央机体平面形状为由中央机体根部弦长与梢部弦长为两边、中央机体梢部距中央机体根部的展向距离为高构成的梯形。中央机体根部、内侧控制面、外侧控制面和中央机体梢部通过线性插值获得中央机体的三维构型。中央机体根部与该中央机体对称面重合，中央机体梢部位于中央机体对称面的两侧。构成中央机体的翼型采用前加载后卸载翼型。该翼型在提供较大升力的同时也提供了较大的抬头力矩，并且提供了比现有翼型更强的纵向控制能力。本实用新型有超临界翼型的特性，减小了跨声速飞行时的激波阻力，提高阻力发散马赫数，克服了现有技术中存在的无法满足无尾翼身融合飞机的装载、气动特性和纵向配平要求的不足。
文档编号B64C3/10GK202499274SQ20122007677
公开日2012年10月24日 申请日期2012年3月3日 优先权日2012年3月3日
发明者张彬乾, 李沛峰, 林宇, 王元元, 褚胡冰, 陈真利 申请人:西北工业大学