一种采用双尖锥鱼尾型前缘气动布局的飞行器的制作方法

本发明涉及航空航天技术领域，具体为一种采用双尖锥鱼尾型前缘气动布局的飞行器。

背景技术：

飞行器是现代国防的中坚力量，也是大国经济实力、科技实力以及基础工业等综合实力的象征。在飞行器设计的复杂系统工程中，气动布局设计是先行官，是重中之重，直接关系到所有子系统的布置和设计，同时也是各系统能否发挥其潜能的关键因素。

目前兼顾隐身性能、起降性能、亚、跨音速机动、超音速巡航、过失速机动等性能指标的飞行器气动布局方案较少，其主要原因是各项设计指标很难在单个气动布局上同时满足，需要折衷考虑，获得能尽可能多的兼顾上述性能指标的气动布局方案。

目前比较常见的气动布局方案有常规布局、三角翼布局、飞翼布局、变体布局等。其中采用常规布局方案，能较好的兼顾各项指标，特别是起降性能，但超音速性能、隐身特性等指标上优势不明显；采用带近距/远距鸭翼的三角翼布局方案，在继承三角翼高速性能好、结构效率高等优点的同时，较好地解决三角翼低速性能差、配平能力不足的缺点，该类布局缺点是隐身性能差；采用背负式进气道的飞翼布局方案，具有高升阻比、高隐身性的特点，多用于不具备机动性和跨、超音速飞行能力的轰炸机、察打一体无人机等；变体布局方案较为超前，多基于复杂变体机构或智能材料、压电材料等新概念技术，实现飞行器机翼折叠/展开或机翼翼型、后掠角等自适应变化等变气动布局，达到兼顾各项指标的目的，缺点是结构复杂且机构实现难度较大，同时布局变化中气动问题突出等。

因此，在飞行器设计上需要继续寻求新的气动布局方案，尽可能多的兼顾各项指标，充分发掘现有飞行器发动机、材料结构等各个子系统的技术潜力。

技术实现要素：

为更好地兼顾隐身性能、起降性能、亚、跨音速机动、超音速巡航、过失速机动等性能指标，本发明提出一种采用双尖锥鱼尾型前缘气动布局的飞行器。

本发明的技术方案为：

所述一种采用双尖锥鱼尾型前缘气动布局的飞行器，包括机身和发动机；所述机身为具有纵向对称面的对称结构；其特征在于：所述机身包括头部尖锥、过渡段、进气道尖锥和翼身融合体；

两个头部尖锥沿飞行器纵向对称面对称分布在飞行器头部，且头部尖锥内侧和外侧后掠角为60°～85°；两个头部尖锥的根部不相连接；

两个头部尖锥的根部与翼身融合体前端分别通过一个过渡段连接；所述过渡段由前段的向前扩张部分和后段平直部分组成；向前扩张部分的后掠角与同侧头部尖锥外侧后掠角相同；

进气道尖锥处于两个过渡段之间，进气道尖锥后掠角为50°～85°；

翼身融合体由前段后掠部分和后段前掠部分组成；前段后掠部分的后掠角与头部尖锥外侧后掠角相同，后段前掠部分的前掠角为15°～50°；

发动机内埋在翼身融合体内，翼身融合体后端布置有发动机尾喷口。

进一步的优选方案，所述一种采用双尖锥鱼尾型前缘气动布局的飞行器，其特征在于：机身任一横截面的最大厚度位置处于过头部尖锥顶点的纵向平面内。

进一步的优选方案，所述一种采用双尖锥鱼尾型前缘气动布局的飞行器，其特征在于：在机身下表面，从进气道尖锥尾端到翼身融合体后端为平面布局，平面布局的横向两侧与过两个头部尖锥顶点的最大厚度面采用弧面过渡。

进一步的优选方案，所述一种采用双尖锥鱼尾型前缘气动布局的飞行器，其特征在于：两个头部尖锥顶点间距为飞行器纵向总长的0.15～0.30倍，两个头部尖锥根部间距为顶点间距的0.15～0.40倍。

进一步的优选方案，所述一种采用双尖锥鱼尾型前缘气动布局的飞行器，其特征在于：两个过渡段的后段平直部分相邻宽度为两个头部尖锥顶点间距的0.50～0.80倍。

进一步的优选方案，所述一种采用双尖锥鱼尾型前缘气动布局的飞行器，其特征在于：翼身融合体后段前掠部分的纵向宽度为飞行器总长的0.10～0.50倍。

进一步的优选方案，所述一种采用双尖锥鱼尾型前缘气动布局的飞行器，其特征在于：单个头部尖锥采用沿过头部尖锥顶点纵向平面的对称设计。

进一步的优选方案，所述一种采用双尖锥鱼尾型前缘气动布局的飞行器，其特征在于：所述飞行器采用双发布局，两个发动机分别安装在翼身融合体两个最大厚度位置。

进一步的优选方案，所述一种采用双尖锥鱼尾型前缘气动布局的飞行器，其特征在于：所述翼身融合体中，处于两个发动机之间、进气道稳定段后侧的空间作为主任务载荷舱；过渡段空间作为前部任务载荷舱。

有益效果

本发明采用双头部尖锥两侧对称布置，能有效扩大飞行器头部低压区域，在增加升力的同时提高全机配平能力，并减小全机配平阻力。

通过头部尖锥与翼身融合体之间的存在间距的过渡段设计，能控制头部尖锥内侧涡核中心位置，减小涡之间的不利干扰，同时补充上表面气流能量，提高升力。

过渡段中间布置的进气道尖锥，一定程度上提高飞行器上表面涡升力和大迎角进气效率；而且头部尖锥和过渡段对进气道实现一定遮挡作用，提高隐身性能。

飞行器下表面进气道唇口与尾喷口之间的平面凹槽型面设计，能达到提高升力目的。

采用大后掠翼身融合设计，飞行器结构效率高，内部空间大，超音速阻力小，且采用头部双尖锥布置，使飞行器有效投影面积增大，低速状态升力增加。

因此，本发明的气动布局方案能较好地兼顾隐身性能、起降性能、亚、跨音速机动性能、超音速巡航性能、过失速机动性能等指标。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1为本发明的一种双尖锥鱼尾型前缘飞行器的气动布局示意图；

图2为本发明的一种双尖锥鱼尾型前缘飞行器的气动布局外观图(左下视角)；

图3为本发明的一种双尖锥鱼尾型前缘飞行器的气动布局外观图(左上视角)；

图4为本发明的一种双尖锥鱼尾型前缘飞行器的气动布局剖面视图及三视图；

图5为本发明的一种双尖锥鱼尾型前缘飞行器的气动布局下表面凹槽型面示意图；

图6为本发明的一种双尖锥鱼尾型前缘飞行器的双发动机布局示意图；

图7为本发明的一种双尖锥鱼尾型前缘飞行器的单发动机布局示意图。

图中：左头部尖锥(1)、右头部尖锥(2)、过渡段(3)、进气道尖锥(4)、翼身融合体(5)、发动机(6)、前部任务载荷舱(7)、进气道(8)、主任务载荷舱(9)、尾喷管(10)。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

本发明的目的是为了更好地兼顾隐身性能、起降性能、亚、跨音速机动、超音速巡航、过失速机动等性能指标，而提出了一种采用双尖锥鱼尾型前缘气动布局的飞行器。

本实施例中的飞行器包括机身和发动机，所述机身为具有纵向对称面的对称结构，而发动机采用双发设计。依据本发明的技术方案，本实施例中的机身包括头部尖锥、过渡段3、进气道尖锥4和翼身融合体5。从平面投影形状看，飞行器前缘的空隙部分具有类似鱼尾型形状特征。

两个头部尖锥沿飞行器纵向对称面对称分布在飞行器头部，且头部尖锥内侧和外侧后掠角为60°～85°，两个头部尖锥的根部不相连接；两个头部尖锥顶点间距为飞行器纵向总长的0.15～0.30倍，两个头部尖锥根部间距为顶点间距的0.15～0.40倍。采用双头部尖锥两侧对称布置，能有效扩大飞行器头部低压区域，在增加升力的同时提高全机配平能力，并减小全机配平阻力。

本实施例中，单个头部尖锥采用沿过头部尖锥顶点纵向平面的对称设计，头部尖锥左右两侧后掠角均为70°，尖锥长度为飞行器总长的0.22倍，两头部尖锥顶点间距为飞行器总长的0.20倍，头部尖锥剖面形状如图4所示，其中剖视图A-A为头部尖锥0.44站位处剖面形状，B-B为头部尖锥根部处剖面形状。

两个头部尖锥的根部与翼身融合体前端分别通过一个过渡段连接。所述过渡段由前段的向前扩张部分和后段平直部分组成；其中向前扩张部分的后掠角与同侧头部尖锥外侧后掠角相同；两个过渡段的后段平直部分相邻宽度为两个头部尖锥顶点间距的0.50～0.80倍。通过头部尖锥与翼身融合体之间的存在间距的过渡段设计，能控制头部尖锥内侧涡核中心位置，减小涡之间的不利干扰，同时补充上表面气流能量，提高升力。

本实施例中，两个过渡段的后段平直部分相邻宽度为两个头部尖锥顶点间距的0.60倍，前段扩张部分与后段平直部分交界处剖面形状如图4剖视图C-C所示。

进气道唇口为尖锥型，即进气道尖锥。进气道尖锥处于两个过渡段之间，进气道尖锥后掠角为50°～85°；进气道尖锥根部宽度即为两个过渡段的后段平直部分相邻宽度。过渡段中间布置的进气道尖锥，一定程度上提高飞行器上表面涡升力和大迎角进气效率；而且头部尖锥和过渡段对进气道实现一定遮挡作用，提高隐身性能。

本实施例中，进气道尖锥后掠角为55°，进气道尖锥根部宽度即为两个过渡段的后段平直部分相邻宽度(含附面层隔道情况)。

翼身融合体由前段后掠部分和后段前掠部分组成；前段后掠部分的后掠角与头部尖锥外侧后掠角相同，后段前掠部分的前掠角为15°～50°；翼身融合体后段前掠部分的纵向宽度为飞行器总长的0.10～0.50倍。

本实施例中，翼身融合体后段前掠部分的前掠角为35°，翼身融合体后段前掠部分的纵向宽度为飞行器总长的0.30倍，图4中剖视图D-D中最大厚度位于发动机处。

从整个机身的横截面看，机身任一横截面的最大厚度位置均处于过头部尖锥顶点的纵向平面内，即从最大厚度位置从头部尖锥沿纵向逐渐延伸过渡到飞行器尾部。而在机身下表面，从进气道尖锥尾端到翼身融合体后端为平面布局，平面布局的横向两侧与过两个头部尖锥顶点的最大厚度面采用弧面过渡，在飞行器翼身融合体下表面形成凹槽型面。飞行器下表面进气道唇口与尾喷口之间的平面凹槽型面设计，能达到提高升力目的。

本实施例飞行器采用双发布局，发动机内埋在翼身融合体内，两个发动机分别安装在翼身融合体两个最大厚度位置，翼身融合体后端布置有发动机尾喷口。所述翼身融合体中，结构合理高效，内部空间大，其中处于两个发动机之间、进气道稳定段后侧的空间作为主任务载荷舱；过渡段空间作为前部任务载荷舱。

有上述实施例可以看出，本发明采用双尖锥鱼尾型前缘结合双发宽距布置，飞行器有效投影面积大，低速状态升力大，超音速及配平阻力小，隐身性好。本发明的气动布局方案能较好地兼顾隐身性能、起降性能、亚、跨音速机动性能、超音速巡航性能、过失速机动性能等指标。

本发明不仅限于双发动机布局方案，还包含采用双尖锥鱼尾型前缘气动布局的其他方案，如图7所示的一种双尖锥鱼尾型前缘飞行器的单发动机布局示意图。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。