一种三翼面飞机的气动布局的制作方法

本实用新型涉及一种三翼面飞机的气动布局，属于航空技术领域的飞行器设计方向。

背景技术：

三翼面飞机是由鸭翼、机翼和平尾组成气动力承力面的飞机。三翼面飞机虽然由于增加鸭翼而略有增重的不足，但是三翼面飞机在低空、超低空时气动性能好，在高空时机动能力强，因此，受到国内外航空界的广泛关注。目前，俄罗斯的Su-30SM、Su-33和Su-34等三翼面飞机大量装备部队，提高了航空兵部队的作战能力。但是，当前的三翼面飞机注重气动特性，忽略隐身特性，导致三翼面飞机的RCS(雷达散射截面积)偏大，作战时飞机的生存力较低。我国对三翼面飞机也比较感兴趣，航空部门在进行研发。

技术实现要素：

本实用新型的目的在于提供一种三翼面飞机的气动布局，该气动布局使飞机具备优秀的气动特性，同时隐身性能良好。

为实现上述目的，本实用新型所采取的技术方案为：

一种三翼面飞机的气动布局，包括机身、机翼、鸭翼、平尾和立尾的气动布局，其中，机翼(2)、鸭翼(1)、平尾(3)组成气动力承力的三翼面，隐身特性机身，全动双立尾外倾，双腹鳍外倾。

作为本实用新型的进一步改进，所述的机翼(2)、鸭翼(1)、平尾(3)组成气动力承力的三翼面为：机翼(2)与机身翼身融合，机翼(2)为梯形翼、中单翼、下反、后掠，下反角为2°～4°，其展弦比为3～4，机翼(2)带有前缘襟翼(4)和襟副翼(5)，前缘襟翼(4)面积与机翼(2)面积之比为7.5％～10.5％，襟副翼(5)面积与机翼(2)面积之比为9.5％～12.5％；鸭翼(1)为全动差动鸭翼、上反、后掠，其上反角为12°～15°，其展弦比为4～5，鸭翼(1)的翼型为升力翼型；平尾(3)为全动差动平尾、下反、后掠，其下反角为2°～5°，其展弦比为3.5～4.5，平尾(3)的翼型为升力翼型；机翼(2)、鸭翼(1)和平尾(3)的前缘后掠角相等，其值为42°～45°；机翼(2)、鸭翼(1)和平尾(3)的后缘后掠角相等，其值为27°～30°。

作为本实用新型的进一步改进，所述的隐身特性机身为：带棱边的机头(6)，中机身(7)内有S弯进气道，进气道入口为DSI型(10)(无附面层隔道超音速进气道)，后机身(8)内部装有两台涡扇发动机，机身尾部两个尾喷口之间有减阻锥(9)。

作为本实用新型的进一步改进，所述的全动双立尾外倾为：立尾(11)为梯形，其翼型为对称翼型，立尾前缘后掠角为47°～52°，立尾后缘后掠角为22°～30°，立尾外倾角为35°～40°。

作为本实用新型的进一步改进，所述的双腹鳍外倾为：腹鳍(12)为梯形，其翼型为对称翼型，腹鳍外倾角为35°～40°。

与现有技术相比，本实用新型的优点和取得的有益效果为：

第一，升阻比高。流经鸭翼的气流在机翼上方产生涡，提高了机翼的升力；鸭翼、机翼、平尾在飞机平飞配平时，都提供正升力，升力没有损失，又由于飞机的阻力比较小，所以飞机的升阻比高。

第二，可操纵性好。飞机的俯仰操纵由鸭翼、平尾控制，偏航操纵由全动双立尾控制，滚转由鸭翼、襟副翼、平尾控制，另外还可以偏转前缘襟翼和襟副翼用于增大飞机的升力，所以飞机的可操纵性好。

第三，稳定性好。飞机的气动焦点在飞机的重心后，鸭翼的升力对飞机的重心产生的抬头力矩、机翼的升力对飞机的重心产生的低头力矩、平尾的正升力对飞机的重心产生的低头力矩，三个力矩共同达到平衡，俯仰阻尼大，所以飞机的纵向稳定性好；由于飞机为中单翼、下反、后掠，所以飞机的横向稳定性好；由于有双立尾和双腹鳍，所以航向稳定性好。

第四，隐身性好。由于飞机采取带棱边的机头、S弯进气道、DSI型进气道入口，所以飞机的前向RCS降低；由于全动双立尾外倾、双腹鳍外倾，所以飞机的侧向RCS降低；机翼、鸭翼和平尾的前缘后掠角相等，机翼、鸭翼和平尾的后缘后掠角相等，所以飞机的强散射源集中在几个窄波束内，飞机的全向RCS峰值数量降低。

附图说明

图1为本实用新型的立体图。

图2为本实用新型的主视图。

图3为本实用新型的后视图。

图4为本实用新型的左视图。

图5为本实用新型的俯视图。

图6为本实用新型的仰视图。

在附图中，1为鸭翼；2为机翼；3为平尾；4为前缘襟翼；5为襟副翼；6为机头；7为中机身；8为后机身；9为减阻锥；10为DSI型；11为立尾；12为腹鳍。

具体实施方式

下面将结合附图1～6和实施例对本实用新型进行进一步详细说明。

一种三翼面飞机的气动布局的实施例，包括机身、机翼、鸭翼、平尾和立尾的气动布局，其特征在于：机翼(2)、鸭翼(1)、平尾(3)组成气动力承力的三翼面，隐身特性机身，全动双立尾外倾，双腹鳍外倾。三翼面飞机的机长为22m，机高为4.5m，翼展为16.7m。

作为本实用新型实施例的进一步改进，所述的机翼(2)、鸭翼(1)、平尾(3)组成气动力承力的三翼面为：机翼(2)与机身翼身融合，机翼(2)为梯形翼、中单翼、下反、后掠，下反角为2°，其展弦比为3，机翼的翼型为NACA 64a204翼型，机翼(2)带有前缘襟翼(4)和襟副翼(5)，前缘襟翼(4)面积与机翼(2)面积之比为7.5％，襟副翼(5)面积与机翼(2)面积之比为9.5％；鸭翼(1)为全动差动鸭翼、上反、后掠，其上反角为12°，其展弦比为4，鸭翼(1)的翼型为NACA 64a202翼型；平尾(3)为全动差动平尾、下反、后掠，其下反角为2°，其展弦比为3.5，平尾(3)的翼型为NACA 64a202翼型；机翼(2)、鸭翼(1)和平尾(3)的前缘后掠角相等，其值为42°；机翼(2)、鸭翼(1)和平尾(3)的后缘后掠角相等，其值为27°。

作为本实用新型实施例的进一步改进，所述的隐身特性机身为：带棱边的机头(6)，中机身(7)内有S弯进气道，进气道入口为DSI型(10)(无附面层隔道超音速进气道)，后机身(8)内部装有两台涡扇发动机，机身尾部两个尾喷口之间有减阻锥(9)。

作为本实用新型实施例的进一步改进，所述的全动双立尾外倾为：立尾(11)为梯形，其翼型为NACA 64a006翼型，立尾前缘后掠角为47°，立尾后缘后掠角为22°，立尾外倾角为35°。

作为本实用新型实施例的进一步改进，所述的双腹鳍外倾为：腹鳍(12)为梯形，其翼型为NACA 64a006翼型，腹鳍外倾角为35°。

以上所述实施方式仅为本实用新型的优选实施例，而并非本实用新型可行实施的穷举。对于本领域的一般技术人员而言，在不背离本实用新型原理和精神的前提下对其所做出的任何显而易见的改动，都应当被认为包含在本实用新型的权利要求保护范围之内。因此，本实用新型的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。