翼身融合飞机的制作方法

本公开一般涉及航空飞行器技术领域，具体涉及一种无人机，尤其涉及一种翼身融合飞机。

背景技术：

20世纪60年代，飞机设计师们开始提出翼身融合体的概念。飞机设计的特色是没有明显的机身和机翼连接线。机身跟机翼一样都采用翼型设计，同样可以产生升力。翼身融合设计增加了机体空间，飞机可以获取更好的气动性能，减少了飞行阻力，多数第三代超音速战斗机如F-15、F-16、“幻影”2000、米格-29、苏-27等都采用翼身融合布局，美国未来翼身融合概念飞机X-48B是翼身融合布局在客机方面的尝试应用。

现有的翼身融合飞机的布局，导致载重不够大；并且飞行阻力大、升力小，使得飞行半径小，续航时间短。

技术实现要素：

鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种气动性能好、承载能力强的翼身融合飞机。

本申请提供一种翼身融合飞机，包括翼身融合的机身和机翼，所述机翼包括位于所述机身左右两侧的机翼；所述机身具有中央对称面；所述机身具有位于所述中央对称面上的中央截面、垂直于所述中央截面顶点处的重心截面；所述重心截面的上翼面呈中间高、两侧低的上凸流线形，所述重心截面的下翼面呈中间低、两侧高的下凹流线形，所述重心截面在所述中央对称面上的高度为H，所述重心截面的宽度为D，其中0.7≤H/D≤0.8。

优选的，0.76≤H/D≤0.78。

优选的，所述重心截面的上翼面曲率大于下翼面曲率。

优选的，所述重心截面的结构根据以下公式确定：

y＝0.0003x³-0.0024x²+0.0742x+H，

其中x表示距所述中央截面的垂直距离，0≤x≤D/2；y表示在相应的x处所述重心截面的高度。

优选的，所述中央截面的上翼面曲率大于下翼面曲率。

优选的，所述机翼包括自翼根到翼稍并排设置的多个截面翼型，所述机翼具有以翼根翼型、翼稍翼型以及多个截面翼型为控制面建立的贝塞尔曲面的外表面形状；

从所述翼根翼型到所述翼稍翼型，各个翼型的扭转角度逐渐减小，且各个翼型的弦长逐渐减小。

优选的，从所述翼根到所述翼稍之间设有五个截面翼型，分别距离所述翼根翼型0％、22％、50％、70％、80％的展向距离。

优选的，自所述翼根到所述翼稍的方向，所述翼根翼型、五个所述截面翼型、所述翼稍翼型的扭转角依次为：0.5°～1.5°、0.2°～0.7°、-0.2°～0.2°、-0.8°～-0.5°、-1.5°～-1.0°、-2.2°～-1.2°、-3.5°～-2.6°。

优选的，自所述翼根到所述翼稍的方向，所述翼根翼型、五个所述截面翼型、所述翼稍翼型的扭转角依次为：1°、0.5°、0°、-0.65°、-1.35°、-2°、-3°。

优选的，自所述翼根到所述翼稍的方向，所述翼根翼型、五个所述截面翼型、所述翼稍翼型的弦长依次为：P、0.80P～0.85P、0.72～0.76P、0.58P～0.62P、0.5P～0.55P、0.46P～0.49P、0.3P～0.35P。

优选的，自所述翼根到所述翼稍的方向，所述翼根翼型、五个所述截面翼型、所述翼稍翼型的弦长依次为：P、0.83P、0.75P、0.6P、0.53P、0.48P、0.33P。

本申请所提供的翼身融合飞机，采用新型的翼身融合布局，即从机身到机翼的外形平滑过渡，极大的减少了干扰阻力，同时增加了机体内部空间，提高承载能力；控制机身的最大厚度与机身的宽度比，使得机身具有高升阻比，提高飞机的气动性能。在实施例中优选限定机翼各翼型的扭转角、弦长，大大改善整机的升阻比，提高飞机的续航时间。

附图说明

通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本申请的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本实用新型实施例提供的翼身融合的机身和机翼的主视图；

图2为本实用新型实施例提供的机身的结构示意图；

图3为图2中M-M面断面图；

图4为图3中所示的重心截面的宽度和厚度的关系图；

图5为本实用新型实施例提供的机翼的结构示意图；

图6为图5的A-A端面图；

图7为图5的B-B断面图；

图8为图5的C-C断面图；

图9为图5的D-D断面图；

图10为图5的E-E断面图；

图11为图5的F-F断面图；

图12为图5的G-G端面图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关实用新型，而非对该实用新型的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与实用新型相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

请参考图1至图3，本实施例提供一种翼身融合飞机，包括翼身融合的机身1和机翼，机翼包括位于机身1左右两侧的机翼2，机身1具有中央对称面，翼身融合的机身1的展长为D；机身1具有位于中央对称面上的中央截面1-1、垂直于中央截面顶点处的重心截面2-1，图2中M-M面对应于中央截面1-1所在面；重心截面2-1的上翼面呈中间高、两侧低的上凸流线形，重心截面2-1的下翼面呈中间低、两侧高的下凹流线形，如图3所示的中央截面的最大高度为H，也即，H为翼身融合的机身的最大厚度。可见重心截面2-1在中央对称面上的高度为H，重心截面的宽度为D，其中0.7≤H/D≤0.8。

根据本申请实施例提供的技术方案，采用新型的翼身融合布局，当0.7≤H/D≤0.8时，机身的升力会比较理想，且H/D在0.7～0.8之间时，升力先增大后减小；H/D可优选为0.7、0.71、0.72、0.73、0.74、0.75、0.76、0.77、0.78、0.79、0.8，H/D在0.76～0.78之间，机身的升力具有最大值。例如雷诺数为500000，当H＜0.7D时，机身翼型厚度减小，下表面的压强差减小，导致升力降低，升阻比系数降低，经过数值模拟计算发现，在雷诺数500000的情况下，H＝0.65D时的机身，比H＝0.75D的机身升力降低13.5％，升阻比系数降低了2.1，因此L的取值不应太小，太小的话会影响机身的气动性能；当H＞0.8D时，机身最大厚度H过大，与机翼之间过渡比较陡，容易产生湍流，在雷诺数500000情况下，本来光滑的流线在机身的后缘变成了紊乱的线条，这是比较明显的湍流区，湍流区的产生会显著地降低了机身的升力，并增加了压差阻力，为了尽可能的避免湍流转捩，H的高度不应该大于0.8D。机身的最大厚度H与机身的展长D之间设计为0.7≤H/D≤0.8，优选0.76≤H/D≤0.78，使得机身具有高升阻比，提升飞机的气动性能。

进一步地，重心截面的上翼面曲率大于下翼面曲率，在保证了较大的负载容积的同时使得机身1获得升力。

进一步地，重心截面的结构根据以下公式确定：

y＝0.0003x³-0.0024x²+0.0742x+H，

其中x表示距中央截面的垂直距离，0≤x≤D/2；y表示在相应的x处重心截面的高度。参照图4，当x＝0时，y最大，即为机身的最大厚度H；当x＝D/2，y最小，即为机翼的翼根(机身与机翼的连接处)的厚度。

进一步地，本实施例所提供的方案适用于货运无人机或者在客机方面的应用，例如H优选为32.15dm，高度方面可以满足一定的载荷空间。

进一步地，中央截面的上翼面曲率下翼面曲率，在保证了较大的负载容积的同时使得机身1获得升力。

进一步地，如图5-图12所示，本实用新型翼身融合飞机的机翼，包括自翼根3到翼稍4并排设置的多个截面翼型，机翼具有以翼根翼型、翼稍翼型以及多个截面翼型为控制面建立的贝塞尔曲面的外表面形状；从翼根翼型到翼稍翼型，各个翼型的扭转角度逐渐减小，且各个翼型的弦长逐渐减小。图1中A-A面为翼根处的端面，对应于翼根翼型3-1；G-G面为翼稍处的端面，对应于翼稍翼型3-7。

本实用新型所提供的翼身融合飞机的机翼，通过贝塞尔曲面形成机翼的表面，从翼根到翼稍，翼根翼型、五个截面翼型、翼稍翼型的扭转角度逐渐减小，且各个翼型的弦长逐渐减小，也即通过对各翼型扭转角以及弦长的限定，使得该机翼具有良好的气动性能，升力得到显著提高，且降低了阻力，因此采用该机翼可以提高飞机有效载荷、并提升续航能力。

进一步地，从翼根3到翼稍4之间设有五个截面翼型，分别距离翼根翼型0％、22％、50％、70％、80％的展向距离。图5中每个剖切位置为一个截面翼型，自翼根3至翼稍4之间的五个截面翼型依次为第一截面翼型3-2、第二截面翼型3-3、第三截面翼型3-4、第四截面翼型3-5、第五截面翼型3-6。实际使用中，翼型可以采用升阻系数大的翼型，例如自翼根至翼稍之间的五个截面翼型可以为GOE227、NACA5402，NACA7403，NACA7408，NACA6401，当然，翼型的选择不仅仅局限于该五种，亦可以根据实际需要选用其它型号的翼型，这里列举的五个仅仅是用以举例说明。当然根据实际需要，还可以设置其它数量的截面翼型。

进一步地，自翼根3到翼稍4的方向，翼根翼型、五个截面翼型、翼稍翼型的扭转角α依次为：0.5°～1.5°、0.2°～0.7°、-0.2°～0.2°、-0.8°～-0.5°、-1.5°～-1.0°、-2.2°～-1.2°、-3.5°～-2.6°。这里所说的扭转角α为翼型前缘点与后缘点连线与水平面的夹角。通过该扭转角的设定，可以更好地提升升力，降低阻力。

进一步地，自翼根3到翼稍4的方向，翼根翼型、五个截面翼型、翼稍翼型的扭转角α依次为：1°、0.5°、0°、-0.65°、-1.35°、-2°、-3°。各翼型处的扭转角据此设计，可以极大的提高机翼的胜利，降低阻力。

进一步地，自翼根3到翼稍4的方向，翼根翼型、五个截面翼型、翼稍翼型的弦长依次为：P、0.80P～0.85P、0.72～0.76P、0.58P～0.62P、0.5P～0.55P、0.46P～0.49P、0.3P～0.35P。也即，翼根翼型的弦长为P，分别距离翼根翼型0％、22％、50％、70％、80％、100％的展向距离处的翼型的弦长分别为0.80P～0.85P、0.72～0.76P、0.58P～0.62P、0.5P～0.55P、0.46P～0.49P、0.3P～0.35P。通过设定弦长，可以更好地提升升力，降低阻力。

进一步地，自翼根3到翼稍4的方向，翼根翼型、五个截面翼型、翼稍翼型的弦长依次为：P、0.83P、0.75P、0.6P、0.53P、0.48P、0.33P。各翼型处的弦长据此设计，可以极大的提高机翼的胜利，降低阻力。

本实施例对整机的升力和阻力的影响小于5％，充分发挥的了翼身融合机身的高升阻比的特点，整机升阻比在14.0以上。

以上描述仅为本申请的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本申请中所涉及的实用新型范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案，同时也应涵盖在不脱离所述实用新型构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本申请中公开的(但不限于)具有类似功能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。