一种带棱边的飞机机头的制作方法

本实用新型涉及飞机制造技术领域，尤其涉及一种带棱边的飞机机头。

背景技术：

跨音速、超音速飞机为了减小激波影响，采用细长机头，在大迎角（大于等于30°）情况下，空气来流易在机头生成不对称的机头涡，机头涡向后拖出，促使飞机产生偏航力矩，而该偏航力矩随迎角的增加而增加，甚至超过飞机可提供的修正操纵修正力矩，从而使飞机丧失航向稳定性和操纵性，危及飞行安全。

技术实现要素：

本实用新型所解决的技术问题在于提供一种带棱边的飞机机头，以解决上述背景技术中的缺点。

本实用新型所解决的技术问题采用以下技术方案来实现：

一种带棱边的飞机机头，包括机头上表面、棱边及机头下表面，棱边通过大曲率样条将机头分为机头上表面与机头下表面，机头上表面与机头下表面由大曲率曲线桥接而成；棱边设置在机头两侧，从机头前缘沿设计方向从前至后延伸，具体结构如下：

机头上表面第一轮廓线一端与机头尖点连接，另一端与机头上表面第二轮廓线连接，机头上表面第二轮廓线与机头上表面第三轮廓线连接直至B-B剖面，机头下表面轮廓线从机头尖点开始延伸至B-B剖面；且机头上表面第一轮廓线与机头下表面轮廓线在机头尖点处成固定夹角，棱边侧向最大轮廓线的侧视投影线为直线，从机头尖点开始延伸至B-B剖面，其长度与角度根据机头涡的位置和强度确定；

机头左轮廓线与机头右轮廓线关于对称轴线对称，且机头左轮廓线与机头右轮廓线在机头尖点处成固定夹角，棱边侧向最大轮廓线的俯视投影线的曲率分布根据机头涡沿空气来流方向的分布确定；

A-A剖面轮廓关于A处对称轴线对称，机头上表面A处剖面线与机头下表面A处剖面线为样条线，棱边A处剖面线在与机头上表面A处剖面线、机头下表面A处剖面线的分界点处相切连续，棱边A处剖面线的侧向最大轮廓点在棱边侧向最大轮廓线的侧视投影线上；

B-B剖面轮廓关于B处对称轴线对称，机头上表面B处第一剖面线、机头上表面B处第二剖面线、机头下表面B处剖面线为样条线，机头上表面B处第一剖面线、机头上表面B处第二剖面线在第一分界点处相切连续，机头上表面B处第二剖面线、棱边B处剖面线在第二分界点处相切连续，棱边B处剖面线、机头下表面B处剖面线在第三分界点处相切连续，棱边B处剖面线的侧向最大轮廓点在棱边侧向最大轮廓线的侧视投影线上；

棱边与机头上表面、机头下表面光滑过渡连接，在飞机大迎角状态下，棱边推迟机头涡产生的飞机迎角，在机头涡产生并向后拖出时，削弱机头涡的强度，从而减小产生的偏航力矩；在前向雷达波照射时，棱边遮蔽机头上表面或机头下表面，在前侧向受雷达波照射时，棱边将强散射的镜面反射转变为弱散射的边缘绕射，从而减小全机RCS，提高飞机的隐身性能和生存力。

在本实用新型中，机头上表面第三轮廓线为直线。

在本实用新型中，机头上表面第二轮廓线与机头上表面第一轮廓线、机头上表面第三轮廓线相切连续连接。

在本实用新型中，机头下表面轮廓线为样条线。

在本实用新型中，机头上表面第一轮廓线与机头下表面轮廓线在机头尖点处成固定夹角为31°。

在本实用新型中，机头左轮廓线与机头右轮廓线在机头尖点处成固定夹角为32°。

在本实用新型中，棱边A处剖面线为大曲率带棱曲线。

在本实用新型中，棱边B处剖面线为大曲率带棱曲线。

有益效果：本实用新型在机头两侧分别设置棱边，通过棱边推迟并削弱机头涡强度，有效提高飞机的最大可用迎角和操作特性，同时减小飞机前向和前侧向的RCS值，增加被探测到的距离，从而提高飞机的隐身性能和生存力。

附图说明

图1是本实用新型的较佳实施例的左视图。

图2是图1中A-A处剖视图。

图3是本实用新型的较佳实施例的俯视图。

图4是图1中B-B处剖视图。

具体实施方式

为了使本实用新型实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本实用新型。

参见图1～4的一种带棱边的飞机机头，包括机头尖点1、机头上表面第一轮廓线2、机头上表面第二轮廓线3、机头上表面第三轮廓线4、机头下表面轮廓线5、棱边侧向最大轮廓线的侧视投影线6、棱边侧向最大轮廓线的俯视投影线8、对称轴线9、棱边与机头上表面分界点10、棱边A处剖面线11、棱边与机头下表面分界点12、机头上表面A处剖面线13、机头下表面A处剖面线14、A处对称轴线15、B处对称轴线16、机头上表面B处第一剖面线17、第一分界点18、机头上表面B处第二剖面线19、第二分界点20、棱边B处剖面线21、第三分界点22及机头下表面B处剖面线23，机头上表面第三轮廓线4为直线，机头上表面第二轮廓线3与机头上表面第一轮廓线2、机头上表面第三轮廓线4相切连续连接，机头下表面轮廓线5为样条线，机头上表面第一轮廓线2与机头下表面轮廓线5在机头尖点1处成固定夹角31°，棱边侧向最大轮廓线的侧视投影线6为直线，从机头尖点1延伸至B-B剖面，其长度与角度根据机头涡的位置和强度确定；

机头左轮廓线与机头右轮廓线关于对称轴线9对称，且机头左轮廓线与机头右轮廓线在机头尖点1处成固定夹角32°，棱边侧向最大轮廓线的俯视投影线8的曲率分布根据机头涡沿空气来流方向的分布确定；

A-A剖面轮廓关于A处对称轴线15对称，机头上表面A处剖面线13与机头下表面A处剖面线14为样条线，棱边A处剖面线11为大曲率带棱曲线，棱边A处剖面线11在与机头上表面A处剖面线13、机头下表面A处剖面线14的分界点处相切连续，棱边A处剖面线11的侧向最大轮廓点在棱边侧向最大轮廓线的侧视投影线6上；

B-B剖面轮廓关于B处对称轴线16对称，机头上表面B处第一剖面线17、机头上表面B处第二剖面线19、机头下表面B处剖面线23为样条线，棱边B处剖面线21为大曲率带棱曲线，机头上表面B处第一剖面线17、机头上表面B处第二剖面线19在第一分界点18处相切连续，机头上表面B处第二剖面线19、棱边B处剖面线21在第二分界点20处相切连续，棱边B处剖面线21、机头下表面B处剖面线23在第三分界点22处相切连续，棱边B处剖面线21的侧向最大轮廓点在棱边侧向最大轮廓线的侧视投影线6上；

棱边与机头上表面、机头下表面光滑过渡连接，在飞机大迎角状态下，生成的机头涡被棱边阻碍和削弱，从而减小产生的偏航力矩，在飞机前向和前测量受雷达波照射时，棱边将机头上表面、机头下表面的雷达波散射隔离开以避免形成镜面反射，同时将强散射的镜面反射转变为弱散射的边缘绕射，从而减小全机雷达散射截面（Radar Cross-Section，简称RCS），提高飞机的隐身性能和生存力。

以上显示和描述了本实用新型的基本原理和主要特征和本实用新型的优点。本行业的技术人员应该了解，本实用新型不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本实用新型的原理，在不脱离本实用新型精神和范围的前提下，本实用新型还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本实用新型范围内。本实用新型要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。