一种低速靶机气动布局的制作方法

本发明涉及飞行器气动布局设计技术领域，具体涉及一种低速靶机气动布局。

背景技术

靶机是一种特殊的有动力无人航空器，作为空中机动目标模拟器用于检验对空武器系统的战术、技术性能及作战部队的训练与演习。伴随着航空技术的飞跃式发展，靶机已成为军用航空器的重要组成部分。中国现已研制靶机包含了低速靶机、亚音速靶机、超音速靶机、旋翼靶机和实体靶机等各型靶机，种类相对齐全。

低速靶机主要特征是飞行速度在0.4ma以下，现有的低速靶机产品飞行速度不大于100m/s，典型产品有西北工业大学研制的b-2型和b-7型靶机，气动布局均为常规布局；亚音速靶机的飞行速度在0.4到0.75ma之间，现有的亚音速靶机产品飞行速度不小于170m/s，典型产品有ⅱ-150型和hb170b型靶机，气动布局也均为常规布局。

随着技术的进步，我国对空武器系统的能力也在提升，而对于某些对空武器来说，现有的低速靶机速度过低，而亚音速靶机速度又过高，没有一款合适的产品来检验这些对空武器的训练和演习能力的提升，因此开发一款满足这一速度要求的靶机有很高的实用性。

技术实现要素：

本发明提供了一种低速靶机的气动布局，采用飞翼布局形式，在相同动力系统条件下，能提高速度和负载，增大航程，采用这种气动布局的靶机最大速度可超过0.4ma。

为实现上述目的，本发明采用了下述技术方案：一种低速靶机气动布局，其特征在于，包括翼身融合体，所述翼身融合体包括融合机身和设置在所述融合机身两侧的融合机翼，所述融合机身上设置有进气道，所述融合机翼远离所述融合机身的一端设置有垂尾腹鳍融合体，所述垂尾腹鳍融合体上设置有方向舵，所述融合机翼上还设置有外副翼，所述外副翼靠近所述融合机身的一侧设置有后襟翼。

可选地，所述进气道为内增式进气道，所述进气道的数量为2个，2个所述进气道对称设置在所述融合机身上。

可选地，所述融合机身为椭圆机身。

可选地，所述融合机翼靠近所述融合机身的一端为翼根，所述融合机翼远离所述融合机身的一端为翼尖，所述翼根为最大厚度10%-13%的s型翼型，翼根安装角为4°，所述翼尖为最大厚度7%-10%的对称翼型，翼尖安装角为4°。

可选地，所述翼根到所述翼尖呈气动扭转，所述融合机翼的前缘后掠角为31°-38°。

可选地，所述垂尾腹鳍融合体包括融合垂尾，所述融合垂尾采用最大厚度8%-11%的对称翼型。

可选地，所述后襟翼和所述外副翼按所述融合机翼四分之一弦线在后缘切取，所述后襟翼和所述外副翼的展长为总展长的13%-18%。

可选地，所述方向舵按融合垂尾四分之一弦线在后缘切取，所述方向舵的展长为融合垂尾的75%-82%。

可选地，所述翼根为厚度11.7%的s型翼型，所述翼尖为厚度9%的对称翼型，所述融合机翼的前缘后掠角为35°，根梢比为1.708。

可选地，所述融合垂尾为厚度10%的对称翼型，所述后襟翼和所述外副翼的展长为总展长的14.7%，所述方向舵的展长为所述融合垂尾的80.4%。

有益效果：

本发明的实施例所提供的一种低速靶机气动布局以低成本高气动效率方式填补了现今靶机在低速和亚音速之间的真空区，采用飞翼布局，又通过融合机翼气动扭转进一步提高气动效率，减阻增升；在翼尖安装垂尾腹鳍融合体，以保持航向稳定，减小诱导阻力；进气道采用内增式进气道提高进气效率；因此在同等动力系统条件下，可以提高速度和负载，增大航程，同时由于采用翼身融合的飞翼布局，机身和机翼蒙皮可一体成型，减少加工步骤和模具数量，降低加工成本，整个布局可提高速度和负载，增大航程，提升气动效率。

附图说明

图1是本发明一种低速靶机气动布局的实施例的结构示意图；

图2是本发明一种低速靶机气动布局的实施例的俯视图；

图3是本发明一种低速靶机气动布局的实施例的后视图；

图4是本发明一种低速靶机气动布局的实施例的侧视图；

图5是本发明一种低速靶机气动布局的实施例的前视图；

图6是本发明一种低速靶机气动布局的实施例的仰视图；

图7是本发明一种低速靶机气动布局的实施例的翼根翼型及翼根安装角的示意图；

图8是本发明一种低速靶机气动布局的实施例的翼尖翼型及翼尖安装角的示意图。

其中：

11-融合机身；12-融合机翼；2-垂尾腹鳍融合体；3-方向舵；4-外副翼；5-后襟翼；6-进气道；121-翼根；122-翼尖；a-翼根安装角；b-翼尖安装角。

具体实施方式

下面详细介绍本发明技术方案。

实施例1

如图1-8所示，一种低速靶机气动布局，包括翼身融合体，所述翼身融合体包括融合机身11和设置在所述融合机身11两侧的融合机翼12，所述融合机身11上设置有进气道6，所述融合机翼12远离所述融合机身11的一端设置有垂尾腹鳍融合体2，所述垂尾腹鳍融合体2上设置有方向舵3，所述融合机翼12上还设置有外副翼4，所述外副翼4靠近所述融合机身11的一侧设置有后襟翼5。

进一步地，所述融合机翼12对称设置在所述融合机身11的中后部，所述融合机翼12远离所述融合机身11的一端向斜后方延伸。

进一步地，所述垂尾腹鳍融合体2垂直设在所述融合机翼12远离所述融合机身11的一端。

进一步地，所述方向舵3铰接于所述垂尾腹鳍融合体2的后端，所述方向舵3的后端可摆动。

进一步地，所述外副翼4和所述后襟翼5铰接在所述融合机翼12的后边缘，所述外副翼4和所述后襟翼5的后端可摆动。

进一步地，所述外副翼4和所述后襟翼5的数量均为2个，且关于所述融合机身11对称设置。

更进一步地，2个所述后襟翼5分别设置在2个所述外副翼4靠近所述融合机身11的一侧。

所述进气道6为内增式进气道，所述进气道6的数量为2个，2个所述进气道6对称设置在所述融合机身11上。

更进一步地，2个所述进气道6分别朝向斜上方。

所述融合机身11为椭圆机身。

进一步地，所述融合机身11为椭圆机身，截面具有流线型结构。

所述融合机翼12靠近所述融合机身11的一端为翼根121，所述融合机翼12远离所述融合机身11的一端为翼尖122，所述翼根121为最大厚度10%-13%的s型翼型，翼根安装角a为4°，所述翼尖122为最大厚度7%-10%的对称翼型，翼尖安装角b为4°。

进一步地，所述进气道6的底端延伸至所述翼根121处。

进一步地，所述垂尾腹鳍融合体2垂直设在所述翼尖122处，所述垂尾腹鳍融合体2的下端低于所述翼尖122，所述垂尾腹鳍融合体2的上端高于所述翼尖122。

优选地，所述翼根121为厚度11.7%的s型翼型，所述翼尖122为厚度9%的对称翼型，根梢比为1.708。

所述翼根121到所述翼尖122呈气动扭转，所述融合机翼12的前缘后掠角为31°-38°。

优选地，所述融合机翼12的前缘后掠角为35°。

所述垂尾腹鳍融合体2包括融合垂尾，所述融合垂尾采用最大厚度8%-11%的对称翼型。

优选地，所述融合垂尾为厚度10%的对称翼型。

所述后襟翼5和所述外副翼4按所述融合机翼12四分之一弦线在后缘切取，所述后襟翼5和所述外副翼4的展长为总展长的13%-18%。

优选地，所述后襟翼5和所述外副翼4的展长为总展长的14.7%。

所述方向舵3按融合垂尾四分之一弦线在后缘切取，所述方向舵3的展长为融合垂尾的75%-82%。

优选地，所述方向舵3的展长为所述融合垂尾的80.4%。

本发明的实施例所提供的一种低速靶机气动布局以低成本高气动效率方式填补了现今靶机在低速和亚音速之间的真空区，采用飞翼布局，又通过融合机翼12气动扭转进一步提高气动效率，减阻增升；在翼尖122安装垂尾腹鳍融合体2，以保持航向稳定，减小诱导阻力；进气道6采用内增式进气道提高进气效率；因此在同等动力系统条件下，可以提高速度和负载，增大航程，同时由于采用翼身融合的飞翼布局，机身和机翼蒙皮可一体成型，减少加工步骤和模具数量，降低加工成本，整个布局可提高速度和负载，增大航程，提升气动效率。

最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。