一种亚声速扁平融合体布局飞行器的制作方法

1.本发明属于航空飞行器设计技术领域，更进一步涉及一种亚声速扁平融合体布局飞行器。


背景技术：

2.扁平融合体无尾布局，属于非常规气动布局，具有外形隐身性能好、阻力小、升阻比大、结构效率高等优点，越来越受到航空界的重视。从目前掌握的资料以及各军事强国公布的下一代战斗机概念方案想象图看，扁平融合布局是一种极有前途的理想布局型式，被广泛应用于新型远程轰炸机、高空长航时无人机、下一代隐身战机、隐身靶机等。在民用航空领域，许多飞机设计公司都发布了扁平融合布局的客机和运输机，可以预见未来扁平融合布局形式在民用航空领域也将得到广泛应用。
3.扁平融合布局飞行器独特的布局形式也带来了天然的局限性，由于扁平融合布局的机身纵向尺寸短，所以其升降舵作用力臂短，这就要通过增大舵面积以增大作用力来弥补。较低的升降舵效率导致扁平融合布局飞行器在设计时必须采用较小的升力系数，并且由于舵效率的降低会带来较大的配平阻力。
4.现有技术中，扁平融合布局飞行器的升降舵大多布置在离重心最远端的位置，即机身最尾部；此外，排气方案后的舵面，也可以作为升降舵来使用，实现矢量推力。但对于扁平融合布局飞行器，就是布置在最远端，升降舵的舵效也还不够，只能要求本体力矩特性要好，来减少配平要求。
5.对于本领域的技术人员来说，如何保证扁平融合体无尾飞行器的气动性能和隐身性能，提升其综合特性，是目前需要解决的技术问题。


技术实现要素：

6.本发明提供一种亚声速扁平融合体布局飞行器，多角度改进飞行器结构特征，使飞行器兼顾隐身特性与气动特性，具有更好的综合特性，具体方案如下：一种亚声速扁平融合体布局飞行器，包括内翼体和两个外翼体，所述内翼体的尾部轮廓边缘和两个所述外翼体轮廓边缘采用边缘平行法则设计布局；所述内翼体的头部边缘形成内翼体后略角，所述外翼体的前部边缘形成外翼段后掠角；所述内翼体采用后缘对称翼型或轻微后卸载翼型，所述外翼体采用前缘加载和后缘略大后卸载相组合的翼型，实现巡航设计点的力矩自配平；所述内翼体设置背负式进排气系统；所述进排气系统的进气道和尾喷管均采用s弯内流型面设计；尾喷管出口进行保形设计。
7.可选地，所述内翼体的尾部边缘转动设置升降舵；所述升降舵的转轴平行于所述内翼体的尾部边缘；所述升降舵沿展向y位置从15%至45%，弦向x长度为当地弦长的12.5%。
8.可选地，所述外翼体的后部边缘转动设置副翼；所述副翼的转轴平行于所述外翼体的后部边缘。
9.可选地，所述副翼包括边缘形状均为平行四边形的内副翼和外副翼，所述内副翼和所述外副翼沿展向y方向的长度之和与所述外翼体的后部边缘长度相等。
10.可选地，所述外翼体的上表面设置边缘形状为平行四边形的嵌入式阻力舵；所述嵌入式阻力舵能够围绕平行于所述外翼体后部边缘的转轴旋转。
11.可选地，所述外副翼的展向y位置为半展长的62.5%至79%处，弦向x起始位置为67.4%，弦向x长度为当地弦长的32.6%；所述嵌入式阻力舵的展向y位置为半展长的62.5%至79%处，弦向x起始位置为30.2%，弦向x长度为当地弦长的24.8%。
12.可选地，所述内翼体后略角》50
°
，所述外翼段后掠角《35
°
。
13.可选地，所述外翼体的内端边缘转运安装于所述内翼体，所述外翼体能够向上翻转靠近所述内翼体。
14.可选地，所述外翼体的外端边缘设置全动翼尖，所述全动翼尖能够围绕平行于展向y方向的转轴旋转，所述全动翼尖的转轴位于当地弦长的四份之一处。
15.可选地，所述进排气系统包括单发排气系统和双发排气系统。
16.相对于现有技术，本发明提供一种亚声速扁平融合体布局飞行器，内翼体的尾部轮廓边缘和两个外翼体轮廓边缘采用边缘平行法则设计布局，具有较高的隐身特性；内翼体的头部边缘形成内翼体后略角，外翼体的前部边缘形成外翼段后掠角，采用双后掠布局可以适应较高速度飞行以及提高低速飞行性能；内翼体采用后缘对称翼型或轻微后卸载翼型，外翼体采用前缘加载和后缘略大后卸载相组合的翼型，实现巡航设计点的力矩自配平；内翼体设置背负式进排气系统，保证隐身特性；进排气系统的进气道和尾喷管均采用s弯内流型面设计；尾喷管出口进行保形设计，可实现多种进排气系统的融合。本发明提供的飞行器采用多种特征相互组合的方式进行设计，使飞行器兼顾隐身特性与气动特性，具有更好的综合特性。
附图说明
17.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
18.图1为本发明的亚声速扁平融合体布局飞行器的轮廓结构示意图；图2为本发明的亚声速扁平融合体布局飞行器的结构示意图；图3为本发明的亚声速扁平融合体布局飞行器采用单发布局的第一种实施例示意图；图4为本发明的亚声速扁平融合体布局飞行器采用单发布局的第二种实施例示意图；图5为本发明的亚声速扁平融合体布局飞行器采用双发布局的实施例示意图；图6为内翼体尾部的局部结构示意图；
图7为本发明亚声速扁平融合体布局飞行器的侧视方向示意图；图8为本发明亚声速扁平融合体布局飞行器的外翼体部分的局部示意图；图9为本发明亚声速扁平融合体布局飞行器的内翼体部分的示意图；图10为两种翼型的示意图；图11为四种加载状态的图像，（a）为后加载，（b）为前加载，（c）为前后加载，（d）为等载荷分布。
19.图中包括：内翼体1、升降舵11、外翼体2、副翼21、内副翼211、外副翼212、嵌入式阻力舵22、全动翼尖23、进排气系统3。
具体实施方式
20.本发明的核心在于提供一种亚声速扁平融合体布局飞行器，多角度改进飞行器结构特征，使飞行器兼顾隐身特性与气动特性，具有更好的综合特性。
21.为了使本领域的技术人员更好地理解本发明的技术方案，正面将结合附图及具体的实施方式，对本发明的亚声速扁平融合体布局飞行器做进一步详细的介绍说明。
22.本发明提供一种亚声速扁平融合体布局飞行器，整个飞行器包括内翼体1和两个外翼体2两个主要部分，两个外翼体2对称连接于内翼体1的两侧，并且内翼体1自身为轴对称造型。
23.结合图1，图2，两者均为俯视方向的示意，其中沿x方向的平行箭头表示气流方向；内翼体1的尾部轮廓边缘和两个外翼体2轮廓边缘采用边缘平行法则设计布局；图1中a、b分别表示两组参照线，与参照线a平行的参照线共有四条，与参照线b平行的参照线共有四条，参照线a和参照线b关于内翼体1的中线呈对称分布；内翼体1的轮廓边缘和两个外翼体2的轮廓边缘均为直线形，并且内翼体1的尾部轮廓边缘平行于参照线a或参照线b，两个外翼体2轮廓边缘平行于参照线a或参照线b。内翼体1的头部（图1中的上侧或图2的左侧）为前进时迎风的边缘，尾部（图1中的下侧或图2的右侧）为前进时背风的边缘。飞行器采用边缘平行法则设计布局轮廓，具有较高的隐身特性。
24.内翼体1的头部边缘形成内翼体后略角，外翼体2的前部边缘形成外翼段后掠角；内翼体后略角如图1、图2中的夹角α所示，外翼段后掠角如图1、图2中的夹角β所示。飞行器采用双后掠布局形式，内翼体1的前缘采用大后掠，可以适应较高速度飞行和重心位置的后置；外翼体2前缘采用小后掠翼，可以提高低速飞行性能。
25.为了获得较好的隐身特性，采用边缘平行法则设计轮廓边线，如图1所示，以双后掠、整个飞行器机体后缘外轮廓线为w形的布局形式确定平面参数、参考面积和平均气动弦长，内段前缘采用大后掠（约55
°
）可以适应较高速度飞行和重心位置的后置，外段前缘采用相对小后掠（约30
°
）可以提高低速飞行性能。
26.内翼体1本身采用翼型结构，在飞行过程中提供一定的升力；内翼体1采用后缘对称翼型或轻微后卸载翼型，外翼体2采用前缘加载和后缘略大后卸载相组合的翼型，实现巡航设计点的力矩自配平；扁平融合布局飞行器取消了尾翼，失去了平尾对cm0（零升力力矩系数）和cm（俯仰力矩系数）所起的调节作用；这意味着外翼体不仅要产生升力来平衡重力，同时还要保持俯仰力矩的平衡和纵向稳定性。因此在扁平融合布局飞机的设计过程中，对
cm0》0和cm《0这两个条件均需重视，并需做出更多的协调和折衷。对于后掠式扁平融合布局飞机，可以采用cm0≈0的翼型（对称翼型或正弯度很小的翼型）或轻微后卸载的翼型，并加以几何扭转或气动扭转来使得全机cm0 》0，此时位于重心后的翼尖部分所起的作用和平尾类似。但后缘卸载即反弯使力矩曲线向抬头方向平移的同时，降低了翼型升力，尤其是最大升力的降低，影响了起飞着陆性能。因此采用前缘加载和后缘对称或后卸载相结合、最大厚度位置前移的翼型，给以翼型几何扭转来改善失速特性，调整升力分布位置来改善俯仰力矩特性，实现巡航设计点的力矩自配平。
27.图10展示了两个翼型的截面示意，两个翼型均能在一定程度上体现设计理念。翼型1采用轻微前加载，后缘少加载；翼型2采用大前加载，后缘对称或者轻微卸载。
28.图11展示了后加载，前加载，前后加载、等载荷分布的翼型和压力分布。图11中（a）是后缘加载，后缘下表面内凹，压力分布围起来的区域更大，后缘对应的升力更大。而前缘卸载，相应后缘下表面就不向内凹陷，这样后缘升力就小，甚至外凸，给后缘施加负升力，对于翼型的力矩来说，相当于减小了低头力矩，或者增加抬头力矩。
29.对于气动力（有升力/阻力/力矩值），在飞行时，力矩值为0才能建立力学平衡。对于常规飞行器，通过平尾的设计，来使得全机在巡航状态的力矩为0，其他状态通过偏置舵面进行配平，这时还涉及到配平阻力问题，就是配平带来的阻力增量，平尾和舵面设计得好，可以通过很小的阻力增量，达到较好的配平效果。对于常规飞行器（有平尾），因为配平的功能在平尾上，所以进行外翼体设计时，力矩的约束比较小，甚至可以不管。但对于扁平融合体飞机，因为没有平/垂尾，外翼体除了要求升力大，阻力小，还要求力矩为0，要求全机（只有外翼体）在巡航状态力矩就是配平状态，所以对外翼体的设计要求更高。
30.结合图3、图4、图5、图6、图7，其中图3、图4为单发进排气系统，也即设置一台发动机，图5、图6为双发进排气系统，也即设置两台发动机。内翼体1设置背负式进排气系统3；进排气系统3的进气道和尾喷管均采用s弯内流型面设计，进气道为发动机之前的通道，尾喷管为发动机之后的通道；尾喷管出口进行保形设计。进排气系统3包括气流的进气道以及进气道内布置的发动机，本发明的飞行器采用与气动外形保形的背负式s弯进气道，实现进排气系统与气动外形进行高度融合。
31.为了保证布局的隐身特性，采用与气动外形高度保形的背负式进排气系统，如图3-7、图9所示。如图7所示，以单台发动机方案为例，进气方式为中间机头进气，采用dsi鼓包和s弯异形进气道，在兼顾隐身性能的同时，设计性能优异的进气道。
32.本发明提供的飞行器采用多种特征相互组合的方式进行设计，使飞行器兼顾隐身特性与气动特性，具有更好的综合特性。本发明基于气动、隐身、控制、进排气等学科的认识，提出一种可行的亚声速扁平融合体布局飞行器总体方案。
33.在上述方案的基础上，本发明在内翼体1的尾部边缘转动设置升降舵11；升降舵11为内翼体1尾部的一部分，图2所示的升降舵11为平行四边形结构，升降舵11的转轴平行于内翼体1的尾部边缘。本发明采用升降舵11实现俯仰方向控制。此外，排气系统后的舵面，也可以作为升降舵来使用，实现矢量推力。但对于扁平融合布局飞行器，就是布置在最远端，升降舵的舵效也还不够，只能要求本体力矩特性要好，来减少配平要求。
34.结合图1、图2，其中x表示弦向，y表示展向，以整个飞行器的对称轴为界，两侧的展向不同，展向表示外翼体2的长度延伸方向，弦向表示整个飞行器的长度延伸方向。升降舵
11沿展向y位置从15%至45%，以图2为例，以内翼体1的对称轴为起点，内翼体1展向长度的一半+一个外翼体2的展向长度之和为半展长，半展长为100%，升降舵11的沿展向位置从15%至45%。升降舵11的弦向x长度为当地弦长的12.5%，当地弦长为该结构所在位置弧向方向的长度，以图2为例，以内翼体1的最大长度为100%，升降舵11的弦向x长度为内翼体1最大长度的12.5%。
35.结合图2、图8，外翼体2的后部边缘转动设置副翼21，副翼21为整个外翼体2的一部分，位于外翼体2的后部，副翼21的后部边缘作为外翼体2的后部边缘。副翼21的转轴平行于外翼体2的后部边缘，利用副翼21的转动实现滚转控制。
36.结合图2，副翼21包括边缘形状均为平行四边形的内副翼211和外副翼212，内副翼211和外副翼212为两个相互独立的结构，内副翼211和外副翼212分别独立转动。内副翼211和外副翼212沿展向y方向的长度之和与外翼体2的后部边缘长度相等，内副翼211和外副翼212两者的后部边缘共同构成整个外翼体2的后部边缘。两侧的内副翼211分别独立控制，通过两侧内副翼211差动偏转实现滚转控制。
37.外翼体2的上表面设置边缘形状为平行四边形的嵌入式阻力舵22，嵌入式阻力舵22，嵌入式阻力舵22能够围绕平行于外翼体2后部边缘的转轴旋转，嵌入式阻力舵22作为外翼体2上表面的一部分。
38.嵌入式阻力舵22起到增阻破升的效果，外副翼212下偏起到增阻增升的效果，嵌入式阻力舵22与外副翼212形成组合舵，实现航向控制；嵌入式阻力舵22与外副翼212两则结构组合协同使用，起到增阻定升的作用，能显著地消弱与纵横向的耦合程度，从而实现舵面解耦设计。
39.具体地，外副翼212的展向y位置为半展长的62.5%至79%处，弦向x起始位置为67.4%，弦向x长度为当地弦长的32.6%；内副翼211的展向长度位于外翼体2与内翼体1的交界点与外副翼212的内端部之间。
40.嵌入式阻力舵22的展向y位置为半展长的62.5%至79%处，弦向x起始位置为30.2%，弦向x长度为当地弦长的24.8%。
41.内翼体后略角》50
°
，外翼段后掠角《35
°
，内翼体后略角α采用大后掠（》50
°
）可以适应较高速度飞行和重心位置的后置，外翼段后掠角β采用相对小后掠（《35
°
）可以提高低速飞行性能。
42.优选地，本发明中外翼体2的内端边缘转运安装于内翼体1，外翼体2能够向上翻转靠近内翼体1，中外翼体2向上翻转的角度》90
°
，作为舰载飞行器存放时可减小外翼体2的空间占用。
43.结合图8，外翼体2的外端边缘设置全动翼尖23，全动翼尖23能够围绕平行于展向y方向的转轴旋转，全动翼尖23的转轴位于当地弦长的四份之一处。全动翼尖23可绕轴旋转90
°
，但一般不转到最大角度，着陆增阻时如果接受承受得住可偏90
°
。全动翼尖23更多时候用于航向控制。
44.进排气系统3包括单发排气系统和双发排气系统，采用内外流保形设计，可实现多种进排气系统的融合。进排气系统3的尾喷管同样采用s弯内流型面设计，内外流耦合处在实现保形的同时，引入推力矢量技术，将单边膨胀的夹板设计成可活动舵面，进一步增加俯仰控制的能力，如图9所示。s弯和外流在物面结合处存在一个保形设计，需要在保形时兼顾
推力矢量的实现。
45.综上所述，本发明公开的飞行器采用边缘平行法则设计布局轮廓，具有较高的隐身特性；采用扁平融合布局，具有较高的气动特性；采用双后掠布局形式，内翼体1前缘大后掠，适应高速和重心位置后置，外翼体2前缘采用小后掠翼，提高低速性能，同时拐折处可进行外翼体折叠设计；内翼体1主要采用后缘对称翼型或轻微后卸载翼型，外翼体2主要采用前缘加载和后缘略大后卸载相组合的翼型，实现巡航设计点的力矩自配平；内翼体1设计一组升降舵，舵面沿流向弦长为参考长度的12.5%，实现俯仰方向控制；外翼体2后缘设计两块副翼，且上翼面设计一组嵌入式阻力舵22，其中内副翼211单独使用，实现滚转控制；外副翼212与嵌入式阻力舵22形成组合舵协同使用，实现航向控制；外翼体2的翼尖采用全动翼尖23，进一步为航向控制提供输入；采用背负式进排气系统3，进一步保证隐身特性；采用内外流保形设计，可实现多种进排气系统的融合；进气道和尾喷管均采用s弯内流型面设计；尾喷管出口进行保形设计，同时通过可活动舵面设计实现矢量推力或者采用同向流控制实现流体推力矢量。
46.本发明基于气动、隐身、控制、进排气等学科的认识，提出一种可行的亚声速扁平融合体布局飞行器总体方案。
47.对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理，可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。