一種低阻低聲爆布局的超聲速飛行器的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及超聲速飛行器設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，具體而言，涉及一種低阻低聲爆布局的超聲速飛行器。
【背景技術(shù)】
[0002]對(duì)于在大氣層內(nèi)進(jìn)行高速巡航的飛行器來(lái)說(shuō)，在超聲速狀態(tài)下具有最小阻力、最大升阻比的氣動(dòng)布局外形是其主要的設(shè)計(jì)目標(biāo)。但是超聲速巡航飛行會(huì)產(chǎn)生激波，波阻帶來(lái)的經(jīng)濟(jì)性問(wèn)題和聲爆帶來(lái)的噪聲污染始終是超聲速飛機(jī)發(fā)展的羈姅。尤其對(duì)于超聲速商用飛機(jī)，如何削弱激波的影響始終是其布局設(shè)計(jì)的焦點(diǎn)。
[0003]超聲速飛行器的激波強(qiáng)度取決于其自身的布局和體積。因此，機(jī)身和機(jī)翼就成了飛行器主要生成激波的部件。大長(zhǎng)細(xì)比的機(jī)身可以明顯改善激波的分布，但不足以對(duì)激波的不利影響產(chǎn)生質(zhì)的改變。機(jī)翼作為飛機(jī)最主要的升力部件，是降低波阻和聲爆影響的一個(gè)突破點(diǎn)。如果機(jī)翼在相同的機(jī)翼面積下，能在更小的迎角產(chǎn)生足夠的升力，則整個(gè)機(jī)體因迎角帶來(lái)的激波和阻力(包括波阻)都將有所減低。在目前的超聲速飛行器氣動(dòng)布局范疇內(nèi)，機(jī)翼面積和巡航迎角之間存在一定的矛盾，無(wú)法兼顧低波阻低聲爆對(duì)小的機(jī)翼面積和小的飛行迎角的要求。
[0004]現(xiàn)階段亟需解決的技術(shù)問(wèn)題是如何設(shè)計(jì)一種超聲速飛行器，該超聲速飛行器能夠克服上述現(xiàn)有技術(shù)中存在的缺陷。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本發(fā)明的目的在于解決上述現(xiàn)有技術(shù)中的不足，提供一種結(jié)構(gòu)合理、不但能夠滿足超聲速飛行時(shí)低阻低聲爆要求，還能充分兼顧低速起降、跨音速加速、超聲速巡航等不同飛行階段對(duì)氣動(dòng)力的要求的低阻低聲爆布局的超聲速飛行器。
[0006]本發(fā)明的目的通過(guò)如下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn):一種低阻低聲爆布局的超聲速飛行器，采用鴨式布局和大長(zhǎng)細(xì)比機(jī)身，機(jī)頭整體略下垂，在機(jī)頭尖部的下沿處略有上翹；前起落架向前收入機(jī)頭下部的前起落架艙；機(jī)頭之后，圓形橫截面的中前機(jī)身的前部布置中等后掠角的全動(dòng)梯形鴨翼；中前機(jī)身背部、機(jī)翼之前為動(dòng)力系統(tǒng)的進(jìn)氣道；中后機(jī)身采用蜂腰設(shè)計(jì)，且蜂腰處寬度較小、高度較大，以連接機(jī)翼的上翼、下翼的根部；后機(jī)身垂向并列布置兩臺(tái)噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，后機(jī)身上部設(shè)置有大后掠角的梯形垂尾；機(jī)翼的上翼、下翼尖部由端板連接。
[0007]上述方案中優(yōu)選的是，機(jī)翼為雙翼翼型結(jié)構(gòu)，上翼與下翼的翼型均為等腰三角形，上翼、下翼的頂角在內(nèi)側(cè)相對(duì)、底邊相互平行。上下翼型的間距，根據(jù)三角形翼型的前緣角和飛行器的設(shè)計(jì)巡航速度來(lái)確定。
[0008]上述任一方案中優(yōu)選的是，上翼、下翼間距，根據(jù)三角形翼型的前緣角和飛行器的設(shè)計(jì)巡航速度來(lái)確定。
[0009]上述任一方案中優(yōu)選的是，在機(jī)翼上設(shè)置第一可偏折前緣、第二可偏轉(zhuǎn)前緣、第一可偏折后緣、第二可偏轉(zhuǎn)后緣，第一可偏折前緣、第一可偏折后緣的第一轉(zhuǎn)軸位置在機(jī)翼弦長(zhǎng)的10%?35%之間，第二可偏轉(zhuǎn)前緣、第二可偏轉(zhuǎn)后緣的第二轉(zhuǎn)軸位置在機(jī)翼弦長(zhǎng)的65%?75%之間。
[0010]上述任一方案中優(yōu)選的是，飛行器進(jìn)行亞音速加速和跨音速飛行過(guò)程中，第一可偏折前緣、第二可偏轉(zhuǎn)前緣分別同時(shí)繞第一轉(zhuǎn)軸和第二轉(zhuǎn)軸向內(nèi)偏折，使第一可偏折前緣、第二可偏轉(zhuǎn)前緣的內(nèi)側(cè)邊相互平行；第一可偏折后緣、第二可偏轉(zhuǎn)后緣同時(shí)向內(nèi)偏折，使第一可偏折后緣、第二可偏轉(zhuǎn)后緣的內(nèi)側(cè)邊相互平行，形成跨音速構(gòu)型。
[0011]上述任一方案中優(yōu)選的是，在飛行器進(jìn)行起降過(guò)程中，第一可偏折前緣、第二可偏轉(zhuǎn)前緣分別同時(shí)繞第一轉(zhuǎn)軸下偏一定角度，第一可偏折后緣、第二可偏轉(zhuǎn)后緣分別同時(shí)繞第二轉(zhuǎn)軸下偏一定角度，形成起飛構(gòu)型。
[0012]上述任一方案中優(yōu)選的是，在飛行器進(jìn)行亞音速加速和跨音速飛行過(guò)程中，第一可偏折前緣、第二可偏轉(zhuǎn)前緣和第一可偏折后緣、第二可偏轉(zhuǎn)后緣也同時(shí)恢復(fù)基準(zhǔn)狀態(tài)，形成超聲速巡航構(gòu)型。
[0013]本發(fā)明所提供的低阻低聲爆布局的超聲速飛行器的有益效果在于，雙翼構(gòu)型相對(duì)于單翼機(jī)翼面積增加了一倍，產(chǎn)生相同升力的迎角理論上可將為原來(lái)的一半，可以明顯減弱因機(jī)翼迎角生成的激波；雙翼構(gòu)型可以使下翼面將上翼面產(chǎn)生的向下后方傳播的激波反射到高空方向，可以進(jìn)一步降低激波對(duì)地面的聲爆影響；雙翼構(gòu)型采用的三角形(半菱形)翼型，可以利用雙翼間的激波干涉將機(jī)翼厚度帶來(lái)的激波阻力明顯削弱。雙翼構(gòu)型采用了自適應(yīng)的可偏折前后緣，不但在可以在起降階段增加機(jī)翼彎度，彌補(bǔ)了非常規(guī)翼型的低速氣動(dòng)特性不足，還可以使機(jī)翼前緣在內(nèi)偏時(shí)，前緣內(nèi)側(cè)邊緣相互平行，很大程度避免了跨音速時(shí)氣流壅塞形成的弓形激波，降低了此時(shí)的波阻，使雙翼構(gòu)型的突破跨音速階段成為可能，安全可靠。
【附圖說(shuō)明】
[0014]圖1是按照本發(fā)明的低阻低聲爆布局的超聲速飛行器的一優(yōu)選實(shí)施例的結(jié)構(gòu)示意圖；
[0015]圖2是按照本發(fā)明的低阻低聲爆布局的超聲速飛行器的圖1所示實(shí)施例的機(jī)翼的翼型示意圖；
[0016]圖3是按照本發(fā)明的低阻低聲爆布局的超聲速飛行器的圖1所示實(shí)施例起降過(guò)程中機(jī)翼的翼型不意圖；
[0017]圖4是按照本發(fā)明的低阻低聲爆布局的超聲速飛行器的圖1所示實(shí)施例亞音速加速和跨音速過(guò)程中機(jī)翼的翼型示意圖；
[0018]圖5是按照本發(fā)明的低阻低聲爆布局的超聲速飛行器的圖1所示實(shí)施例超聲速飛行過(guò)程中機(jī)翼的翼型示意圖。
[0019]附圖標(biāo)記:
[0020]1-機(jī)頭、2_鴨翼、3_進(jìn)氣道、4_機(jī)翼、5_梯形垂尾、6_后機(jī)身、7_中后機(jī)身、8_第一可偏轉(zhuǎn)后緣，8a_第二可偏轉(zhuǎn)后緣、9-端板、10-第一可偏折前緣、1a-第二可偏折前緣、11-中前機(jī)身、13-噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)、21-上翼、22-下翼、23-激波、24-反射波、27-第一轉(zhuǎn)軸、27a-第二轉(zhuǎn)軸。
【具體實(shí)施方式】
[0021]為了更好地理解按照本發(fā)明方案的低阻低聲爆布局的超聲速飛行器，下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的低阻低聲爆布局的超聲速飛行器的一優(yōu)選實(shí)施例作進(jìn)一步闡述說(shuō)明。
[0022]如圖1-圖5所示，本發(fā)明提供的低阻低聲爆布局的超聲速飛行器，采用鴨式布局和大長(zhǎng)細(xì)比機(jī)身，機(jī)頭I整體略下垂，在機(jī)頭I尖部的下沿處略有上翹；前起落架向前收入機(jī)頭I下部的前起落架艙；機(jī)頭I之后，圓形橫截面的中前機(jī)身11的前部布置中等后掠角的全動(dòng)梯形鴨翼2 ;中前機(jī)身11背部、機(jī)翼4之前為動(dòng)力系統(tǒng)的進(jìn)氣道3 ;中后機(jī)身7采用蜂腰設(shè)計(jì)，且蜂腰處寬度較小、高度較大，以連接機(jī)翼4的上翼21、下翼22的根部；后機(jī)身6垂向并列布置兩臺(tái)噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)13，后機(jī)身6上部布置大后掠角的梯形垂尾5 ;機(jī)翼4的上翼21、下翼22尖部由端板9連接。機(jī)翼4為雙翼翼型結(jié)