一種特種飛機(jī)氣動(dòng)布局的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種偵察監(jiān)視類(lèi)特種飛行器，特別是涉及一種偵察監(jiān)視類(lèi)特種飛行器非常規(guī)氣動(dòng)布局。
【背景技術(shù)】
[0002]在以網(wǎng)絡(luò)中心戰(zhàn)為核心的現(xiàn)代信息化戰(zhàn)爭(zhēng)中，軍隊(duì)對(duì)于偵察/監(jiān)視類(lèi)特種飛機(jī)的巡航高度、滯空時(shí)間、探測(cè)范圍、探測(cè)精度、綜合隱身能力等戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)的要求越來(lái)越高。恰當(dāng)且良好的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)是實(shí)現(xiàn)上述戰(zhàn)技指標(biāo)的關(guān)鍵基礎(chǔ)。
[0003]高高空巡航(18000m以上)和長(zhǎng)滯空時(shí)間(24h以上)要求飛行器具有很高的升阻比，還要有良好的高空低雷諾數(shù)升力特性。因此，現(xiàn)役高空長(zhǎng)航時(shí)偵察監(jiān)視類(lèi)特種飛機(jī)通常采用超大展弦比低雷諾數(shù)高升力機(jī)翼，如RQ-4A “全球鷹”采用了展弦比達(dá)25的高升力機(jī)翼。這種機(jī)翼對(duì)機(jī)翼材料及加工技術(shù)提出了十分嚴(yán)苛的要求，除美國(guó)外，其它各國(guó)暫難以突破。且飛行過(guò)程中存在的機(jī)翼變形量過(guò)大以及由其引發(fā)的顫振等問(wèn)題，導(dǎo)致難以在機(jī)翼上布設(shè)高精度傳感器天線(xiàn)，不能充分利用有效孔徑，限制了傳感器探測(cè)能力的充分發(fā)揮。也有少量高空長(zhǎng)航時(shí)偵察機(jī)采用盒式連翼布局，如我國(guó)的翔龍無(wú)人機(jī)，雖然可在保證有效展弦比的前提下從一定程度上改善了機(jī)翼受力特性，但由于其在空間布局上屬不穩(wěn)定的平行四邊形結(jié)構(gòu)，飛行時(shí)仍存在變形量過(guò)大的問(wèn)題，不便于布置高精度傳感器。且其翼尖連接端板和高大的垂尾尾翼都是雷達(dá)波強(qiáng)散射源，不便于實(shí)現(xiàn)雷達(dá)隱身設(shè)計(jì)。
[0004]欲實(shí)現(xiàn)高高空巡航、長(zhǎng)滯空、廣域高精度探測(cè)及綜合隱身，需采用有效展弦比大、機(jī)翼剛度好、綜合隱身性能好的氣動(dòng)布局。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]為偵察、監(jiān)視、電子情報(bào)、察打一體化等高亞音速特種飛行器，提供一種巡航升阻比高、結(jié)構(gòu)特性好且易于實(shí)現(xiàn)綜合隱身設(shè)計(jì)的氣動(dòng)布局形式。
[0006]本發(fā)明采取的技術(shù)方案
[0007]本發(fā)明提供了一種特種飛機(jī)氣動(dòng)布局，其特征在于，包括機(jī)身[I]、前內(nèi)翼段[2]、前外翼段[3]、前掠后翼[4]、V型尾翼[5]:
[0008]前內(nèi)翼段[2]和前外翼段[3]組合形成前翼設(shè)置于機(jī)身[I]中部；
[0009]V型尾翼[5]設(shè)置于機(jī)身[I]尾部,發(fā)動(dòng)力噴口兩側(cè)；
[0010]前掠后翼[4]采用下反式結(jié)構(gòu)，前掠后翼[4]的前端與前外翼段[3]中部相連接，后端與V型尾翼[5]頂部相連接，形成M型空間連翼結(jié)構(gòu)?？梢栽诒ＷC超大有效展弦比的前提下，改善機(jī)翼傳力形式，減小機(jī)翼承受的彎矩及導(dǎo)致的變形和顫振，便于布置高精度傳感器，且降低對(duì)材料的性能要求及加工難度。此外，前后多翼面的布局形式還便于在前后緣布設(shè)360°全方位天線(xiàn)陣列；
[0011]進(jìn)一步的，前內(nèi)翼段[2]為梯形翼，前后緣交叉平行。一方面可以增大內(nèi)翼段面積及內(nèi)部容積，并便于設(shè)置內(nèi)側(cè)襟翼，改善起降能力；另一方面，可將雷達(dá)波強(qiáng)散射角域集中于一個(gè)固定的角度附近，利于實(shí)現(xiàn)雷達(dá)隱身設(shè)計(jì)；
[0012]進(jìn)一步的，前外翼段[3]為等弦長(zhǎng)大展弦比小后掠機(jī)翼，展弦比12?20，前緣后掠角18?30°。既保證有效展弦比，又適當(dāng)控制阻力發(fā)散馬赫數(shù)。
[0013]進(jìn)一步的，前掠后翼[4]為等弦長(zhǎng)大展弦比機(jī)翼，展弦比10?16。通過(guò)與前翼的配合使飛機(jī)達(dá)到所需的展弦比，確保飛機(jī)基本續(xù)航性能；
[0014]進(jìn)一步的，V型尾翼[5]為小展弦比梯形翼，外傾角24?35°?？稍诒ＷC航向穩(wěn)定性與操縱性的前提下有效降低側(cè)向雷達(dá)散射面積；
[0015]進(jìn)一步的，前外翼段[3]分為左前外翼段[3-1]和右前外翼段[3-2]，前掠后翼
[4]分為左前掠后翼[4-1]和右前掠后翼[4-2]，左前外翼段[3-1]和右前掠后翼[4-2]前后緣水平投影相互平行，右前外翼段[3-1]和左前掠后翼[4-1]前后緣水平投影相互平行。前/后機(jī)翼前/后緣交叉平行可以最大限度的將強(qiáng)雷達(dá)散射區(qū)集中于一個(gè)狹窄的角域；
[0016]進(jìn)一步的，V型尾翼[5]分為左尾翼[5-1]和右尾翼[5-2]，左尾翼[5_1]的前緣水平投影與左前外翼段[3-1]的前緣水平投影相互平行，右尾翼[5-2]的前緣水平投影與右前外翼段[3-2]的前緣水平投影相互平行。如此以來(lái)，全機(jī)所有翼面的前/后緣均相互平行或交叉平行，易于實(shí)現(xiàn)雷達(dá)隱身設(shè)計(jì)；
[0017]進(jìn)一步的，還包括背負(fù)式進(jìn)氣道和背負(fù)式尾噴口 [7]分別位于機(jī)身[I]上部和V型尾翼[5]中間。進(jìn)氣道[6]由機(jī)身[I]和前內(nèi)翼[2]進(jìn)行遮擋，尾噴口由機(jī)身[I]和V型尾翼[5]進(jìn)行遮擋，既利于實(shí)現(xiàn)雷達(dá)隱身也便于紅外及噪聲綜合隱身設(shè)計(jì)。
[0018]本發(fā)明產(chǎn)生的積極效果
[0019]本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn):有效展弦比大、巡航升阻比高，利于高空長(zhǎng)航時(shí)飛行；結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、剛度、顫振特性好，對(duì)材料性能及加工要求低，還利于布置各類(lèi)高精度傳感器天線(xiàn)陣列；易于實(shí)現(xiàn)電磁、紅外和靜音綜合隱身設(shè)計(jì)?？蓮V泛應(yīng)用于偵察、監(jiān)視、電子情報(bào)、察打一體化等高亞音速特種飛機(jī)，對(duì)于降低該類(lèi)飛機(jī)的生產(chǎn)和使用成本，提高可靠性和綜合使用效能有積極作用。
【附圖說(shuō)明】
[0020]圖1為本發(fā)明氣動(dòng)布局TJK意圖，其中，1:機(jī)身，2:如為.內(nèi)段，3: iu為.外段，4:后為.,5:V型尾翼，6:背負(fù)式進(jìn)氣道，7:背負(fù)式尾噴口 ；
[0021]圖2為本發(fā)明氣動(dòng)布局補(bǔ)充示意圖，其中，3-1:左側(cè)前外翼段，3-2:右側(cè)前外翼段，4-1:左側(cè)后翼，4-2:右側(cè)后翼，5-1:左側(cè)尾翼，5-2:右側(cè)尾翼；
[0022]圖3為本發(fā)明氣動(dòng)布局俯視圖。
【具體實(shí)施方式】
[0023]一種特種飛機(jī)氣動(dòng)布局，其特征在于，包括機(jī)身1、前內(nèi)翼段2、前外翼段3、前掠后翼4、V型尾翼5:
[0024]前內(nèi)翼段2和前外翼段3組合形成前翼設(shè)置于機(jī)身I中部；
[0025]V型尾翼5設(shè)置于機(jī)身I尾部，發(fā)動(dòng)力噴口兩側(cè)；
[0026]前掠后翼4采用下反式結(jié)構(gòu)，前掠后翼4的前端與前外翼段3中部相連接，后端與V型尾翼5頂部相連接，形成M型空間連翼結(jié)構(gòu)。可以在保證超大有效展弦比的前提下，改善機(jī)翼傳力形式，減小機(jī)翼承受的彎矩及導(dǎo)致的變形和顫振，便于布置高精度傳感器，且降低對(duì)材料的性能要求及加工難度。此外，前后多翼面的布局形式還便于在前后緣布設(shè)360°全方位天線(xiàn)陣列；
[0027]前內(nèi)翼段2為梯形翼，前后緣交叉平行。一方面可以增大內(nèi)翼段面積及內(nèi)部容積，并便于設(shè)置內(nèi)側(cè)襟翼，改善起降能力；另一方面，可將雷達(dá)波強(qiáng)散射角域集中于一個(gè)固定的角度附近，利于實(shí)現(xiàn)雷達(dá)隱身設(shè)計(jì)；
[0028]前外翼段3為等弦長(zhǎng)大展弦比小后掠機(jī)翼，展弦比12?20，前緣后掠角18?30°。既保證有效展弦比，又適當(dāng)控制阻力發(fā)散馬赫數(shù)。
[0029]前掠后翼4為等弦長(zhǎng)大展弦比機(jī)翼，展弦比10?16。通過(guò)與前翼的配合使飛機(jī)達(dá)到所需的展弦比，確保飛機(jī)基本續(xù)航性能；
[0030]V型尾翼5為小展弦比梯形翼，外傾角24?35°?？稍诒ＷC航向穩(wěn)定性與操縱性的前提下有效降低側(cè)向雷達(dá)散射面積；
[0031]前外翼段3分為左前外翼段3-1和右前外翼段3-2，前掠后翼4分為左前掠后翼4-1和右前掠后翼4-2，左前外翼段3-1和右前掠后翼4-2前后緣水平投影相互平行，右前外翼段3-1和左前掠后翼4-1前后緣水平投影相互平行。前/后機(jī)翼前/后緣交叉平行可以最大限度的將強(qiáng)雷達(dá)散射區(qū)集中于一個(gè)狹窄的角域；
[0032]V型尾翼5分為左尾翼5-1和右尾翼5-2，左尾翼5_1的前緣水平投影與左前外翼段3-1的前緣水平投影相互平行，右尾翼5-2的前緣水平投影與右前外翼段3-2的前緣水平投影相互平行。如此以來(lái)，全機(jī)所有翼面的前/后緣均相互平行或交叉平行，易于實(shí)現(xiàn)雷達(dá)隱身設(shè)計(jì)；
[0033]還包括背負(fù)式進(jìn)氣道和背負(fù)式尾噴口 7分別位于機(jī)身I上部和V型尾翼5中間。進(jìn)氣道6由機(jī)身I和前內(nèi)翼2進(jìn)行遮擋，尾噴口由機(jī)身I和V型尾翼5進(jìn)行遮擋，既利于實(shí)現(xiàn)雷達(dá)隱身也便于紅外及噪聲綜合隱身設(shè)計(jì)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種特種飛機(jī)氣動(dòng)布局，其特征在于，包括機(jī)身[I]、前內(nèi)翼段[2]、前外翼段[3]、前掠后翼[4]、V型尾翼[5]: 前內(nèi)翼段[2]和前外翼段[3]組合形成前翼設(shè)置于機(jī)身[I]中部； V型尾翼[5]設(shè)置于機(jī)身[I]尾部，發(fā)動(dòng)力噴口兩側(cè)； 前掠后翼[4]采用下反式結(jié)構(gòu)，前掠后翼[4]的前端與前外翼段[3]中部相連接，后端與V型尾翼[5]頂部相連接，形成M型空間連翼結(jié)構(gòu)。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的特種飛機(jī)氣動(dòng)布局，其特征在于，前內(nèi)翼段[2]為梯形翼，前后緣交叉平行。3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的特種飛機(jī)氣動(dòng)布局，其特征在于，前外翼段[3]為等弦長(zhǎng)大展弦比小后掠機(jī)為.，展弦比12?20,如緣后掠角18?30。ο4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的特種飛機(jī)氣動(dòng)布局，其特征在于，前掠后翼[4]為等弦長(zhǎng)大展弦比機(jī)翼，展弦比10?16。5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的特種飛機(jī)氣動(dòng)布局，其特征在于，V型尾翼[5]為小展弦比梯形翼，外傾角24?35°。6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的特種飛機(jī)氣動(dòng)布局，其特征在于，前外翼段[3]分為左前外翼段[3-1]和右前外翼段[3-2]，前掠后翼[4]分為左前掠后翼[4-1]和右前掠后翼[4-2]，左前外翼段[3-1]和右前掠后翼[4-2]前后緣水平投影相互平行，右前外翼段[3-1]和左前掠后翼[4-1]前后緣水平投影相互平行。7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的特種飛機(jī)氣動(dòng)布局，其特征在于，V型尾翼[5]分為左尾翼[5-1]和右尾翼[5-2]，左尾翼[5-1]的前緣水平投影與左前外翼段[3-1]的前緣水平投影相互平行，右尾翼[5-2]的前緣水平投影與右前外翼段[3-2]的前緣水平投影相互平行。8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的特種飛機(jī)氣動(dòng)布局，其特征在于，還包括背負(fù)式進(jìn)氣道[6]和背負(fù)式尾噴口 [7]分別位于機(jī)身[I]上部和V型尾翼[5]中間。
【專(zhuān)利摘要】本發(fā)明提供了一種特種飛機(jī)氣動(dòng)布局，其特征在于，包括機(jī)身[1]、前內(nèi)翼段[2]、前外翼段[3]、前掠后翼[4]、V型尾翼[5]：前內(nèi)翼段[2]和前外翼段[3]組合形成前翼設(shè)置于機(jī)身[1]中部；V型尾翼[5]設(shè)置于機(jī)身[1]尾部，發(fā)動(dòng)力噴口兩側(cè)；前掠后翼[4]采用下反式結(jié)構(gòu)，前掠后翼[4]的前端與前外翼段[3]中部相連接，后端與V型尾翼[5]頂部相連接，形成M型空間連翼結(jié)構(gòu)。
【IPC分類(lèi)】B64C23/00
【公開(kāi)號(hào)】CN105564638
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201410534685
【發(fā)明人】丁興志, 潘志雄
【申請(qǐng)人】中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所
【公開(kāi)日】2016年5月11日
【申請(qǐng)日】2014年10月11日