本發(fā)明屬于無人飛行器技術(shù)領(lǐng)域,特別涉及一種靶機(jī)。
背景技術(shù):靶機(jī)是指各種對空武器系統(tǒng)所要攻擊的目標(biāo)的一種動態(tài)實(shí)物模擬器。它用來檢驗(yàn)整個(gè)武器系統(tǒng)的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能,其中包括武器本身及其主要組成分系統(tǒng),如導(dǎo)彈、雷達(dá)、光學(xué)跟蹤器、發(fā)射控制系統(tǒng)等的綜合性能。因此,從武器系統(tǒng)研制要求以及從武裝部隊(duì)訓(xùn)練出發(fā),均要求靶機(jī)在各種性能上盡可能地逼真于真實(shí)目標(biāo)。靶機(jī)除了某些機(jī)上專用設(shè)備外,都與無人飛行器使用相似的技術(shù)。軍事強(qiáng)國都在大力發(fā)展不同種類、性能先進(jìn)的靶標(biāo),至今已有近30個(gè)國家的百余家公司研制出300多種型號,裝備使用總量達(dá)幾萬架。特別是美國,空中靶標(biāo)種類齊全,數(shù)量眾多,模擬逼真,已成為世界上空中靶標(biāo)數(shù)量最多、性能最先進(jìn)的國家,具有代表性的型號為“石雞”、“火蜂”系列。國內(nèi)靶機(jī)研制生產(chǎn)已有50年的歷史,包括實(shí)體靶機(jī)、大型高速靶機(jī)、小型低空低速靶機(jī)、靶彈等,我國空中靶標(biāo)已形成長空系列、靶-5乙、殲-6改、殲-7改為代表的大型靶機(jī)系列,B-2和B-7為代表的小型靶機(jī)系列,支持國內(nèi)空戰(zhàn)武器系統(tǒng)、低空武器系統(tǒng)的定型試驗(yàn)和部隊(duì)訓(xùn)練。但此類靶機(jī)產(chǎn)品只能模擬二代作戰(zhàn)飛機(jī)目標(biāo)特性,由于設(shè)計(jì)時(shí)間早,改進(jìn)改型的潛力也十分有限。氣動布局設(shè)計(jì)是飛行器總體設(shè)計(jì)的重點(diǎn),直接影響到飛行器綜合使用性能?,F(xiàn)有靶機(jī)的氣動布局設(shè)計(jì)很難實(shí)現(xiàn)6g~8g的大機(jī)動飛行,無法較好地模擬各類新型作戰(zhàn)武器。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素:本發(fā)明的目的是:提供一種新的靶機(jī)氣動布局設(shè)計(jì),以克服現(xiàn)有技術(shù)的不足,配合國產(chǎn)ATD100型渦輪噴氣發(fā)動機(jī),實(shí)現(xiàn)高速大機(jī)動飛行的靶機(jī)。本發(fā)明的技術(shù)方案是:一種能實(shí)現(xiàn)大機(jī)動的靶機(jī),它包括:機(jī)身,機(jī)翼,垂尾,平尾,以及S形進(jìn)氣道;機(jī)身沿長度方向分成三段,前段為內(nèi)切雙圓弧回轉(zhuǎn)體;中段為圓柱段;后段為橫截面逐漸減小的錐臺段;S形進(jìn)氣道設(shè)置在機(jī)身的下腹部,用于為機(jī)身后部設(shè)置的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)艙供氣;S形進(jìn)氣道的長圓形進(jìn)氣道唇口與機(jī)身用附面層隔道隔開,S形進(jìn)氣道逐漸進(jìn)入機(jī)身的平直段并且其外形用整流罩與機(jī)身融合,在S形進(jìn)氣道整流罩的后部還設(shè)有整流吊艙并逐漸收斂至機(jī)身的錐臺段;機(jī)翼為具有1°安裝角、5°前緣后掠角、中等展弦比、采用非對稱帶彎度高速翼型的中單翼布置的梯形機(jī)翼,其翼尖處設(shè)有與翼型適配的整流罩,機(jī)翼外側(cè)后緣設(shè)有副翼;平尾為具有30°下反角、中等展弦比、對稱翼型、后緣帶有升降舵的梯形平尾;垂尾為具有40°前緣后掠角、小展弦比、對稱翼型、帶方向舵的梯形垂尾;垂尾和平尾組成后置倒Y型布局尾翼。有益效果:本發(fā)明專門針對高速(0.8M)、大機(jī)動(6g~8g)飛行特點(diǎn)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì),配置國產(chǎn)ATD100型渦輪噴氣發(fā)動機(jī),根據(jù)其升力性能、阻力性能、力矩性能、發(fā)動機(jī)性能進(jìn)行氣動計(jì)算,滿足高速、大機(jī)動要求,同時(shí)具有結(jié)構(gòu)簡潔、可有效減輕重量的優(yōu)點(diǎn)。附圖說明圖1為本發(fā)明的外形圖;圖2為本發(fā)明的主視圖;圖3為圖2A-A向剖視圖;圖4為圖2B-B向剖視圖;圖5為圖2的俯視圖;圖6為圖2的左視圖;圖7為本發(fā)明中的進(jìn)氣道位置形狀視圖;圖8為本發(fā)明中的進(jìn)氣道視圖;圖9為圖8A-A向剖視圖;圖10為圖8B-B向剖視圖;圖11為圖8C-C向剖視圖;圖12為圖8D-D向剖視圖;圖13為本發(fā)明中機(jī)身的主視圖;圖14為圖13A-A向剖視圖;圖15為圖13B-B向剖視圖;圖16為圖13C-C向剖視圖;圖17為本發(fā)明中機(jī)翼的主視圖;圖18為圖17A-A向剖視圖。其中,1-機(jī)身,2-機(jī)翼,3-垂尾,4-平尾,5-形進(jìn)氣道。具體實(shí)施方式下面結(jié)合附圖并舉實(shí)施例,對本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)描述。參見附圖,一種能實(shí)現(xiàn)大機(jī)動的靶機(jī),它包括:機(jī)身1,機(jī)翼2,垂尾3,平尾4,以及S形進(jìn)氣道5;機(jī)身1沿長度方向分成三段,前段為內(nèi)切雙圓弧回轉(zhuǎn)體;中段為圓柱段;后段為橫截面逐漸減小的錐臺段;S形進(jìn)氣道5設(shè)置在機(jī)身1的下腹部,用于為機(jī)身1后部設(shè)置的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)艙供氣;S形進(jìn)氣道5的長圓形進(jìn)氣道唇口與機(jī)身1用附面層隔道隔開,S形進(jìn)氣道5逐漸進(jìn)入機(jī)身1的平直段并且其外形用整流罩與機(jī)身1融合,在S形進(jìn)氣道5整流罩的后部還設(shè)有整流吊艙并逐漸收斂至機(jī)身1的錐臺段;機(jī)翼2為具有1°安裝角、5°前緣后掠角、中等展弦比、采用非對稱帶彎度高速翼型的中單翼布置的梯形機(jī)翼,其翼尖處設(shè)有與翼型適配的整流罩,機(jī)翼2外側(cè)后緣設(shè)有副翼;平尾4為具有30°下反角、中等展弦比、對稱翼型、后緣帶有升降舵的梯形平尾;垂尾3為具有40°前緣后掠角、小展弦比、對稱翼型、帶方向舵的梯形垂尾;垂尾3和平尾4組成后置倒Y型布局尾翼。通過飛行試驗(yàn)結(jié)合理論分析表明:當(dāng)機(jī)翼2采用最大厚度相對弦長為8%的層流翼型;平尾4采用最大厚度相對弦長為8%的對稱翼型;垂尾3采用最大厚度相對弦長為8%的對稱翼型,并采用上述氣動布局設(shè)計(jì)的靶機(jī)具有高機(jī)動能力,持續(xù)機(jī)動過載達(dá)+6g,飛行速度可達(dá)0.8M。