[发明专利]一种飞行器气动布局

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器气动布局设计技术领域。

背景技术

飞机是当代先进科学和前沿技术的结晶，是一个复杂的系统工程，其中气动布局设计是重中之重，直接关系到飞机综合使用效能。

机翼是飞机部件中最主要气动力部件，它是飞机产生气动升力的主要部件。前掠翼是斜掠翼的一种机翼外形设计，与后掠翼一样，可以提高阻力发散马赫数，提高飞机的速度性能。前掠翼产生向翼根的内侧气流，使机翼翼根加载，机翼沿展向载荷分布比后掠翼合理。例如：美国研制的HFB 320 HANSA 运输机和X-29技术验证机就采用这种机翼设计。

飞翼布局是一种翼身融合，将部分机身隐藏在厚厚的机翼内，无平尾和垂尾的飞机外形布局设计，它使机体结构大大简化，减小了飞机的结构重量。例如：美国的B2轰炸机、X45无人机与X47无人机就采用了后掠飞翼布局，从气动外形上看，机翼和机身融为一体，整架飞机近似于一个升力面，可以大幅度降低了干扰阻力和诱导阻力，同时，由于去掉了平尾和垂尾，减少了角反射器的数量，无明显的机身，使隐身性能大大提升。但现有的飞翼布局仍存在如下技术缺陷：

（1）速度问题。为了使部分机身更好的隐藏于机翼之中，飞翼的机翼设计比通常的机翼厚得多。这在低速时影响有限，但在高亚音速时机翼相对较厚的部分会产生较大的阻力效应，使其不适合高速飞行，而且对速度的变化比常规布局更加敏感。

（2）配平问题。现有的飞翼布局在平飞中，为了校准很小的配平，需要移动升降舵面，从而增加配平阻力，也增加了纵向操纵面的压力。

发明内容

（1）本发明的目的

为了解决上述飞翼布局中的飞行器速度低和配平困难的问题，从而提出一种改进的飞行器气动布局。

（2）本发明的技术方案

本发明采取以下技术方案：一种飞行器气动布局，包括机身、外翼段、内翼段，外翼段和内翼段的翼面采用高临界马赫数、小低头力矩、高升阻比的层流翼型，内翼段为翼身过渡段，采用中等后掠角、小展弦比，且与机身相连接，实现翼身融合；其特征是外翼段采用中等前掠角、中等展弦比前掠翼。

（3）本发明的有益效果

     本发明不仅满足飞机的高空长航时高亚音速巡航要求，还提高了飞行速度并解决了配平困难的问题。

附图说明

图1是飞行器外形立体示意图。

图2是飞行器平面示意图。

具体实施方式

本发明的实施方式如下：如图1～2所示，一种飞行器气动布局，包括机身3、外翼段1、内翼段2。外翼段1作为主要的升力面应占翼面投影面积的65%以上，内翼段2为35%以下；外翼段1和内翼段2的翼面采用高临界马赫数、小低头力矩、高升阻比的层流翼型，内翼段2为翼身过渡段，采用中等后掠角、小展弦比，且与机身相连接，实现翼身融合；外翼段1采用中等前掠角、中等展弦比前掠翼。外翼段1采用小低头力矩、最大厚度为6.5%~10%的层流翼型，外翼前掠角5为15°~40°、展弦比为7~15、梯形比为1.5~3；内翼段2采用小低头力矩、最大厚度为8%~12%的层流翼型，内翼后掠角4为30°~75°、展弦比为1.5~3、梯形比为1.0~1.5。

实施例1：

某型机气动布局为外翼段1选用小低头力矩最大厚度为8%的层流翼型，外翼前掠角5为25°、展弦比为9、梯形比为2.27；内翼段选用小低头力矩最大厚度为10%的层流翼型后掠角为42°、展弦比为1.75、梯形比为1.21；内翼段2与机身1相连接，实现翼身融合。该气动布局方案力矩平衡点出现在攻角为3°，当攻角为3°时，全机升力系数为0.244，最大升阻比大于17，最大马赫数0.86；表明该气动布局方案基本达到的自配平，即最大升阻比对应迎角为平衡迎角，同时气动特性满足高空长航时高亚音速巡航要求。