[实用新型]翼身融合飞机

说明书

技术领域

本公开一般涉及航空飞行器技术领域，具体涉及一种无人机，尤其涉及一种翼身融合飞机。

背景技术

20世纪60年代，飞机设计师们开始提出翼身融合体的概念。飞机设计的特色是没有明显的机身和机翼连接线。机身跟机翼一样都采用翼型设计，同样可以产生升力。翼身融合设计增加了机体空间，飞机可以获取更好的气动性能，减少了飞行阻力，多数第三代超音速战斗机如F-15、F-16、“幻影”2000、米格-29、苏-27等都采用翼身融合布局，美国未来翼身融合概念飞机X-48B是翼身融合布局在客机方面的尝试应用。

现有的翼身融合飞机的布局，导致载重不够大；并且飞行阻力大、升力小，使得飞行半径小，续航时间短。

实用新型内容

鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种气动性能好、承载能力强的翼身融合飞机。

本申请提供一种翼身融合飞机，包括翼身融合的机身和机翼，所述机翼包括位于所述机身左右两侧的机翼；所述机身具有中央对称面；所述机身具有位于所述中央对称面上的中央截面、垂直于所述中央截面顶点处的重心截面；所述重心截面的上翼面呈中间高、两侧低的上凸流线形，所述重心截面的下翼面呈中间低、两侧高的下凹流线形，所述重心截面在所述中央对称面上的高度为H，所述重心截面的宽度为D，其中0.7≤H/D≤0.8。

优选的，0.76≤H/D≤0.78。

优选的，所述重心截面的上翼面曲率大于下翼面曲率。

优选的，所述重心截面的结构根据以下公式确定：

y＝0.0003x³-0.0024x²+0.0742x+H，

其中x表示距所述中央截面的垂直距离，0≤x≤D/2；y表示在相应的x处所述重心截面的高度。

优选的，所述中央截面的上翼面曲率大于下翼面曲率。

优选的，所述机翼包括自翼根到翼稍并排设置的多个截面翼型，所述机翼具有以翼根翼型、翼稍翼型以及多个截面翼型为控制面建立的贝塞尔曲面的外表面形状；

从所述翼根翼型到所述翼稍翼型，各个翼型的扭转角度逐渐减小，且各个翼型的弦长逐渐减小。

优选的，从所述翼根到所述翼稍之间设有五个截面翼型，分别距离所述翼根翼型0％、22％、50％、70％、80％的展向距离。

优选的，自所述翼根到所述翼稍的方向，所述翼根翼型、五个所述截面翼型、所述翼稍翼型的扭转角依次为：0.5°～1.5°、0.2°～0.7°、-0.2°～0.2°、-0.8°～-0.5°、-1.5°～-1.0°、-2.2°～-1.2°、-3.5°～-2.6°。

优选的，自所述翼根到所述翼稍的方向，所述翼根翼型、五个所述截面翼型、所述翼稍翼型的扭转角依次为：1°、0.5°、0°、-0.65°、-1.35°、-2°、-3°。

优选的，自所述翼根到所述翼稍的方向，所述翼根翼型、五个所述截面翼型、所述翼稍翼型的弦长依次为：P、0.80P～0.85P、0.72～0.76P、0.58P～0.62P、0.5P～0.55P、0.46P～0.49P、0.3P～0.35P。

优选的，自所述翼根到所述翼稍的方向，所述翼根翼型、五个所述截面翼型、所述翼稍翼型的弦长依次为：P、0.83P、0.75P、0.6P、0.53P、0.48P、0.33P。

本申请所提供的翼身融合飞机，采用新型的翼身融合布局，即从机身到机翼的外形平滑过渡，极大的减少了干扰阻力，同时增加了机体内部空间，提高承载能力；控制机身的最大厚度与机身的宽度比，使得机身具有高升阻比，提高飞机的气动性能。在实施例中优选限定机翼各翼型的扭转角、弦长，大大改善整机的升阻比，提高飞机的续航时间。

附图说明

通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本申请的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本实用新型实施例提供的翼身融合的机身和机翼的主视图；

图2为本实用新型实施例提供的机身的结构示意图；

图3为图2中M-M面断面图；

图4为图3中所示的重心截面的宽度和厚度的关系图；

图5为本实用新型实施例提供的机翼的结构示意图；

图6为图5的A-A端面图；

图7为图5的B-B断面图；

图8为图5的C-C断面图；

图9为图5的D-D断面图；

图10为图5的E-E断面图；

图11为图5的F-F断面图；