[发明专利]一种小展弦比自适应变体飞翼布局战斗机

说明书

本发明公开一种小展弦比自适应变体飞翼布局战斗机，采用背负式进气道、有人驾驶的重型双发布局，包括机翼和尾翼，其特征在于所述机翼的后掠角可以变化，所述尾翼在两个自由角度上进行偏转；机翼的自适应变后掠能够满足战斗机经济巡航和高速突防要求，提升全机的整体气动性能；多功能变体尾翼收拢时能够保持全机为典型的飞翼布局，保持高升阻比的同时也具有较好的雷达隐身能力，当起降或机动飞行时，变体尾翼打开用于阵风和航向控制，从而解决了小展弦比飞翼布局战斗机的航向控制问题。

技术领域

本发明属于飞行器气动外形设计技术领域，具体为一种小展弦比自适应变体飞翼布局战斗机方案。

背景技术

飞翼布局兼有气动性能好、高隐身的特性，但若发展为战斗机，需解决其横航向稳定性与控制问题。一直以来，欧美发展的飞翼布局飞机都是以侦察、监视和打击功能为主的亚声速或高亚声速类型，典型的为美国的B2远程轰炸机、X47B无人作战飞机等。由于飞翼布局飞机存在航向稳定性与控制问题，尤其是对格斗能力要求较高的机动飞行方面，导致迄今为止还没有一款可用于实战的飞翼布局的战斗机类型出现。

从战斗机的发展历程看，对近距离格斗都有较高的要求，尤其是前三代战斗机。近距离格斗的典型战技指标要求就是整个飞机的机动性能，如快速爬升、俯冲，急速转弯等指标要求。如前所述，由于飞翼布局没有航向安定面，存在先天的航向稳定性缺失问题，通过多年发展，采用特殊的航向控制（如分列式方向舵）和先进飞行控制措施，已解决飞机的航向稳定性问题，但是对于高机动能力要求的航向控制问题，目前仍无法实现，导致飞翼布局战斗机的研制进展缓慢。

发明内容

本发明的目的是提出一种小展弦比自适应变体飞翼布局战斗机，采用自适应变体飞翼、背负式进气道、有人重型双发布局，机翼具有自适应变后掠功能，尾翼也可根据需求打开用作横航向控制等，以兼顾气动、隐身等性能的需求，具有超声速巡航、高亚声速远航、跨声速机动能力，兼顾高/低速、横航向控制和隐身特性。

一种小展弦比自适应变体飞翼布局战斗机，采用背负式进气道、有人驾驶的重型双发布局，包括可实现变体的机翼和尾翼。机翼的后掠角可以根据飞行速度变化，当起飞/降落、经济巡航时，机翼后掠角较小，这样全机具有较高的升阻比，节省燃油；当飞机需要超声速飞行时，机翼后掠角增大，这样可减小超声速时的阻力，同样节省燃油，具有较好的气动效率。该布局采用的尾翼是多功能变体尾翼，具有两个自由度的偏转能力。当飞机需要匿踪飞行时，尾翼和机翼一起收拢，和机体融为一体，成为典型的“扁平体”飞翼，这样就具有较好的雷达隐身能力和较好的气动性能；当飞机需要阵风控制或者机动飞行时，尾翼以根弦方向为转轴向上翻转打开成“V”型，同时尾翼可实现沿自身展向方向为转轴偏转，进而达到航向控制的目的，使飞机具备高机动飞行能力。

在上述技术方案中，机翼的后掠角在25°～65°范围之间变化。

在上述技术方案中，战斗机的机身前缘后掠角为65°，机身后缘前掠角为25°，展弦比为1.53。

在上述技术方案中，所述尾翼与机身连接的根弦方向为第一转动轴线，位于后机身内的转动机构带动第一转动轴实现尾翼上下翻转。

在上述技术方案中，所述尾翼转动后与机身所在平面构成翻转角，所述翻转角在0°～45°之间。

在上述技术方案中，沿尾翼展向方向为第二转动轴线，位于后机身内的转动机构带动第二转动轴实现尾翼自身偏转。

在上述技术方案中，所述尾翼偏转后与第二转动轴线之间构成偏转角，所述偏转角在0°～60°之间。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

机翼的自适应变后掠能够满足战斗机经济巡航和高速突防要求，提升全机的整体气动性能；多功能变体尾翼收拢时能够保持全机为典型的飞翼布局，保持高升阻比的同时也具有较好的雷达隐身能力，当起降或机动飞行时，变体尾翼打开用于阵风和航向控制，从而解决了小展弦比飞翼布局战斗机的航向控制问题。