[发明专利]一种高速大机动高隐身的靶机

说明书

本发明公开了一种高速大机动高隐身的靶机，包括：机身、机翼、发动机、尾翼以及S弯进气道；机翼的前缘后掠角与尾翼的前缘后掠角相同。机翼后缘的副翼前缘与机翼后缘平行；尾翼后缘的升降舵前缘与尾翼后缘平行；S弯进气道的末端的切线方向与机身轴线平行，末端出口与发动机进气口连接。本发明采用阻力较小的气动布局设计实现高亚音速的飞行；采用减少靶机在被雷达照射时雷达接收到的雷达波的波峰个数以及减少雷达波的反射源等方法实现高隐身飞行；采用半滚倒飞的飞行模式，保证发动机进气稳定的方法实现大机动飞行。最大马赫数可达到0.9，在进气道朝下飞行时机动过载可达到6g+，在进气道朝上飞行时RCS特性优于0.01m²。

技术领域

本发明属于无人机领域，涉及一种高速大机动高隐身的靶机。

背景技术

靶机主要用于军事演习或者武器射击测试时模拟敌军飞行器或来袭导弹，为各类型火炮或导弹系统提供假想的目标与射击机会，同时也可用于军用飞行器系统的元器件测试。为了提高部队军事作战能力以及进一步提高军事技术实力，世界各军事强国都研发了各种不同种类和性能的靶机，随着航空技术的日益进步，特别是一些世界军事强国六代机的逐渐服役，对靶机技术指标又提出了新的要求，除传统靶机的高空高速性能外，大机动和高隐身的指标也成了先进靶机的必选项。国内的靶机产品大多只能模拟高空高速等二代机的目标特性。国内目前尚无兼顾大机动(5g～7g)和高隐身(RCS≯0.01m2)的靶机产品。

发明内容

本发明的目的在于针对现有技术的不足，提供一种高速大机动高隐身的靶机。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的：一种高速大机动高隐身的靶机，包括：机身、机翼、发动机、尾翼以及S弯进气道；每个机翼的后缘设置有副翼，尾翼的后缘设置有升降舵。副翼的前缘与机翼的后缘平行；升降舵的前缘与尾翼的后缘平行；

机身分为三部分：具有回旋体结构的前机身，圆柱结构的中机身以及后机身；所述发动机安装在后机身，发动机的动力方向沿所述机身的中心轴线方向。

机翼为梯形翼，前缘后掠角为30～40°，安装角为0、展弦比为4～5，其位于机身中部，其翼根和翼梢均采用对称层流翼型，根部翼型相对厚度为12％～14％，梢部翼型相对厚度为8％～10％，其翼根部与机身融合为一体；

尾翼为梯形翼，前缘后掠角与机翼前缘后掠角相同，展弦比为1～2，翼型相对厚度为10～12％；

S弯进气道的末端的切线方向与机身轴线平行，末端出口与发动机进气口连接。

进一步地，S弯进气道唇口为月牙形，唇口与机身之间有尖劈隔开，S弯进气道机身外侧部分和机身之间有整流罩。

进一步地，发动机为小型涡轮喷气发动机。

进一步地，机翼的翼梢部有与翼梢翼型匹配的整流鼓包。

进一步地，尾翼采用V型尾翼，夹角为90度，尾翼关于机身纵向对称面对称。S弯进气道与尾翼安装机身的同一侧。

进一步地，所述靶机在S弯进气道朝下飞行时，实现大机动；在S弯进气道朝上飞行时，实现高隐身。

本发明的有益效果在于：本发明采用阻力较小的气动布局设计配备小型涡轮喷气发动机实现高亚音速的飞行；采用减少靶机在被雷达照射时雷达接收到的雷达波的波峰个数以及减少雷达波的反射源等方法实现高隐身飞行；采用半滚倒飞的飞行模式，保证发动机进气稳定的方法实现大机动飞行。

采用上述布局设计的靶机配备小型涡轮喷气发动机时，最大马赫数可达到0.9，在进气道朝下飞行时机动过载可达到6g+，在进气道朝上飞行时RCS特性优于0.01m²。

附图说明

图1为靶机气动外形图；

图2为靶机俯视图；