[發明專利]一種高升阻比固定翼飛機配平方法

無效

• 申請號: 201210113438.1
• 申請日: 2012-04-17
• 公開（公告）號: CN102616367A
• 公開（公告）日: 2012-08-01
• 發明（設計）人: 王維軍;黃健
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: B64C3/14
• 分類號: B64C3/14
• 代理公司: 北京金恒聯合知識產權代理事務所 11324
• 代理人: 李強

技術領域

本發明涉及一種高升阻比固定翼飛機的配平方法，屬于航空飛行器中固定翼飛機設計技術領域。

技術背景

在同樣設計速度下，提高飛機升阻比，在同樣設計重量情況下，飛機阻力越小，需用推力越小。飛機升阻比越大，飛機的空氣動力性能越好，經濟性越高。

為了提高飛機的升阻比，從飛機設計翼型選擇上看，應選擇升阻比大的正彎度翼型。但在目前飛機設計中，選擇正彎度翼型的飛機設計，機翼零升力矩配平都是借助平尾或鴨翼等方式實現，這就帶來了升力和阻力損失，降低了全機升阻比，不能充分發揮正彎度翼型高升阻比特性。

而無尾式布局的飛機通常采用扭轉機翼的辦法實現配平，即采用S翼型，保證飛機的零升力矩系數為正。而S翼型升阻比遠遠小于正彎度翼型。此方法是以犧牲升阻比的代價換取穩定性。

發明內容

本飛機布局設計發明，采用高升阻比正彎度翼型，且不利用平尾或鴨翼等帶來降低全機升阻比的手段，來實現機翼零升力矩的配平，充分發揮正彎度翼型高升阻比特性。為了實現機翼零升力矩配平，并且不造成全機升阻比下降。采用重心配置在機翼焦點正下方處的設計布局，以產生大的升阻比和抬頭力矩，同時使全機具有縱向靜穩定性。既能提高飛機的升阻比，又能使全機具有靜穩定性。

根據本發明的一個方面，提供了一種高升阻比固定翼飛機，其特征在于包括：

具有大展弦比正彎度的機翼，用于提供升力，從而提供全機升力，

位于機翼的焦點正下方的機身，

機翼支撐梁，用于連接所述機身與機翼，

設置在機身上的發動機，用于提供推力。

根據本發明的另一個方面，提供了一種固定翼飛機的高升阻比的實現方法，其特征在于包括：

用具有大展弦比正彎度的機翼提供升力，從而提供全機升力，

把機身設置于機翼的焦點正下方，

用機翼支撐梁連接所述機身與機翼，

用設置在機身上的發動機提供推力。

附圖說明

圖1(a)為采用水平尾翼配平方法的方案的示意圖。

圖1(b)為采用鴨翼配平方法的方案的示意圖。

圖2(a)為采用本新發明布局方法在無干擾來流作用下配平的方案示意圖。

圖2(b)為采用本新發明布局方法在下方干擾來流作用下配平的方案示意圖。

圖2(c)為采用本新發明布局方法在上方干擾來流作用下配平的方案示意圖。

圖3為采用本新發明布局方法具體實施例方案的示意圖。

具體實施方式

采用單獨正彎度翼型的飛機設計，如在機翼升力是零時，作用在機翼上的零升力矩不為零，此力矩將使全機產生低頭力矩。需采取措施配平機翼的零升力矩。通常的方法包括平尾、鴨翼等，具體見受力分析圖1。

圖1(a)為采用水平尾翼配平方法，O點為全機重心。正彎度機翼(1)零升力矩使得全機低頭。平尾的升力(Lw)為向下，而使得全機零升力矩系數為正，即為抬頭力矩，實現全機配平。但此方法導致全機升力損失。

圖1(b)為采用鴨翼配平方法，O點為全機重心。正彎度機翼(1)零升力矩使得全機低頭。鴨翼的升力(Ly)為向上，而使得全機零升力矩系數為正，即為抬頭力矩，實現全機配平。但此方法導致全機阻力增大。

而本發明，采用不損失全機升阻比的配平措施。根據本發明的一個實施例，將全機焦點配置于機翼焦點正下方處，如圖2所示。

在圖2(a)中，在遠方來流(V0)作用下，全機受力及配平情況是：全機升力(L)與重力(G)平衡，推力(T)與空氣阻力(D)平衡；阻力(D)與重心(O)的力矩為抬頭力矩，此力矩可配平正彎度機翼(1)的零升力矩(M0)，從而實現全機的力矩配平。并且不損失全機的升阻比。機翼安裝角(a)為此時機翼最大升阻比對應迎角。

在圖2(b)中，飛機水平飛行，遇到與水平面成da角干擾來流(V1)時，全機受力及配平情況是：飛機相對于干擾來流(V1)的迎角為da，升力變量(dL)方向與干擾來流(V1)方向垂直向上，阻力變量(dD)方向與干擾來流(V1)方向相同，而其他力未變化；阻力(dD)水平分量與升力(dL)水平分量和推力平衡。與圖2(a)阻力(D)升力(L)相比，阻力變量(dD)對重心力臂減小，升力變量(dL)對重心力臂增加，二力與全機重心(O)形成的力矩為負，即為低頭力矩，減小全機迎角的增加(da)變化，當使全機具有靜穩定性。