[實用新型]一種采用混合翼身的飛行器氣動外形

有效

• 申請號: 201220207832.7
• 申請日: 2012-05-11
• 公開（公告）號: CN202609085U
• 公開（公告）日: 2012-12-19
• 發明（設計）人: 李沛峰;張彬乾;陳真利;沈冬;林宇;褚胡冰;王元元
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: B64C39/10
• 分類號: B64C39/10;B64C1/00;B64C3/00
• 代理公司: 西北工業大學專利中心 61204
• 代理人: 慕安榮

技術領域

本發明涉及飛行器設計領域，具體是一種采用混合翼身的飛行器氣動外形。

背景技術

隨著20世紀80年代翼身融合飛翼布局的巨型戰略轟炸機B2的首次試飛，人們對此類外形應用于民航旅客機或運輸機的可能性產生了濃厚興趣和探討。波音從20世紀90年代初開始研究翼身融合體外形的技術上和商業上的可行性和概念設計研究，隨后歐洲、俄羅斯和日本等也相繼開展類似的研究。相對于常規布局，翼身融合布局的優點主要表現在以下幾點，采用翼身融合無尾布局，大大減小了浸濕面積，具備了較高的氣動效率；由于氣動效率的提高，減小了燃油消耗，并降低了氮氧化物的排放，具有較高的環境優勢；寬大的中央機體具備了裝載空間大和結構效率高優點；將發動機置于寬大機體上表面，有效屏蔽了發動機噪音同時避免了噪音被機翼下表面反射，有利于減小噪音水平。但，翼身融合布局也有相應缺陷，如專利US-20090152392A1所描述的翼身融合布局，較厚的中央機體和過渡段在跨聲速飛行時易產生激波；外翼段后掠角較大，氣動效率較低且不利于縱向平衡控制，限制翼身融合布局氣動性能的進一步提高，中央機體較短，無法布置更多的逃逸艙門，難于滿足適航要求。

發明內容

為克服現有翼身融合布局技術中存在的氣動效率和縱向操縱能力的不足，本發明提出了一種采用混合翼身的飛行器氣動外形。

以所述混合翼身飛行器一側氣動外形為例，沿機體展向分別為中央機體、過渡段和外翼段，并且所述的過渡段位于中央機體與外翼段之間，并且中央機體、過渡段和外翼段的面積比為1∶0.350∶0.554；

a.中央機體采用前加載后卸載翼型；中央機體包括中央機體根部控制面、中央機體中部控制面、中央機體梢部控制面；中央機體的平面形狀為梯形；中央機體的投影面積為全機半模投影面積的52.5％；中央機體前緣后掠角α為65°；中央機體根部控制面弦長L₄＝38m；中央機體梢部控制面距中央機體根部控制面的展向距離S_6-4＝6.8342m，中央機體梢部控制面前緣頂點的坐標為(15.0740m，6.8341m，0.7000m)，中央機體梢部控制面弦長L₆＝20.7739m；中央機體中部控制面距中央機體根部控制面的展向距離S5-4＝3.4171m；中央機體中部控制面的弦長為29.3869m，中央機體中部控制面前緣頂點的坐標為(7.5370m，3.4171m，0.3500m)；

中央機體根部控制面的翼型的前緣頂點與中央機體根部控制面前緣頂點重合，并將所述中央機體根部控制面的翼型的橫坐標x和縱坐標y均放大38倍，得到中央機體根部控制面的截面形狀；

中央機體中部控制面的翼型的前緣頂點與中央機體中部控制面前緣頂點重合，并將所述中央機體中部控制面的翼型的橫坐標x放大29.3869倍，縱坐標y放大31.0119倍，得到中央機體中部控制面的截面形狀；

中央機體梢部控制面的翼型的前緣頂點與中央機體梢部控制面前緣頂點重合，并將所述中央機體梢部控制面的翼型的橫坐標x放大20.7739倍，縱坐標y放大22.9655倍，得到中央機體梢部控制面的截面形狀；

b.過渡段包括中央機體梢部控制面、過渡段中部控制面、過渡段梢部控制面；過渡段的平面形狀為梯形，且中央機體梢部控制面即為過渡段的根部；過渡段的投影面積為全機半模投影面積的18.4％；過渡段前緣后掠角β為50°；過渡段梢部控制面距中央機體梢部控制面的展向距離S_8-6＝4.8464m，過渡段梢部控制面前緣頂點的坐標為(20.6963m，11.6804m，1.4000m)，過渡段梢部控制面弦長L₈＝8.3942m；

過渡段中部控制面距中央機體梢部控制面的展向距離S_7-6＝2.4232m；通過以上幾何關系確定過渡段中部控制面的弦長為14.5841m，過渡段中部控制面前緣頂點的坐標為(17.8851m，9.2572m，1.0500m)；

過渡段中部控制面的翼型采用前加載后卸載翼型；過渡段中部控制面的翼型的前緣頂點與過渡段中部控制面前緣頂點重合，并將翼型的橫坐標x放大14.5841倍，縱坐標y放大14.6570倍，得到過渡段中部控制面的截面形狀；