[實(shí)用新型]高機(jī)動(dòng)飛行器的鴨翼邊條系統(tǒng)

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201420151080.6
• 申請(qǐng)日: 2014-03-31
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN203740117U
• 公開(kāi)（公告）日: 2014-07-30
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 馮加偉
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 馮加偉
• 主分類號(hào): B64C3/38
• 分類號(hào): B64C3/38;B64C3/00;B64C23/06
• 代理公司: 暫無(wú)信息
• 代理人: 暫無(wú)信息

技術(shù)領(lǐng)域

本實(shí)用新型涉及飛行器技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

近年來(lái)，圍繞著未來(lái)戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)展的各種可能性，人們進(jìn)行了廣泛的探索。主要方向之一有:更快的飛行速度,更高的飛行高度和無(wú)人化控制。要求其能夠兼顧在各種高度、各種姿態(tài)下的飛行性能。更加注重超遠(yuǎn)程打擊能力，突出超高速飛行，并進(jìn)一步強(qiáng)化現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)在中低空的亞聲速機(jī)動(dòng)性和超聲速機(jī)動(dòng)性。

實(shí)用新型內(nèi)容

本實(shí)用新型所要解決的技術(shù)問(wèn)題是提供一種能夠優(yōu)化飛行性能的高機(jī)動(dòng)飛行器的鴨翼邊條系統(tǒng)。

為解決上述技術(shù)問(wèn)題，本實(shí)用新型的技術(shù)方案是：高機(jī)動(dòng)飛行器的鴨翼邊條系統(tǒng)，包括機(jī)頭和機(jī)身，所示機(jī)頭的后部?jī)蓚?cè)有鴨翼，所述機(jī)身的兩側(cè)固定設(shè)有后掠內(nèi)翼，所述后掠內(nèi)翼的翼梢設(shè)有前掠折疊外翼，所述機(jī)身的后部上方設(shè)有一對(duì)全動(dòng)式垂直尾翼；所述機(jī)頭設(shè)計(jì)為乘波體機(jī)頭；所述鴨翼后部的機(jī)身上設(shè)有向兩側(cè)延展的邊條。

作為優(yōu)選的技術(shù)方案，在所述鴨翼不偏轉(zhuǎn)時(shí)，所述鴨翼與所述邊條構(gòu)成連續(xù)氣動(dòng)面。

作為優(yōu)選的技術(shù)方案，所述鴨翼和所述邊條具有4°的下反角。

作為優(yōu)選的技術(shù)方案，所述鴨翼的偏轉(zhuǎn)軸線在所述鴨翼的翼根弦從前端起的85％處。

作為優(yōu)選的技術(shù)方案，所述乘波體機(jī)頭的側(cè)緣具有下反角且側(cè)緣下表面向上拱起。

由于采用了上述技術(shù)方案，高機(jī)動(dòng)飛行器的鴨翼邊條系統(tǒng)，包括機(jī)頭和機(jī)身，所示機(jī)頭的后部?jī)蓚?cè)有鴨翼，所述機(jī)身的兩側(cè)固定設(shè)有后掠內(nèi)翼，所述后掠內(nèi)翼的翼梢設(shè)有前掠折疊外翼，所述機(jī)身的后部上方設(shè)有一對(duì)全動(dòng)式垂直尾翼；所述機(jī)頭設(shè)計(jì)為乘波體機(jī)頭；所述鴨翼后部的機(jī)身上設(shè)有向兩側(cè)延展的邊條；本實(shí)用新型通過(guò)鴨翼與邊條的組合設(shè)計(jì)，使兩者共同形成了一個(gè)氣動(dòng)體系，不僅可以保證在高速飛行時(shí)的低阻力，還可以在大迎角姿態(tài)形成強(qiáng)勁的渦流，改善其本身及機(jī)身的流動(dòng)狀況，提升本飛行器的大迎角性能。

附圖說(shuō)明

圖1是本實(shí)用新型實(shí)施例前掠折疊外翼處于展開(kāi)狀態(tài)下的示意圖；

圖2是本實(shí)用新型實(shí)施例乘波體機(jī)頭的截面示意圖；

圖3是本實(shí)用新型實(shí)施例大迎角姿態(tài)時(shí)鴨翼與邊條的空氣動(dòng)壓示意圖；

圖中：1-機(jī)頭；2-機(jī)身；3-鴨翼；4-后掠內(nèi)翼；5-前掠折疊外翼；6-邊條。

具體實(shí)施方式

為了對(duì)本實(shí)用新型的技術(shù)特征、目的和效果有更加清楚的理解，現(xiàn)對(duì)照附圖說(shuō)明本實(shí)用新型的具體實(shí)施方式。

如圖1、圖2和圖3所示，本實(shí)施例高機(jī)動(dòng)飛行器的鴨翼邊條系統(tǒng)包括機(jī)頭1和機(jī)身2，所示機(jī)頭1的后部?jī)蓚?cè)有鴨翼3，所述機(jī)身2的兩側(cè)固定設(shè)有后掠內(nèi)翼4，所述后掠內(nèi)翼4的翼梢設(shè)有前掠折疊外翼5。

乘波體是一種高超聲速升力體，它在設(shè)計(jì)點(diǎn)飛行時(shí)有激波附著在其前緣，就像整個(gè)升力體騎在激波上一樣。這使它在高超聲速飛行時(shí)擁有非常高的升力效率。本實(shí)施例的機(jī)頭1采用乘波體設(shè)計(jì)，以保證高超聲速飛行時(shí)較高的飛行性能，同時(shí)能夠更好地與機(jī)身2相匹配。

本實(shí)施例乘波體機(jī)頭1的設(shè)計(jì)采用了由已知的無(wú)粘可壓縮超聲速流場(chǎng)作為出發(fā)點(diǎn)的反設(shè)計(jì)方法，并選取速度適中的6Ma為設(shè)計(jì)點(diǎn)。另外，選擇能夠使所設(shè)計(jì)的乘波體升阻比最大的β=12作為設(shè)計(jì)乘波體的半基準(zhǔn)圓錐激波角。本實(shí)施例經(jīng)過(guò)初步設(shè)計(jì)生成乘波體原型后，將其進(jìn)行優(yōu)化并融入整體設(shè)計(jì)中，最終形成的乘波體機(jī)頭1截面如圖2所示。

本實(shí)施例乘波體機(jī)頭1已經(jīng)與機(jī)身2及鴨翼3完美融合，進(jìn)一步減小了整機(jī)的阻力，提高了乘波體機(jī)頭1的利用效率。另外，本實(shí)施例乘波體機(jī)頭1的側(cè)緣擁有一定的下反角且側(cè)緣下表面向上拱起，改善了其下表面的壓力分布并增大了下表面的高壓區(qū)面積，從而幫助乘波體獲得更高的升力效率，也能夠給處在機(jī)身2下部的進(jìn)氣口提供壓縮效果更好的進(jìn)氣。

這種將乘波體作為機(jī)頭1的設(shè)計(jì)，使本實(shí)施例能夠在高超聲速下具有高升力、低阻力、高升阻比的優(yōu)點(diǎn)，從而更好地適應(yīng)高速飛行。由于乘波體的高升力主要體現(xiàn)在超聲速之后，這使得超聲速后本實(shí)施例機(jī)頭1升力增加迅速，抑制了飛行器超聲速后氣動(dòng)中心后移的現(xiàn)象。另外，乘波體機(jī)頭1寬大的外形不僅更容易與機(jī)身2相結(jié)合，也能夠增大前部機(jī)身2的內(nèi)部容積，使本實(shí)施例能夠安裝更大直徑的雷達(dá)，從而提升其整體作戰(zhàn)性能。

如圖1所示，本實(shí)施例通過(guò)特殊的鴨翼與邊條的組合設(shè)計(jì)，使兩者共同形成了一個(gè)氣動(dòng)體系。這個(gè)氣動(dòng)體系不僅可以保證在高速飛行時(shí)的低阻力，還可以在大迎角姿態(tài)形成強(qiáng)勁的渦流，改善其本身及機(jī)身2的流動(dòng)狀況，提升本實(shí)施例的大迎角性能。