[發(fā)明專利]一種采用上下反角差的高空長航時串列翼飛行器氣動布局

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201710074198.1
• 申請日: 2017-02-10
• 公開（公告）號: CN106828933B
• 公開（公告）日: 2019-06-18
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 蔣崇文;林宏淵;羅磊;萬志強(qiáng);高振勛
• 申請（專利權(quán)）人: 北京航空航天大學(xué)
• 主分類號: B64C39/08
• 分類號: B64C39/08
• 代理公司: 北京永創(chuàng)新實專利事務(wù)所 11121
• 代理人: 姜榮麗

本發(fā)明公開了一種采用上下反角差的高空長航時串列翼飛行器氣動布局，屬于飛行器氣動布局設(shè)計領(lǐng)域。所述的飛行器氣動布局中，飛行器采用圓柱形截面機(jī)身、較大展弦比的前翼和后翼、“V”型尾翼，其中，前翼為上單翼，并有上反角，對稱安裝在機(jī)身前半段；后翼為下單翼，并有下反角，對稱安裝在機(jī)身后半段；“V”型尾翼為兩個，對稱安裝在機(jī)身后半段，上反角為45°；渦扇發(fā)動機(jī)安裝在機(jī)身尾部上方。本發(fā)明在保證相同機(jī)翼面積的前提下，可使用較小展長，提高了結(jié)構(gòu)效率，降低了對機(jī)場起降條件的要求，增強(qiáng)戰(zhàn)場環(huán)境使用能力；前翼采用較大弦長，后翼采用較小弦長，充分利用后翼對前翼的有利干擾，減少前翼對后翼的不利干擾。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于飛行器氣動布局設(shè)計領(lǐng)域，具體涉及一種前后機(jī)翼采用上下反角差的高空長航時串列翼飛行器氣動布局。

背景技術(shù)

高空長航時飛行器能夠完成遠(yuǎn)程偵察、目標(biāo)監(jiān)視、通信中繼、電子干擾、高空預(yù)警等軍事任務(wù)，是構(gòu)建高空戰(zhàn)略戰(zhàn)術(shù)平臺的基礎(chǔ)，具有重要的戰(zhàn)略戰(zhàn)術(shù)意義。但是高空長航時飛行器對飛行性能、氣動品質(zhì)等方面要求較高，特別是要求在足夠升力的前提下，具有較大的升阻比。

對于亞聲速常規(guī)布局的固定翼飛行器而言，在設(shè)計時為了獲得更高的升阻比，由于機(jī)翼是其主要的升力部件，因而通常會采用增加機(jī)翼展弦比的辦法。大展弦比機(jī)翼的優(yōu)點(diǎn)在于：當(dāng)飛行器飛行速度較低時，對于具有相同升力面面積的機(jī)翼，采用更大的展弦比有利于減小機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力，從而獲得更高的升阻比。

然而，由于高空長航時飛行器通常采用超大展弦比、大展長機(jī)翼，機(jī)翼的展長比機(jī)翼的厚度和弦長要大得多，因而可能會存在結(jié)構(gòu)剛度不足的問題。在飛行過程中，機(jī)翼會在氣動力的作用下發(fā)生彈性變形，這種彈性變形反過來又使氣動力隨之改變，由于機(jī)翼剛度的不足，易形成結(jié)構(gòu)變形與氣動力交互作用的氣動彈性現(xiàn)象。氣動彈性現(xiàn)象對飛行器的安全和性能有著相當(dāng)重要的影響，會降低操縱效率、機(jī)翼升力系數(shù)斜率，甚至可能在飛行包絡(luò)之內(nèi)產(chǎn)生爆發(fā)性的顫振、發(fā)散，甚至致使結(jié)構(gòu)突然毀壞造成飛行事故。為解決這一問題，若直接采用加強(qiáng)機(jī)翼剛度的方式，則會使機(jī)翼的結(jié)構(gòu)重量大大增加，降低整個飛行器的有效載荷和結(jié)構(gòu)效率。

為滿足高空長航時飛行器具有足夠升力的要求，出現(xiàn)了一種串列翼氣動布局該布局包含前后兩個機(jī)翼，后翼會對前翼產(chǎn)生有利干擾，然而前翼會對后翼產(chǎn)生不利干擾。此外，整體攻角改變時，翼間氣動干擾強(qiáng)度有所改變，使得各翼升力增量不會成比例變化，導(dǎo)致全機(jī)氣動焦點(diǎn)移動范圍較大，影響飛行性能。為了將串列翼布局應(yīng)用于高空長航時飛行器氣動布局，還需對其構(gòu)型參數(shù)對氣動特性的影響進(jìn)行深入研究，以得到一種可選的氣動布局方案。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明從氣動設(shè)計角度出發(fā)，對串列翼布局前后機(jī)翼之間的氣動干擾進(jìn)行深入研究，提出了一種采用前后機(jī)翼上下反角差的高空長航時串列翼飛行器氣動布局，提供了一種結(jié)構(gòu)性能和氣動性能俱佳的高空長航時飛行器設(shè)計技術(shù)方案。

研究表明，前后翼上下反角差能有效改善前翼翼尖渦對后翼氣動性能的不利誘導(dǎo)效應(yīng)，有利于提升雙翼面布局整體的氣動性能；后翼對前翼存在有利干擾，而前翼對后翼存在誘導(dǎo)下洗效應(yīng)；后翼采用較小弦長能夠減弱前翼對后翼不利的下洗誘導(dǎo)效應(yīng)。

因此，本發(fā)明飛行器氣動布局前翼為較大弦長上單翼并有一定上反角，后翼為較小弦長下單翼并有一定下反角。機(jī)身尾部布置有發(fā)動機(jī)和“V”型尾翼。

本發(fā)明提供的所述的飛行器氣動布局中，飛行器采用圓柱形截面機(jī)身、較大展弦比的前翼和后翼、“V”型尾翼，其中，前翼為上單翼，并有上反角，對稱安裝在機(jī)身前半段；后翼為下單翼，并有下反角，對稱安裝在機(jī)身后半段；“V”型尾翼為兩個，對稱安裝在機(jī)身后半段，上反角為45°；渦扇發(fā)動機(jī)安裝在機(jī)身尾部上方。

本發(fā)明飛行器氣動布局的優(yōu)點(diǎn)在于：

(1)在保證相同機(jī)翼面積的前提下，可使用較小展長，提高了結(jié)構(gòu)效率，降低了對機(jī)場起降條件的要求，增強(qiáng)戰(zhàn)場環(huán)境使用能力。