[發(fā)明專利]一種層流技術(shù)驗(yàn)證機(jī)

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201911322028.6
• 申請(qǐng)日: 2019-12-19
• 公開（公告）號(hào): CN111017185B
• 公開（公告）日: 2023-04-14
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 呂飛;趙彥;王斌;耿建中;張健
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所
• 主分類號(hào): B64C1/06
• 分類號(hào): B64C1/06;B64C3/00;B64C5/02;B64C5/06;B64C9/00;B64F5/60
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 王世磊

本發(fā)明屬于飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域，具體涉及一種層流技術(shù)驗(yàn)證機(jī)。該驗(yàn)證機(jī)包括：中央翼、雙機(jī)身、外側(cè)機(jī)翼、尾翼、動(dòng)力裝置，其中，中央翼設(shè)置在雙機(jī)身之間；外側(cè)機(jī)翼位于雙機(jī)身外側(cè)；尾翼設(shè)置在雙機(jī)身后部上方，包括雙垂尾和高置平尾且為π字型；動(dòng)力裝置為翼吊四發(fā)形式，包括發(fā)動(dòng)機(jī)短艙和掛架。通過設(shè)置中央翼，進(jìn)行層流驗(yàn)證相比于翼套技術(shù)，不受原機(jī)翼的限制。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域，具體涉及一種層流技術(shù)驗(yàn)證機(jī)。

背景技術(shù)

目前，國內(nèi)的自然層流技術(shù)主要通過數(shù)值仿真計(jì)算、風(fēng)洞試驗(yàn)來進(jìn)行驗(yàn)證，國外的自然層流技術(shù)進(jìn)行了大量的飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。但是，這些飛行試驗(yàn)基本上是在驗(yàn)證機(jī)機(jī)翼上加裝層流翼套來獲得層流區(qū)的。這種試飛手段存在以下不足之處：首先，層流翼套的設(shè)計(jì)受驗(yàn)證機(jī)機(jī)翼本身的限制和約束，設(shè)計(jì)空間減小；其次，驗(yàn)證機(jī)一般采用真實(shí)有人機(jī)，相較于無人機(jī)，存在試飛風(fēng)險(xiǎn)越高的問題；最后，試飛成本高，研究資金壓力較大。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的：提出一種用于自然層流技術(shù)飛行驗(yàn)證的驗(yàn)證機(jī)，采用無人機(jī)試飛的手段，解決層流技術(shù)驗(yàn)證設(shè)計(jì)約束大、飛行試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)大、飛行試驗(yàn)成本高的問題。

本發(fā)明的技術(shù)方案：

第一方面，提供了一種層流技術(shù)驗(yàn)證機(jī)，包括：中央翼、雙機(jī)身、外側(cè)機(jī)翼、尾翼、動(dòng)力裝置，

其中，中央翼設(shè)置在雙機(jī)身之間；外側(cè)機(jī)翼位于雙機(jī)身外側(cè)；尾翼設(shè)置在雙機(jī)身后部上方，包括雙垂尾和高置平尾且為π字型；動(dòng)力裝置為翼吊四發(fā)形式，包括發(fā)動(dòng)機(jī)短艙和掛架。

可選地，中央翼的平面形狀為矩形，前緣后掠角0°，展弦比1.2至1.3，面積為外側(cè)機(jī)翼和中央翼總面積的50％至55％；中央翼的翼型為自然層流翼型。

可選地，外側(cè)機(jī)翼的平面形狀為后掠梯形，前緣后掠角26°至29°，展弦比6.5至7，梢根比30％至35％，面積為外側(cè)機(jī)翼和中央翼總面積的45％至50％。

可選地，外側(cè)機(jī)翼后緣設(shè)有襟翼和副翼，襟翼靠?jī)?nèi)，副翼靠外，襟翼面積為外側(cè)機(jī)翼面積的13％至15％，襟翼最大下偏角為35°至40°，副翼面積為外側(cè)機(jī)翼面積的6％至8％，副翼最大偏角為15°至20°或-15°至-20°。

可選地，雙機(jī)身左右對(duì)稱，單個(gè)機(jī)身長細(xì)比為9至10，等直段橫截面為橢圓形，后體上翹角為10°至15°。

可選地，雙垂尾的尾容量為0.1至0.11，垂尾平面形狀為后掠梯形，翼型為相對(duì)厚度為10％至12％的對(duì)稱翼型，前緣后掠角30°至33°，展弦比1.5至2.0，梢根比50％至55％，垂尾面積占外側(cè)機(jī)翼和中央翼總面積的20％至25％。

可選地，高置平尾的尾容量為0.8至0.9，平尾平面形狀也為后掠梯形，翼型為相對(duì)厚度為10％至12％的對(duì)稱翼型，前緣后掠角28°至31°，展弦比4.5至5.0，梢根比0.33至0.38，平尾面積占外側(cè)機(jī)翼和中央翼總面積的30％至35％。

可選地，垂尾包括垂直安定面和方向舵，方向舵面積占垂尾面積的35％至40％，方向舵最大偏角為20°至25°或-20°至-25°。

可選地，平尾包括水平安定面和升降舵，升降舵面積占平尾面積的25％至30％，升降舵最大偏角為20°至25°或-20°至-25°。

可選地，內(nèi)側(cè)動(dòng)力裝置展向位置位于外側(cè)機(jī)翼30％至32％半展長處，外側(cè)動(dòng)力裝置展向位置位于外側(cè)機(jī)翼59％至61％半展長處。

本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)：

通過提出一種用于自然層流技術(shù)飛行驗(yàn)證的驗(yàn)證機(jī)，使得層流技術(shù)驗(yàn)證設(shè)計(jì)約束小、飛行試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)相對(duì)較低、飛行試驗(yàn)成本降低。

附圖說明

圖1是本發(fā)明實(shí)施例的方向舵等軸視圖。