[發(fā)明專利]一種帶分段邊條的戰(zhàn)斗轟炸機(jī)的氣動(dòng)布局

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202010909627.4
• 申請(qǐng)日: 2020-09-02
• 公開（公告）號(hào): CN111976946B
• 公開（公告）日: 2023-07-14
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 盛志強(qiáng)
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 南昌航空大學(xué)
• 主分類號(hào): B64C1/00
• 分類號(hào): B64C1/00;B64C1/06;B64C3/10;B64C3/36;B64C15/02;B64D7/08
• 代理公司: 深圳市智旭鼎浩知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) 44746
• 代理人: 周超

本發(fā)明涉及一種帶分段邊條的戰(zhàn)斗轟炸機(jī)的氣動(dòng)布局，包括機(jī)頭、機(jī)身、機(jī)翼、尾翼、邊條、進(jìn)氣道、噴管、座艙蓋的氣動(dòng)布局，還涉及到起落架艙、內(nèi)置彈艙的布置；帶棱邊機(jī)頭，升力體機(jī)身，分段式大邊條，一體化座艙蓋，切尖菱形機(jī)翼，外傾V形尾翼，翼身融合，鼓包S彎進(jìn)氣道，S彎二元矢量噴管，噴管機(jī)身一體化，大內(nèi)置彈倉(cāng)；機(jī)頭、機(jī)身側(cè)面和尾翼外傾角相同，在俯視或仰視方向上，大多數(shù)邊緣與機(jī)翼前緣、后緣或邊條側(cè)緣平行，內(nèi)置彈艙具備掛載高超聲速巡航導(dǎo)彈能力。本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)和取得的有益效果為：采用該氣動(dòng)布局的戰(zhàn)斗轟炸機(jī)具有高升阻比、高機(jī)動(dòng)性、高隱身性，以及大內(nèi)置彈艙。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種帶分段邊條的戰(zhàn)斗轟炸機(jī)的氣動(dòng)布局，屬于航空技術(shù)領(lǐng)域的飛行器設(shè)計(jì)方向。

背景技術(shù)

戰(zhàn)斗轟炸機(jī)主要用于對(duì)地面/海面攻擊，兼顧一定的對(duì)空作戰(zhàn)性能，因此通常具有掛載精確制導(dǎo)炸彈、空面導(dǎo)彈、空空導(dǎo)彈的能力，相對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)其載彈量更大航程更遠(yuǎn)。然而，空中和地面/海面的防空預(yù)警系統(tǒng)、防空武器系統(tǒng)已發(fā)展到發(fā)現(xiàn)即摧毀階段，運(yùn)用隱身技術(shù)設(shè)計(jì)的戰(zhàn)斗轟炸機(jī)成為迫切需求。可以預(yù)計(jì)，新一代戰(zhàn)斗轟炸機(jī)應(yīng)該具有高升阻比、高機(jī)動(dòng)性、高隱身性，以及大內(nèi)置彈艙。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的在于提供一種帶分段邊條的戰(zhàn)斗轟炸機(jī)的氣動(dòng)布局，該氣動(dòng)布局使戰(zhàn)斗轟炸機(jī)具有高升阻比、高機(jī)動(dòng)性、高隱身性，以及大內(nèi)置彈艙。

為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明所采取的技術(shù)方案為：

一種帶分段邊條的戰(zhàn)斗轟炸機(jī)的氣動(dòng)布局，包括機(jī)頭、機(jī)身、機(jī)翼、尾翼、邊條、進(jìn)氣道、噴管、座艙蓋的氣動(dòng)布局，還涉及到起落架艙、內(nèi)置彈艙的布置。飛機(jī)長(zhǎng)23～25m，翼展15～16.5m。飛機(jī)各部件外形嚴(yán)格遵循隱身設(shè)計(jì)要求，發(fā)動(dòng)機(jī)寬間距布置使機(jī)腹中間可布置大內(nèi)置彈艙。

作為本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)，所述的機(jī)頭由上下曲面組成，在兩側(cè)形成棱邊，機(jī)身采用了升力體機(jī)身設(shè)計(jì)。機(jī)頭、機(jī)身側(cè)面和尾翼保持相同的外傾角，取值范圍為25°～40°。

作為本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)，所述的機(jī)翼和尾翼，在俯視或仰視方向上都為切尖菱形，前緣后掠角保持相同，取值范圍35°～45°；后緣前掠角保持相同，取值范圍30°～40°。機(jī)翼上布置前緣襟翼和后緣襟副翼，尾翼后緣布置方向舵。

作為本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)，所述的邊條由機(jī)頭邊條和機(jī)身邊條組成，機(jī)頭邊條與進(jìn)氣道上唇口之間有缺口。在俯視或仰視方向上，機(jī)頭邊條和機(jī)身邊條側(cè)緣共線，后掠角67.5°～69.5°，與機(jī)翼和尾翼對(duì)側(cè)翼稍平行；機(jī)頭邊條前緣、后緣分別與機(jī)翼的前緣、后緣平行。

作為本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)，所述的邊條、機(jī)翼與機(jī)頭、機(jī)身為翼身融合設(shè)計(jì)，尾翼與尾撐連接處采用減阻填充設(shè)計(jì)。

作為本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)，所述的座艙蓋為一體化座艙蓋，與機(jī)頭、機(jī)身之間為融合設(shè)計(jì)，連接處圓滑過(guò)渡。在俯視或仰視方向上，座艙蓋框架前、后都為單個(gè)大鋸齒，鋸齒邊分別與機(jī)翼前緣、后緣平行。

作為本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)，所述的進(jìn)氣道為采用鼓包壓縮面的S彎進(jìn)氣道。在俯視或仰視方向上，進(jìn)氣道折線唇口與機(jī)翼的前緣或后緣平行。

作為本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)，所述的噴管為二元矢量噴管，噴管與發(fā)動(dòng)機(jī)連接的管道為S型彎管，噴管與后機(jī)身為一體化設(shè)計(jì)，在俯視或仰視方向上，噴管舵面與后機(jī)身連接處以及噴管尾緣為鋸齒形，鋸齒邊與機(jī)翼的后緣平行。

作為本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)，所述的矢量噴管下舵面較長(zhǎng)，尾撐和尾翼在側(cè)向?qū)κ噶繃姽苄纬捎行д趽酰瑑蓢姽荛g有減阻錐，能減小噴流的相互干擾，利于噴流與環(huán)境大氣的摻混。在俯視或仰視方向上，尾撐和減阻錐的后緣與機(jī)翼的后緣平行。