[發(fā)明專利]一種雙機(jī)頭翼身融合低可探測布局

在審

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• 申請日: 2021-05-17
• 公開（公告）號: CN113148105A
• 公開（公告）日: 2021-07-23
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 馬曉輝;蔡晉生;李文豐
• 申請（專利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學(xué)
• 主分類號: B64C1/06
• 分類號: B64C1/06;B64C3/10;B64C3/20;B64D33/02;B64D33/04
• 代理公司: 西北工業(yè)大學(xué)專利中心 61204
• 代理人: 云燕春

本發(fā)明一種雙機(jī)頭翼身融合低可探測布局，屬于飛機(jī)氣動布局的領(lǐng)域；包括機(jī)身和機(jī)翼，所述機(jī)翼設(shè)置于機(jī)身的兩側(cè)，形成翼身融合體的布局；所述機(jī)身包括雙機(jī)頭、推進(jìn)系統(tǒng)、座艙/衛(wèi)通艙、機(jī)身后緣、機(jī)身尾部、升力體機(jī)身后緣俯仰控制舵面、機(jī)身側(cè)緣和邊條翼；推進(jìn)系統(tǒng)包括發(fā)動機(jī)、發(fā)動機(jī)進(jìn)氣口、發(fā)動機(jī)尾噴口、內(nèi)管道和紅外信號屏蔽槽，發(fā)動機(jī)進(jìn)氣口設(shè)置于雙機(jī)頭之間；發(fā)動機(jī)尾噴口設(shè)置于機(jī)身后緣的上部，并安裝于紅外信號屏蔽槽內(nèi)，紅外信號屏蔽槽用于發(fā)動機(jī)尾噴口24的屏蔽。通過對雙機(jī)頭之間各雷達(dá)反射面和棱邊的布置將機(jī)頭正前方正負(fù)30°范圍內(nèi)的雷達(dá)波反射到幾個非重要方向上去。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于飛機(jī)氣動布局的領(lǐng)域，具體涉及一種雙機(jī)頭翼身融合低可探測布局。

背景技術(shù)

飛機(jī)的氣動布局通常是指其不同氣動承力面的安排形式。根據(jù)各輔助翼面與機(jī)翼相對位置及輔助翼面的多少，飛機(jī)氣動布局可分為正常式布局、鴨式布局、無尾式布局、三翼面布局和飛翼布局。

不同類型的作戰(zhàn)飛機(jī)，作戰(zhàn)使命的不同決定了其在總體氣動布局上存在較大的差異，以B-2為代表的轟炸機(jī)以及以X-47B為代表的無人作戰(zhàn)飛機(jī)對機(jī)動性要求不高，出于隱身突防的考慮，多采用雷達(dá)散射面積較小的飛翼布局；

飛翼布局作為一種先進(jìn)的氣動布局,具備干凈的氣動外形、高的氣動效率、出色的氣動載荷分布、較大的機(jī)身裝載空間、低的雷達(dá)反射截面等出色性能，在未來軍用飛機(jī)設(shè)計領(lǐng)域具有巨大的潛力。

總體氣動布局上的差異促使飛機(jī)在各部件、各分系統(tǒng)的安排上各有特點，其中就包括飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)位置的選擇。

推進(jìn)系統(tǒng)是飛機(jī)總體系統(tǒng)中不可或缺的一個分系統(tǒng)。而進(jìn)氣道作為推進(jìn)系統(tǒng)的重要組成部分,其性能優(yōu)越與否將直接影響作戰(zhàn)飛機(jī)的性能，在進(jìn)氣道設(shè)計時，要盡可能保證高的總壓恢復(fù)系數(shù)，壓氣機(jī)進(jìn)口處的速度場要足夠均勻，在各種使用工況下都能確保發(fā)動機(jī)穩(wěn)定工作，且要使外部阻力盡可能的小。若將發(fā)動機(jī)進(jìn)氣口安排在飛機(jī)機(jī)鼻處，受機(jī)身氣流影響最小，來流干凈畸變小，且能夠有效降低飛機(jī)的迎風(fēng)面積和浸濕面積，外部阻力更小，但飛機(jī)機(jī)鼻處同時又是飛機(jī)機(jī)載雷達(dá)系統(tǒng)最好的安裝位置，且機(jī)頭進(jìn)氣布局的飛機(jī)，在大迎角飛行狀態(tài)下由于沒有機(jī)身的整流作用，進(jìn)氣道進(jìn)氣效率有所降低。

而飛機(jī)隱身特性要求的提出使得飛機(jī)進(jìn)氣道位置的選擇條件變得更加苛刻。

對于隱身特性有較高需求但對機(jī)動特性需求不高的作戰(zhàn)飛機(jī),如中遠(yuǎn)程轟炸機(jī)、中大型無人作戰(zhàn)飛機(jī)等，進(jìn)氣道系統(tǒng)的雷達(dá)散射面積能否得到有效控制將直接影響飛機(jī)的隱身性能。為降低飛機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)的雷達(dá)散射面積,進(jìn)氣道布局形式上可采用背負(fù)式設(shè)計,同時,為實現(xiàn)對發(fā)動機(jī)進(jìn)口端面的有效遮擋,可采用緊湊的蛇形大S彎內(nèi)管道形式。這種高隱身的進(jìn)氣道系統(tǒng)設(shè)計近些年來受到了越來越多飛行器設(shè)計師的青睞，如美國的“B2轟炸機(jī)”、“X-47b無人作戰(zhàn)飛機(jī)”等飛行器就采用了背負(fù)式進(jìn)氣道布局結(jié)合大S彎內(nèi)管道的設(shè)計方案。然而,背負(fù)式進(jìn)氣道飛翼布局自身有一定缺陷，如在較大迎角時不能很好的利用高能來流的沖壓,在設(shè)計時需充分考慮機(jī)身、機(jī)翼、進(jìn)氣道唇口等部件對進(jìn)氣道性能的干擾影響。緊湊式大S彎內(nèi)管道設(shè)計容易造成流動分離,使得總壓恢復(fù)系數(shù)降低,流場畸變增大,降低進(jìn)氣道性能等，極大的限制了飛機(jī)的性能。劉志敏等對背負(fù)式S彎進(jìn)氣道做了詳細(xì)研究，詳見文獻(xiàn)《低動能來流下背負(fù)式進(jìn)氣道非定常流動特性分析》。

若將發(fā)動機(jī)進(jìn)氣口布置在飛翼布局機(jī)身腹部，由于沒有機(jī)身或飛機(jī)機(jī)體其他部件對進(jìn)氣道唇口進(jìn)行有力的屏蔽，進(jìn)氣道唇口成為非常棘手的對飛機(jī)雷達(dá)隱身特性不利的尖峰散射源，且進(jìn)氣道唇口數(shù)量一般不會少于6條。

另外，飛機(jī)機(jī)頭作為機(jī)載雷達(dá)的主要安裝位置，高性能機(jī)載雷達(dá)對機(jī)頭的尺寸要求往往和飛機(jī)的氣動性能的要求相矛盾。

飛翼類布局較其它類布局，機(jī)身容積較大，但其機(jī)身前緣大多就是翼型的前緣，且出于隱身特性的考慮，此類布局的作戰(zhàn)飛機(jī)所選翼型往往前緣半徑較小，由此造成機(jī)體不同位置的橫截面形狀類似于紡錘體，兩端尖削且扁平，尖削的兩端在一定程度上降低機(jī)頭的有效容積。