CN103476675B - 具有改进的空气动力性能的飞机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种具有改进的空气动力性能的飞机（10），所述飞机适于在中大倾角下保持方向稳定性和非常好的空气动力特性。所述飞机（10）包括：机身（12），所述机身与成形的机翼（18，20）相关联；和机头（52）。所述飞机（10）还包括机翼的前缘至根部的延伸部（LERX）的涡流控制装置（72），所述涡流控制装置（72）的形状设定成使得由具有中大倾角的这种LERX所产生的涡流的爆炸对称。所述飞机包括可去除的设备，所述可去除的设备在飞机的至少一个热部分上具有至少一个入射的雷达波的耗散装置。

Description

具有改进的空气动力性能的飞机

技术领域

本发明涉及一种飞机的构造，所述飞机具有较高的空气动力性能和较高的具有二次操作能力的性能。

背景技术

鉴于要完成的任务，多种飞机必须容易被驾驶，并且必须具有特定的动态特征。

这样的飞机经常要求通过以较大倾角飞行而在空域中操作；这尤其涉及到在每个瞬时飞机相对于其自身速度矢量所形成的较大倾角。

这立即认识到，在这样的飞行条件下，飞机必须变得极度稳定并且可容易被飞行员控制，以便在战斗阶段期间保持安全的飞行配平。

这种稳定性通过使用特定的自动控制设备而实现，所述特定的自动控制设备允许产生力和力矩，所述力和力矩适于抵消不期望的飞行效果。

虽然飞机沿着俯仰轴线的稳定性可以通过重心的位置与水平尾翼平面的尺寸之间的优化的比而被适当地平衡，但是存在的具有较大倾角的横向不稳定性（沿着滚摆轴线）会甚至在采用精密的自动控制设备的情况下也难以控制。

因此，在该方面中，必要的是使飞机达到较大倾角的横向稳定性最大化，以便增加控制的可能性和操纵的容易度，从而防止飞机迅速地和不期望地偏离计划路径。

传统地并且具体地，最近企图通过作用在飞机的机身和其它部件的空气动力学外形上而消除不稳定性缺点，但是没有达到特别有效的结果。

战场上所使用的飞机要求飞机不被雷达系统观察到。

在术语“隐形”下已知现有类型的飞机，所述现有类型的飞机设有非常精密的结构，所述非常精密的结构被适当地研究以用于隐形的目的，所述隐形的目的即是使飞机不能被雷达系统看见。

隐形飞机的结构大大减少了辐射电磁波朝向观察点的反射，所以使飞机基本不能被雷达系统看见。

此外，这样的飞机完全涂上吸收漆，所述吸收漆吸收入射的电磁波，所以使飞机基本不能被雷达系统看见。

这种方案对于飞机自身而言实现起来是昂贵的，并且使飞机的空气动力构造是较不利的，所以在飞机以较大倾角飞行期间飞机没有充分的特性。

发明内容

因此，在上述需求内，本发明的一个目的是消除上述缺点，并且具体地，本发明的目的是提出一种具有改进的空气动力性能的飞机的构造，所述飞机的构造允许主要在飞机以较大倾角飞行的情况下优化飞机的特性。

本发明的另一个目的是指出一种具有改进的空气动力性能的飞机的构造，所述飞机的构造允许减少具有较低伸长率的机翼的“抖振”效应特征，所述机翼具有较薄的型面和可变的中心线。

本发明的又一个目的是实现具有较高的空气动力性能的飞机的构造，所述飞机的构造允许在阻力、稳定性和纵向控制方面成功地防止横向稳定性损失和防止由发动机与机身的壁和水平尾翼平面相邻地喷气所产生的负面效应。

本发明的又一个目的是实现具有改进的空气动力性能的飞机的构造，所述飞机的构造通常通过优化飞机以较大倾角飞行的特性而能够退出旋转。

本发明的又一个目的是实现具有较高的空气动力性能的飞机的构造，所述飞机的构造允许安装至少一个战斗设备，所述至少一个战斗设备例如用于减少雷达标记，是可去除的，并且适于使飞机基本不能被雷达系统看见。

这些和其它目的通过根据权利要求1所述的具有改进的空气动力特征的飞机的构造而实现，出于简洁的原因而参考所述权利要求1。

以有利的方式设计作为本发明的主旨的飞机，尤其为飞机设计有具有二次操作能力的较高性能。

构造形式是双发动机，并且双发动机的特征在于，具有一系列极其特定的设计特点。

优选地，具有相互连接的飞行命令的双面（串联）机舱首先并排地放置到机头，所述机头具有基本圆形的和可变的横截面，所述机头具有较小的伸长率，所述机头被优化以用于较大倾角的飞行，在所述较大倾角的飞行中为了操作方式可以集成有雷达。

机头的形状和尺寸特征被优化，以便在飞机以中大倾角飞行的空气动力特征上减小对所述机头的形状和尺寸的涡流干涉；所述特征还允许减小具有较大倾角的方向不对称性，所述方向不对称性是具有圆形或椭圆形的横截面的传统机头的典型特征。

此外，相对于目前提供的机翼型面如此修改机翼型面，所述修改的机翼型面集成有使具有可变中心线、较小伸长率和较薄型面的机翼的“抖振”效应特征最小化的系统。

还提供空气动力方案以用于定位LEX（LEX=“前缘延伸部”）的涡流的控制装置，所述控制装置的形状可适当地设定成使由具有中大倾角的LEX所产生的涡流爆发对称，这是由于以下事实，即，这样的涡流的对称爆发允许保持具有中大倾角的飞机的横向稳定性和控制。

根据本发明的教练机还具有发动机进气口，所述发动机进气口适于保证与发动机的性能和适当的流体动力界面；这种方案不要求集成在与LEX成一体的进气口的上侧上的典型边界层。

水平和竖直尾翼平面的退耦允许实现减小由后部机身所产生的空气动力阻力，以优化飞机的旋转特性和改进用于较大倾角的飞机的空气动力方案。

最后，用于减少飞机的雷达标记可去除的设备可通过保持飞机（V）的空气动力特征而施加在飞机的至少一个暖部分中。

附图说明

本发明的其它目的和优点将从以下说明和附图而明显，所述附图仅以纯粹示例性的和非限制性的方式给出，在附图中：

·图1是根据本发明设计的飞机具体为教练机的侧视图；

·图2是根据本发明设计的飞机具体为教练机的俯视图；

·图3是根据本发明设计的飞机具体为教练机的仰视图；

·图4是根据本发明设计的飞机具体为教练机的前视图；

·图5是根据本发明设计的飞机具体为教练机的后视图；

·图6是沿着图2的线VI-VI得到的截面图；

·图7是根据本发明设计的飞机的构造的机械的局部放大图；

·图8是沿着图7的线VIII-VIII得到的截面图；

·图9是沿着图7的线IX-IX得到的截面图；

·图10是沿着图7的线X-X得到的截面图；

·图11是沿着图7的线XI-XI得到的截面图；

·图12是沿着图7的线XII-XII得到的截面图；

·图13是沿着图7的线XIII-XIII得到的截面图；

·图14是沿着图7的线XIV-XIV得到的截面图；

·图15是沿着图7的线XV-XV得到的截面图；

·图16是沿着图7的线XVI-XVI得到的截面图；

·图17是沿着图7的线XVII-XVII得到的截面图；

·图18是根据本发明设计的飞机的构造的细节的放大的透视图；

·图19A、19B和19C示出根据本发明的飞机的不同的投影视图，在所述附图中强调显示了热部分，所述热部分典型地是最重要的部分并且可以通过减少雷达标记的设备而不能被雷达系统看见；

·图20示出根据本发明的制成飞机的透明表面的金属喷镀部的剖视图；

·图21A和21B分别示出根据本发明的盖部分，所述盖部分适于使飞机的附装边缘不能被雷达系统看见，图21A示出盖部分的剖视透视图，图21B示出盖部分的横向剖视图；

·图22A和22B分别示出根据本发明的用于机身的第一纵坐标的设备的前剖视图，图22A示出设备的位置；图22B示出用于使飞机的身机的第一纵坐标不能被雷达系统看见的盖部分；和

·图23A、23B和23C示出根据本发明的适于使飞机的发动机面不能被雷达系统看见的栅网；具体地，图23A示出栅网的透视图，图23B示出栅网的剖视图的细节，图23C示出一旦这种栅网已经去除将代替该栅网的代替结构。

具体实施方式

参照附图，示出总体上由附图标记10指示的根据本发明的飞机，所述飞机具体为教练机，所述飞机具有改进的空气动力性能的构造。

飞机10包括：机身12，其具有上壁14和下壁16；和两个机翼，其为分别与机身12连接的一个右机翼18和一个左机翼20。

右机翼18具有机翼端部22，而左机翼20具有端部24。

飞机10还包括方向舵34，所述方向舵34安装在尾翼滑板8或竖直尾翼平面和水平尾翼平面44上，所述方向舵34具有一个右水平稳定器26和一个左水平稳定器28，所述一个右水平稳定器26和一个左水平稳定器28具有相应的端部30、32。

在本发明的优选的但非限制的实施例中，如上所述，典型的构造形状是一个双发动机，所述双发动机具有两个进气口46，所述两个进气口46用于相对应的涡轮喷气发动机48的入口，所述两个进气口46具有相应的出口锥60。

最后，在机头52附近，安装有座舱54，在所述机头52中可以集成雷达以用于飞机10的侦察版，优选地，所述座舱54是具有相互连接的飞行命令的双面（串联）座舱，所述座舱54受到挡风玻璃62的保护，并且此外还可以设置有空中加油管58，用于给飞行中的飞机10再加油的操作。

尤其参见图2和3，飞机10的每个机翼18、20都具有外副翼56和用于起飞和着陆的内襟翼64，所述内襟翼64具有双狭槽，所述内襟翼64设置在每个机翼18、20的后部型面或后缘70处，并且每个机翼18、20还具有机翼操纵型面或移动前缘（前缘下垂部）66的优化装置，所述机翼操纵型面或移动前缘（前缘下垂部）66存在于前缘68处，并且所述机翼操纵型面或移动前缘（前缘下垂部）66的型面的形状根据特定几何结构基于本说明书中所述的一般空气动力考虑因素而设定。

更具体地，以下是根据本发明的、适于获得较高的空气动力性能和飞行稳定性的飞机10的技术特征。

首先，空气动力方案的特征在于，存在有具有中大倾角（图1的附图标记72）的LEX（“前缘延伸部”）的涡流的控制装置（LVC=“LEX涡流控制器”）。

事实上，存在的具有等于总翼表面的6.4%的计划哥特式形状的LEX（如就本发明而言）允许产生具有较大倾角的涡流升力，LEX的方案还借助在LEX的端部处集成LVC（“LEX涡流控制器"）而被改善，以便确保具有较大倾角的涡流以左右摇摆的姿态对称爆发，所以防止随之的横向稳定性损失。

控制装置72的尺寸取决于面对该控制装置72的LEX的尺寸，并且在任何情况下，LEX越大，LVC越高；可以在一个LEX的表面与相对应的LVC的高度之间的比方面限定公差，根据所述公差，该比的设计值是2.35m，并且待施加的公差范围相对于设计值在+100%与-50%之间变化。

飞机10的机头52的形状及其尺寸特征被进一步优化，以便减少所述形状及其尺寸特征对以中大倾角飞行的飞机10的空气动力特征的涡流干涉；所述形状及其尺寸特征进一步允许减少具有较大倾角的方向不对称性，所述方向不对称性是具有传统的圆形或椭圆形横截面的机头的典型特征。

根据本发明的飞机10的机头52（“前体”）具有一系列横截面，所述一系列横截面具有从尖端74开始直到将拐角与LEX的顶点连接为止的不同的几何形状。

在图8至17中按顺序示出几何形状和相继的横截面的示例性的优选的但非限制性的实施例，所述相继的横截面在尖端74与在顶垂线76（其基本定位在座舱54的开端处）处得到的基准横截面之间具有不同的几何结构，从所述附图可以推断出，具有较低伸长率的基本圆形的横截面（图8至11）横截面变成卵形几何形状或穹窿形状（图12至17）。

从所述附图还可以看到，从尖端74开始直到图17中所示的基准横截面为止的机头52相对于纵向轴线K的偏移位置。

尤其，根据本发明的优选实施例，在从尖端74开始直到沿着线XVII-XVII（附图标记L）得到的横截面为止的机头52的长度与机头52的横截面（图17中所示的横截面）的两个半轴的长度A和B之间的平均值之间的比具有公差为±10%的值1.873。

特定构造及其对飞行中的空气动力状态方面的映射正好源自于上述参数（或多或少，最终公差）与机头52的横截面的发展的组合，所述机头52的横截面的发展是从飞机10的顶点或尖端74开始直到沿着线XVII-XVII得到的基准横截面为止的横截面。

在图18中还详细地示出总体上由46指示的发动机进气口，所述发动机进气口有助于保证飞机10的主要关于与相关涡轮式喷气发动机的适当的流体动力界面的性能。

进气口46在发展的前缘处具有半径，所述半径被优化，以便减小发动机面47在内侧上的变形，由于在下部分上的较大倾角，并且用于减小外侧上的流出阻力。

尤其，在内唇部76A的前缘处的平均半径具有值7mm，而下唇部78的平均半径是17.5mm，并且外唇部80的平均半径是14mm，以便使进气口的有效接收面积是大约0.322m²，进气口的喉部面积是大约0.257m²，并且在发动机处的入口面积是大约0.273m²（必须记得这样的尺寸涉及进气口）。

进气口46的特征在于，由于LEX的长度与其自身形状之间的特定关系，在每个与一个LEX成一体的进气口的上侧上缺乏边界层（“分流器”）的典型间隔物；事实上，LEX充当具有较大倾角的流动矫直防护物。

还可以提供进气口系统以用于存在的两个额外的进气口（图中未示出），所述两个额外的进气口定位在机翼18、20与机身12之间的连接部的后部上，当所述机翼机身的连接部中的压力低于所述机翼机身的连接部的后部上的压力时，由于集成在所述额外的进气口的铰链中的预加载的弹簧，所述两个额外的进气口打开。

这样的进气口的功能是当打开时减小具有较大倾角的主进气口46的唇部上的局部倾角，所以减少穿过所述主进气口46的空气量。

通过水平尾翼平面44与竖直尾翼平面38的退耦而确实地形成飞机10的特定特征中的一个，所述飞机10的特定特征中的一个是相对于其飞行稳定性和空气动力结构而保证其较高性能，所述水平尾翼平面44与竖直尾翼平面38的退耦允许减小由后部机身所产生的空气动力阻力，优化飞机10的旋转特性，并且改进飞机10的整个空气动力方案以用于其较大倾角。

具有梯形形状的竖直尾翼包括舵34并且与机翼联接，在某种意义上，在图1中总体上由36指示的竖直尾翼的前缘透过每个机翼18、20的后缘70，以便使飞机10能够退出旋转并且用于通常优化载体10以较大倾角飞行的特性。

水平尾翼的特征还在于，梯形形状通过两个独立的致动器致动，所述两个独立的致动器允许梯形形状对称偏转和非对称偏转；这样的尾翼最终具有在图2中由86指示的铰链轴，所述铰链轴相对于横向轴线88向左和向右倾斜了约7.5°，以便优化惯性和铰链力矩。

在水平尾翼平面与竖直尾翼平面之间的退耦的特征还可以在于，限定基准参数的公差，所述基准参数定义为在图1中所示的顶垂线C与尾翼臂之间的比是4181mm，所述顶垂线C可以被定义为在滑板的根部处的顶点与水平尾翼平面44的根部处的顶点之间的距离；由此得出，上述基准值是1932mm/4181mm=0.462，可适用的公差是10%。

通过考虑到具有较低伸长率、较薄型面和接近锯齿形的可变中心线的机翼的已知特征，甚至相对于传统类型的教练机修改和优化机翼型面，以便减少“抖振”效应。

根据本发明，相反地，使用具有中等伸长率（AR=4）的梯形形状的机翼（附图标记18和20），其特征在于，存在的锯齿形（在图2中由S指示）是总翼孔口的67.5%；相对于传统机翼的修改首先涉及在图6中由R指示的前缘的半径，所述前缘的横截面的形状从圆形横截面（现有技术）改变到三角形横截面，以便在以中等倾角偏转的前缘68和“前缘下垂部”66的面前优化停滞点的位置。

如可以清楚地参见图6，图6示出沿着图2的线VI-VI得到的放大的横截面，每个机翼18、20都在前缘66（“前缘下垂部”）和后缘70两个位置处通过副翼56设有具有可变曲率的型面；仅在跨声速场中规划这些修改，以便设置成用于减小曲率，从而缓解压缩性效应。

在数量上，在前缘处的约束百分比伸长率的设计值是0.36%，其公差相对于标称值介于+0.5%与-0.2%之间，而在型面的修改处的总百分比机翼孔口的设计值相对于传统方案是8.2%，其公差相对于标称值介于+10%与-5%之间。

机身12代表了飞机10的其它特征部件，所述飞机10的其它特征部件在机身的后部部分16中设置成用于集成发动机出口并且具有在图3中由90指示的较小尾端，所述较小尾端支撑尾翼平面。

而且，优化与发动机出口相对应的区域，以便在阻力和稳定性/纵向控制方面减小由发动机与机身壁12和水平尾翼44相邻地喷气所产生的负面效应。

载体10还由三轮车制成，所述三轮车包括一个前车和两个主车，所述三轮车的前车具有主干部，所述主干部具有空间的四个关闭门和朝向流动方向的反馈。

主车相对于流动反向沿着相反的方向收回，并且反馈系统被优化，以便允许将外部腹侧负载安装到机身中。

根据本发明的飞机10集成四种数字的飞行自动控制系统（“遥控自动驾驶仪”），所述飞行自动控制系统允许优化性能和飞行质量；所述系统继而允许通过自动限制飞行状态而安全地改进飞行（“无人操纵”），否则会使飞行员不舒服或会导致控制损失。

根据本发明的飞机设有用于在飞机自身的至少一个热部分“H”中减少飞机的雷达标记的设备，所述飞机的至少一个热部分“H”可容易被雷达系统检测到。这种设备包括至少一个用于使入射的雷达波消散的装置，所述装置可以被施加到飞机并且随后根据需要被去除，总是维持飞机的空气动力特征。

为了本发明的目的，飞机的热部分“H”定义为通常可被雷达系统检测到的部分中的任一个，例如：座舱54，所述座舱54包括透明部分（遮篷和挡风玻璃）62；机身的一个第一纵坐标12，所述第一纵坐标12连接到机头52，所述第一纵坐标12结合飞机的雷达天线，所述第一纵坐标12可通过由自身透过辐射的雷达天线罩所制成的机头而被雷达看见；多个部件的前缘（36、66、68），所述部件例如是机翼（18，20）、发动机进气口46、后雾尾翼（38，44）和至少一个发动机面47。

这种设备设置成用于至少一个对飞机的每个热部分均实施特定或相应的技术方案的装置，以便减少雷达标记。

为了减少来自飞机的热部分“H”的雷达标记，所述飞机的热部分“H”例如是包括透明部分62的座舱54，所述设备包括在透明部分62上制成的至少一个金属喷镀部100。

这种金属喷镀部100适于恢复飞机V的电连续性，从而减少入射波的衍射的产生，所述入射波的衍射在由挡风玻璃所遮盖的座舱54内所产生并且可潜在地被雷达系统接收到；此外，所述金属喷镀部100确保在雷达系统的覆盖范围之外的反射。

金属喷镀部100通过施加多个涂覆层而实现，所述多个层优选地是三个层。

在图2中所示的实施例中，这种金属喷镀部100包括至少一个第一层或基层101，所述至少一个第一层或基层101能够制备挡风玻璃，所述挡风玻璃必须接收属喷镀部100。

在这种第一层101之后沉积有至少第二层102，所述至少第二层102优选地通过沉积具有高度导电性的材料而形成，所述材料例如是金或具有较高的表面模制的能力的等效材料。这种第二层102通过材料雾化法而施加在第一层101上，所述第二层102实际上表示金属导电层。

为了保护金属喷镀部100，布置至少一个保护涂层103，所述至少一个保护涂层103适于将由于意外震动或大气介质所导致的金属喷镀部100破坏的风险减到最小。

除了上述多个层以外，金属喷镀部100包括多个电气器件，所述多个电气器件适于保证金属喷镀部100电连接至飞机的结构。

在图20中所示的实施例中，这种电气器件包括与第二层102电接触的至少一个接线器件105，所述至少一个接线器件105优选地通过导电片而实现，所述导电片例如是银。

这种接线器件105能够将包含在金属喷镀部100中的层与飞机的结构连接。

这种金属喷镀部100可以与座舱的透明部分一起实现，所述座舱的透明部分可以被完全替换。

一旦已经完成设备在飞机上的使用，则足以用缺乏金属喷镀部100的透明部分代替座舱的挡风玻璃62。

为了减少来自飞机的热部分“H”的雷达标记，所述飞机的热部分“H”例如是部件的至少一个前缘（36，66，68，70），所述部件例如是机翼（18，20），所述设备包括至少一个盖部分200，所述至少一个盖部分200通过维持部件自身的空气动力学外形而定位在飞机的这样的部件的前边缘上。

在图21A和21B中所示的实施例中，这种盖部分200包括第一支撑结构202，所述第一支撑结构202优选地由金属材料制成，所述第一支撑结构202通过诸如螺钉或螺栓的紧固装置固定到飞机的部件的结构。

在这种第一结构202上结合第二雷达吸收结构203，所述第二雷达吸收结构203适于吸收入射的电磁波，所以最终使反射波和/或折射波大大衰减。

一旦已经终止这种盖部分200的使用，则所述盖部分200从飞机自身的结构解开钩子并且能够用缺乏第二雷达吸收覆盖范围203的盖部分代替，所述缺乏第二雷达吸收覆盖范围203的盖部分通过结构202的适当成形而保持其空气动力学外形。

这种方案允许保持对于这样的前缘（36、66、68、70）所需要的空气动力学外形，所以减少安装的成本和复杂性。

为了减少来自飞机的热部分“H”的雷达标记，所述飞机的热部分“H”例如是在机头52处的机身的第一纵坐标12，则所述设备包括：至少一个粘结金属材料片301，所述至少一个粘结金属材料片301例如是铝，所述至少一个粘结金属材料片301覆盖飞机的机身的第一纵坐标12；和至少一个吸收材料层302，所述至少一个吸收材料层302固定到所述金属材料片301。

如图22A中所示，所述设备定位在机身的第一纵坐标12与雷达天线“A”之间，所述雷达天线“A”通过雷达天线罩机头52覆盖。

从前方观察，金属材料片301和吸收材料片302的形状如此借助上述特征与飞机的机身的第一纵坐标12的形状相对应。

如图22B中所示，吸收材料302例如借助胶而固定到金属材料片301。

所使用的吸收材料302例如是浸透铁酸盐粉、石墨等的海绵层，所述海绵层适于吸收入射的电磁波，所以使反射波大大地衰减。

一旦已经终止用于减少飞机的机身的第一纵坐标12的标记的设备的功能，则直接进行去除与金属材料层302固定的金属材料片301，所以使机身的第一纵坐标12恢复回到其原始状态。

这种方案除了减少对于紧固的复杂性以外，还允许减少待固定到飞机的设备的成本和重量。

为了减少来自飞机的热部分的雷达标记，所述飞机的热部分例如是至少一个发动机面47，则所述设备包括至少一个栅网400，所述至少一个栅网400适于允许气流进入发动机和降低飞机的发动机面47被雷达系统看见的可见度。

在图23A和23B中所示的实施例中，栅网400包括内部结构，在所述内部结构中实现有多个孔口401，所述多个孔口401具有如同平面表面的尺寸，用于通常在以较低频率操作的雷达识别系统中所使用的频谱的最低频率，所述雷达识别系统例如是喷气式发动机调制，所以避免产生可以被雷达系统自身识别出的衍射波。

这样的孔口401的内表面用较小厚度的雷达吸收材料涂覆，所述雷达吸收材料适于吸收在较高频率下的电磁波，例如，在大约10GHz的X-频带中的电磁波。

孔口401的尺寸和吸收材料的尺寸的结合允许使飞机的该部件可难以被雷达系统检测到。

优选地，这种栅网400具有圆形形状，其与发动机舱的结构的横截面类似。

在图23A、23B中所示的实施例中，栅网400包括支撑结构402，所述支撑结构402包括多个环，所述多个环适于通过诸如螺钉或螺栓的紧固装置将这种栅网400固定到飞机。

在图23B的细节中，支撑结构402包括：第一环403，所述第一环403将在结构上被约束到发动机的进气口46的管道；第二环404，所述第二环404将被约束到包含在发动机舱中的防火舱壁；和第三环405，所述第三环405适于阻塞与发动机有界面的垫片。

一旦必需使用这种栅网400的时间已经终止，则所述栅网400可以从发动机舱的结构取出，并且所述栅网400可以能够用代替的结构406替换，以便保持管道的连续性，所述代替的结构406基本具有支撑结构的外部形状并且在所述代替的结构406中缺乏栅网400自身的内部结构。

飞机所设有的根据本发明的设备允许在实现阶段和维修阶段二者获得成本优势，这是因为根据本发明的设备仅当必需这种应用时使用，所以减少这种设备的磨损。

该设备仅作用在最重要的热区域上，从而避免浪费了可难以被雷达系统检测到的飞机的部分的资源，所述飞机的部分仍然是自身难以被检测到，所以大大地减少了设备自身的成本。

对仅干预可以更加容易被检测到的中心的选择是在操作成本与可获得的益处的效果之间的优化点。

这种设备优选地施加到全部根据本发明所述的飞机的热部分，但是在某些情况下，能够通过保持其它部分处于其初始构造中而将所述设备正好施加在这样的“H”部分中的某些上。

从本说明清楚的是，具有改进的空气动力性能的飞机的构造的特征，所述特征是本发明的主旨，并且也清楚所述特征的优点。

最终清楚的是，讨论中的飞机的结构可以有多个其它变型方案，但是没有因为该原因而放弃在本发明的理念中所固有的新颖原理，并且还清楚的是，在本发明的实际实施方案中，所示的细节的材料、形状和尺寸根据需要可以是任何种类的，并且可以用其它技术等效物代替。

Claims (8)

1.具有改进的空气动力性能的飞机(10)；

所述飞机(10)包括：机身(12)，所述机身(12)与机翼(18，20)相关联；至少一个进气口(46)；和具有锥形截面的机头(52)，其中，所述飞机(10)包括所述机翼的前缘根部延伸部的涡流的控制装置(72)，其中，一个前缘根部延伸部的表面与相对应的控制装置(72)的高度之间的比是2.35m，其可变的公差是在所述比的100％与-50％的范围内，在1.175m至4.70m之间，由所述机翼的前缘根部延伸部所产生的涡流的所述控制装置与尾翼协同操作，所述尾翼借助竖直尾翼与所述机翼(18，20)的联接而获得，所述尾翼的前缘(36)透入每个机翼(18，20)的后缘(70)；

所述飞机还包括具有至少一个入射的雷达波的消散装置的设备，所述消散装置能够以能去除的方式施加在所述飞机(10)的至少一个热部分(H)上，

所述飞机的热部分(H)如下：

-驾驶机舱或座舱，所述驾驶机舱或座舱包括至少一个透明部分；

-所述机身的第一框架；

-部件的多个前缘，所述部件包括机翼、尾翼罩和发动机进气口；

-至少一个马达面；

所述飞机的特征在于，所述设备用以减少来自至少一个发动机面(47)的雷达标记，所述设备包括至少一个栅网(400)，所述栅网(400)包括：内部结构，所述内部结构具有多个孔口(401)；支撑结构(402)，所述支撑结构包括多个环，所述多个环用于将所述栅网(400)固定到飞机；

每个孔口(401)都具有内表面，所述内表面用薄的雷达吸收材料涂覆，所述雷达吸收材料适于吸收在高频率下的电磁波；

所述栅网(400)适于允许气流进入发动机并降低飞机的发动机面(47)被雷达系统看见的可见度。

2.根据权利要求1所述的飞机(10)，其特征在于，具有较低伸长率的所述机头(52)具有型面，所述型面具有从尖端(74)开始直到所述机头(52)的与所述前缘根部延伸部的顶点的连接拐角为止的能变化的几何形状，所述型面具有从所述尖端(74)开始的基本圆形截面，并且因此，具有椭圆形和穹窿形的几何形状的截面。

3.根据权利要求1所述的飞机(10)，其特征在于，水平尾翼平面(44)和竖直尾翼平面(38)的退耦借助竖直稳定器而实现，所述竖直稳定器具有梯形形状并且与所述机翼(18，20)联接，所述尾翼的前缘(36)透入每个机翼(18，20)的所述后缘(70)。

4.根据权利要求3所述的飞机(10)，其特征在于，所述水平尾翼平面的所述退耦借助具有四边形形状的水平尾翼平面(44)的水平尾翼而实现，所述水平尾翼平面(44)能够对称偏转和非对称偏转，所述水平尾翼具有梯形形状，能够对称偏转和非对称偏转，所述水平尾翼具有铰链轴(86)，所述铰链轴相对于所述飞机(10)的横向轴线(88)倾斜。

5.根据权利要求1所述的飞机(10)，其特征在于，所述进气口(46)没有所述进气口自身的上侧上的限制层或分流器的典型间隔物。

6.根据权利要求1所述的飞机(10)，其特征在于，所述进气口(46)具有在内唇部(76A)的前缘处的等于7mm的平均半径，而下唇部(78)的平均半径等于17.5mm，并且外唇部(80)的平均半径等于14mm，使得所述进气口(46)的有效接收面积近似等于0.322m²，所述进气口(46)的喉部面积近似等于0.257m²，并且发动机的进气口近似等于0.273m²。

7.根据权利要求1所述的飞机(10)，其特征在于，所述飞机(10)的每个机翼(18，20)的形状都设定成梯形，并且在翼展的至少一个部分中具有至少锯齿状区域(S)，所述机翼(18，20)还提供前缘(68)，所述机翼的前缘具有三角型面和半径(R)。

8.根据权利要求1所述的飞机(10)，其特征在于，所述飞机(10)的每个机翼(18，20)都在至少一个襟翼(56)附近在机翼的前缘(66)和后缘(70)二者处设有具有能变化的弯曲度的型面，用于产生减小的弯曲度，所述减小的弯曲度缓解压缩性效应。