CN104443344A

CN104443344A - 一种联结翼构型的客机

Info

Publication number: CN104443344A
Application number: CN201410638778.5A
Authority: CN
Inventors: 张陈力子; 宋晓玉
Original assignee: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Current assignee: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date: 2014-11-13
Filing date: 2014-11-13
Publication date: 2015-03-25

Abstract

本发明公开了一种联结翼构型的客机，包含机身、第一前翼、第二前翼、第一后翼、第二后翼、第一端板、第二端板、垂尾、和至少一个发动机，其中，第一前翼、第二前翼的根部分别与机身的两侧固定连接；垂尾的根部与机身的后段固定连接；第一后翼、第二后翼的根部分别与垂尾固定连接；第一瑞板的上端与第一后翼的翼稍相连，下端与第一前翼的翼稍相连；第二瑞板的上端与第二后翼的翼稍相连，下端与第二前翼的翼稍相连；发动机安装在机身的后段。本发明气动特性优于传统布局，具有较大的纵向静稳定性，且结构变形比单独机翼小、结构固有频率比单独机翼高。

Description

一种联结翼构型的客机

技术领域

本发明涉及民航客机构型，尤其涉及一种联结翼构型的客机。

背景技术

巡航阶段的客机的诱导阻力在总阻力中所占的比例较大，可以达到35%左右。为了减小诱导阻力，提高升阻比，在设计中往往采用大展弦比后掠机翼，但这样的机翼构型刚度小，容易导致结构重量增加。但是民航客机必须严格限制结构重量。这就带来了一个矛盾：大后掠、大展弦比的机翼气动特性好，临界马赫数高，巡航升阻比高，但结构特性差，尤其是刚度较小，翼稍变形较大，如果要提高刚度，重量又将过重。

因此，现役民航客机的机翼对展弦比有着严格的限制，并不能完全发挥大展弦比的优势。

为了满足日益苛刻的环保和经济性的要求，未来的客机将向着高效、节能方向发展，因而衍生出各类可能适应这些要求的新构型。联结翼构型就是这些新构型中的一种。并且，随着复合材料技术的发展，联结翼构型越来越具备了实施的条件。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及的缺陷，提供一种联结翼构型的客机。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：

一种联结翼构型的客机，包含机身、第一前翼、第二前翼、第一后翼、第二后翼、第一端板、第二端板、垂尾、和至少一个发动机；

所述第一前翼、第二前翼的根部分别与所述机身的两侧固定连接；

所述垂尾的根部与所述机身的后段固定连接；

所述第一后翼、第二后翼的根部分别与所述垂尾固定连接；

所述第一瑞板的上端与所述第一后翼的翼稍相连，下端与第一前翼的翼稍相连；

所述第二瑞板的上端与所述第二后翼的翼稍相连，下端与第二前翼的翼稍相连；

所述发动机安装在机身的后段。

作为本发明一种联结翼构型的客机进一步的优化方案，所述发动机的个数为两个，对称安装在所述机身的后段。

作为本发明一种联结翼构型的客机进一步的优化方案，所述第一前翼、第二前翼的根部分别通过1号加强肋与所述机身的两侧固定连接，所述第一后翼、第二后翼的根部分别通过1号加强肋与所述垂尾固定连接。

作为本发明一种联结翼构型的客机进一步的优化方案，所述第一前翼、第二前翼、第一后翼、第二后翼的翼型均为NACA4415。

作为本发明一种联结翼构型的客机进一步的优化方案，所述垂尾的翼型为NACA0010。

作为本发明一种联结翼构型的客机进一步的优化方案，所述第一前翼和第二前翼的展长、尖弦长、根弦长、平均气动弦长、展弦比、梯形比、平均厚度、前缘后掠角、1/4弦线后掠角、安装角、上反角分别为1700mm、170mm、282mm、230mm、7.64、0.6、0.15、30°、28°、3°。

作为本发明一种联结翼构型的客机进一步的优化方案，所述第一后翼、第二后翼的展长、尖弦长、根弦长、平均气动弦长、展弦比、梯形比、平均厚度、前缘后掠角、1/4弦线后掠角、安装角、上反角分别为1700mm、150mm、150mm、150mm、11.33、1、0.15、-30°、-30°、0°、-7°。

作为本发明一种联结翼构型的客机进一步的优化方案，所述垂尾的展长、尖弦长、根弦长、平均气动弦长、展弦比、梯形比、平均厚度、前缘后掠角、1/4弦线后掠角分别为237mm、259mm、259mm、259mm、0.91、1、0.1、30°、30°。

本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

1. 联结翼布局的气动特性优于常规布局，最大升阻比可达22以上，失速迎角超过30°；

2. 由于盒式布局飞机后翼升力产生的低头力矩，故这种布局的飞机往往具有较大的纵向静稳定性；

3. 后部机翼除了提供一部分升力外，还能承担部分机翼的弯曲力矩；

4. 给定翼展和重量的情况下，可以降低诱导阻力；

5. 升力面可以承载各种形状的雷达天线，提供360°的覆盖范围；

6. 由于采用了多个升力面，可以减少飞机外形尺寸；

7. 在气动等效的情况下，联结翼布局机翼的结构重量为常规布局的79.7%～88%，而翼尖垂直方向变形仅为常规机翼的50%；

8. 联结翼布局的后翼有明显的支撑作用，结构变形比单独机翼要小得多，结构固有频率也比单独机翼高。

附图说明

图1是联结翼构型客机的结构示意图。

图中，1-机身、2-前翼、3-后翼、4-端板、5-垂尾、6-发动机。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案做进一步的详细说明：

本发明公开了一种联结翼构型的客机，将传统客机“机身-机翼-平尾-垂尾”的典型构型改成“机身-前翼-后翼-垂尾”的新式构型，前翼与后翼的翼根分别与前机身和后机身连接，前翼与后翼的翼稍分别与端板的下端和上端连接，形成了前后翼连接在一起的“联结翼”构型。

如图1所示，本发明包括机身、前翼、后翼、垂尾、端板、发动机共6个部分，其中，前翼根部通过1号加强肋与机身连接，后翼根部通过1号加强肋与垂尾连接，垂尾根部与机身后段连接，前翼与后翼在翼稍通过端板连接，前翼翼稍连接在端板下端，后翼翼稍连接在端板上端，2台发动机安装在后机身两侧。其中机翼参数见表1。

前翼整体结构采用双梁式，双梁贯穿整个前翼，在与机身连接处转折后贯穿机身地板下的中央翼盒，左右两侧的前翼通过这种方式与机身对接。后翼也采用双梁式，双梁贯穿后翼在与垂尾对接的区域与垂尾上的加强肋通过螺栓对接，这样后翼也与垂尾连接。前翼与端板的连接通过对接螺栓固定，后翼也采用相同的方法与端板连接。垂尾与机身的连接采用融合式，即垂尾的梁与机身尾部隔框为一个整体，一起设计、加工，这样垂尾成为机身的一部分。安装发动机的隔框与机身隔框的组成整体，这样发动机隔框也与机身相连。通过这样的方式飞机的主要部件连接在一起。

Claims

1. 一种联结翼构型的客机，其特征在于，包含机身、第一前翼、第二前翼、第一后翼、第二后翼、第一端板、第二端板、垂尾、和至少一个发动机；

所述垂尾的根部与所述机身的后段固定连接；

所述第一后翼、第二后翼的根部分别与所述垂尾固定连接；

所述发动机安装在机身的后段。

2. 根据权利要求1所述的联结翼构型的客机，其特征在于，所述发动机的个数为两个，对称安装在所述机身的后段。

3. 根据权利要求1所述的联结翼构型的客机，其特征在于，所述第一前翼、第二前翼的根部分别通过1号加强肋与所述机身的两侧固定连接，所述第一后翼、第二后翼的根部分别通过1号加强肋与所述垂尾固定连接。

4. 根据权利要求1所述的联结翼构型的客机，其特征在于，所述第一前翼、第二前翼、第一后翼、第二后翼的翼型均为NACA4415。

5. 根据权利要求4所述的联结翼构型的客机，其特征在于，所述垂尾的翼型为NACA0010。

6. 根据权利要求5所述的联结翼构型的客机，其特征在于，所述第一前翼和第二前翼的展长、尖弦长、根弦长、平均气动弦长、展弦比、梯形比、平均厚度、前缘后掠角、1/4弦线后掠角、安装角、上反角分别为1700mm、170mm、282mm、230mm、7.64、0.6、0.15、30°、28°、3°。

7. 根据权利要求6所述的联结翼构型的客机，其特征在于，所述第一后翼、第二后翼的展长、尖弦长、根弦长、平均气动弦长、展弦比、梯形比、平均厚度、前缘后掠角、1/4弦线后掠角、安装角、上反角分别为1700mm、150mm、150mm、150mm、11.33、1、0.15、-30°、-30°、0°、-7°。

8. 根据权利要求7所述的联结翼构型的客机，其特征在于，所述垂尾的展长、尖弦长、根弦长、平均气动弦长、展弦比、梯形比、平均厚度、前缘后掠角、1/4弦线后掠角分别为237mm、259mm、259mm、259mm、0.91、1、0.1、30°、30°。