CN104554739B - 一种可以增强和调整无尾布局飞机航向稳定性的进气道唇口 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种可以增强和调整双发翼身融合无尾布局航向安定性的进气道唇口，目的在于解决当前翼身融合无尾布局航向安定性不佳，基本是中立稳定或者不稳定的问题。目前常用的设计垂直安定面提高航向安定性的方法会增大布局雷达散射面积，增大主翼后掠角的方法受到气动效率、结构强度约束无法解决翼身融合无尾布局航向安定性不足的问题。本发明以翼身融合无尾布局通常采用的对称布置双发发动机为基础，设计了一种新的沿展向斜切式进气道唇口，使得飞机受扰动产生侧滑时，两侧发动机的进气量会不同，而且进气差量随着侧滑角的增大而增大，从而使得两侧发动机的推力不同，产生一个回复力矩，将机头重新指向来流。

Description

一种可以增强和调整无尾布局飞机航向稳定性的进气道唇口

技术领域

本发明涉及飞行器领域，尤其是涉及一种可增强和可调双发翼身融合无尾布局航向稳定性的进气道唇口。

背景技术

飞的更远、更高、更省油是民航客机，也是军民用运输机和某些军用飞机设计的主要目标。目前的大型客机布局都采用机翼加柱形机身再加垂尾、平尾的传统布局方式，不论是波音公司的客机、还是空客公司的客机，乃至不同用途的运输机，都采用了这种布局。经过了几十年的研究发展，这种布局的性能潜力几乎已经被完全挖掘，其气动性能很难有大的提高。

为了实现大幅提高飞机气动效率的目标，人们再一次提出了飞翼布局以及类似飞翼布局的翼身融合布局（统称为翼身融合无尾布局）。这一类布局在气动效率——巡航升阻比上较传统布局具有很大的优点。为提高给定升力系数下巡航飞行的气动效率(升阻比) ,必须尽可能地减小阻力，翼身融合无尾布局相比较于传统布局在减阻方面具有两大明显优势。首先，翼身融合无尾布局没有传统布局中圆柱形机身、平尾、垂尾等只产生阻力不产生升力的部件，所以能够有效的提高巡航升阻比。其次，通过对典型客机在M=0.8 , CL =0.48巡航状态的阻力分析可知,飞机各部件的摩擦阻力占总阻力的约51%, 压力阻力约19%, 诱导阻力约27%和废阻约3%。由此可见，摩擦阻力在总阻力中占有最大的比重。摩擦阻力直接正比于表面浸润面积,而客机要装载一定量的乘客和燃油,需要一定体积。已有的研究表明，在相同的内容积下，翼身融合无尾布局的浸润面积较传统布局减少达1/3之多,而表面积的减小将直接带来摩擦阻力的降低，进而提高巡航升阻比。在要求容积下减少浸润表面积以实现摩擦阻力的减小,也正是翼身融合无尾布局设计概念的出发点。翼身融合无尾布局在气动效率方面的优异表现，使其成为近年来新型客机和运输机布局的研究热点。

虽然翼身融合无尾布局在巡航效率上具有明显的优点,但是同时它也具有明显的缺点,那就是缺乏垂尾和平尾等传统的俯仰和偏航控制面,使得飞翼布局的纵、航向操纵性和稳定性较差。翼身融合无尾布局在机翼后缘布置操纵面,包括升降舵、副翼和阻力方向舵，相比常规的平尾和垂尾，这些操纵舵面中，升降舵的作用力臂大大减小，阻力方向舵的控制力大大减小，从而导致翼身融合无尾布局的纵向和航向稳定和控制出现很大的问题。垂尾的基本作用就是提供偏航和滚转稳定性, 尤其是偏航稳定性。飞机的偏航控制能力也由垂尾的方向舵提供。没有垂尾的直接后果就是飞机会变得航向静不稳定并丧失偏航控制能力。同时，由于没有平尾，仅依靠安装在飞机后部的升降舵来实现俯仰平衡和控制，而升降舵的作用力臂较常规的平尾大大缩短，往往导致纵向稳定性和操纵性降低。

为提高翼身融合无尾布局的航向稳定性，保证飞行安全可控，目前通常采用以下途径和方法：（1）增大主机翼后掠角以提高航向稳定性。这种方法对航向稳定性的改进很有限，而且后掠角的增大会对巡航效率有着很不利的影响，因而这种方法实际作用很小；（2）在飞机后部安装垂直稳定面以增加航向稳定性。这种方法虽然可以大幅增大飞机的航向稳定性，但是它同时也会导致巡航效率下降，更致命的在于有了垂直安定面后，布局的雷达散射面积将会大幅增大，因而在很多布局中禁止采用垂直安定面。

综上所述，当前采用的提高翼身融合无尾布局的航向稳定性的技术措施，进一步提升空间非常有限。

发明内容

本发明的发明目的在于：针对当前采用的提高翼身融合无尾布局航向稳定性的措施很少，已有的措施进一步提升空间有限，有些甚至无法采用的问题，提供一种能够增强和调整双发翼身融合无尾布局航向安定性的进气道唇口设计。为了提高布局的航向安定性，同时保证翼身融合无尾布局高升阻比、低可探测性的优点，利用左右对称布置的发动机的推力差来提高布局的航向稳定性。这就要求在飞机偏航时，左右两侧发动机能自动产生推力差，从而使得飞机机头重新对准来流。当进气道唇口在机身轴线垂面方向（Z轴）有一倾角后，且两个发动机的进气道唇口倾角不同，或者对称，那么当来流有侧滑后，左右两个进气道的流量就会有差别，从而使得左右两台发动机产生推力差，这个推力差可以将机头推向来流方向，起到航向稳定作用。或者使得机头更快的偏离来流方向，从而实现更快速的拐弯，增强飞机航向机动性。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案：

一种可增强和调整无尾布局飞机航向稳定性的进气道唇口，所述飞机有两个进气道并列对称设置，所述进气道唇口与机身轴线垂面形成一个非零夹角。

在上述技术方案中，所述两个进气道的唇口面积相同、唇口夹角相同。

在上述技术方案中，所述两个唇口对称设置。

在上述技术方案中，所述唇口与机身轴线垂面之间的夹角为唇口倾角，向机首方向倾斜为正，向机尾方向倾斜为负，唇口倾角与航向稳定性之间的函数关系为：Cn= (T_C×(Cos(γ-β)- Cos(γ+β))/Cos(γ) ×L_E)/2(q×L)；

其中：Cn为偏航力矩系数，T_C为正常进气量时的发动机标准推力，γ为倾角，β为侧滑角，L_E为两台发动机推力中心的展向距离，q为参考动压，由自由来流的密度和速度计算得到，S为参考面积，取机翼的投影面积，L为参考长度，取机翼的展长。。

在上述技术方案中，所述航向稳定性需要增强时，取最大倾角。

在上述技术方案中，所述航向稳定性需要减小，增加航向机动性时，取最小倾角。

本发明还公开了一种可增强和调整无尾布局飞机航向稳定性的进气道唇口，所述飞机有两个进气道并列对称设置，所述进气道唇口与机身轴线垂面形成一个唇口倾角；所述进气道唇口设置有调节机构，所述调节机构控制进气道唇口倾角角度的改变。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

本发明所提的航向稳定性调整方式，不仅可以增加航向稳定性，而且可以降低航向稳定性，提高航向机动性。通过设计倾角变动机构，还可以在飞行过程中调节航向稳定性，这是以前没有过的。

2）现有的提高翼身融合无尾布局航向稳定性的方法，主要是通过增大主机翼后掠角，垂直安定面等方式，而本发明不改变机翼后掠角，不需要增加垂直安定面，采取改变进气道唇口水平倾斜角的方式，来提高该类布局的航向稳定性，设计思路具有创新性。

3）现有的提高翼身融合无尾布局航向稳定性的方法，主要是通过增大主机翼后掠角，垂直安定面等方式，更大的后掠角本身会通过左右两侧机翼受力的不同来提升航向稳定性，垂直安定面则直接通过垂直安定稳定面上的气动力来提升航向稳定性；而本发明通过改变左右两侧发动机的进气量，从而使得两台发动机产生推力差，进而产生偏航力矩的方式来增加航向稳定性。

4）传统方法通常采用增大主机翼后掠角和垂直安定面的方式来提高航向稳定性，但是这两种方式都要重大缺陷，第一种方式会降低布局的升阻比，同时稳定性提升量非常小，得不偿失，第二种方式会大幅增加雷达散射面积，同时也会降低升阻比。而本发明通过倾斜式进气道唇口，调节两台发动机的进气量，进而产生推力差，得到偏航力矩的方式，对布局气动性能和隐身性能没有坏的影响，但是却可以大幅提高航向稳定性。因而本发明的设计效果与现有方法相比具有较大的优势，具有显著的经济性和竞争力。

5）本发明中所提的航向稳定性增强方式，与现有方法不冲突，可以与现有方法一并使用，最大限度的提高航向稳定性。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1是本发明的进气道原理示意图；

图2 翼身融合无尾大型客机布局外形图

其中：1是进气道唇口面积s，2是进气道唇口倾角γ，3是进气道。

具体实施方式

本发明所述的技术方案通过如下步骤实现。

如图1所示，首先根据飞行器总体设计要求，确定飞机需要的最大和最小航向稳定性，然后扣除飞机本身的稳定性，得出需要依靠唇口倾斜式进气道产生的偏航力矩。

根据飞行器航向稳定性需要，发动机之间的距离，发动机推力参数，确定产生最大和最小航向稳定性需要的流量差。

根据发动机入口捕获面积、来流速度，所需要的最大和最小流量差，计算出唇口最大和最小倾角。

分别计算在有侧滑角时，两侧进气道的入口捕获面积和流量差；根据发动机性能参数计算由进气道流量差产生的偏航力矩，进而计算出航向稳定性。

得出各个飞行速度下，航向稳定性与唇口倾角之间的函数关系，或者数据库。

设计固定式唇口倾斜式进气道， 需要增强航向稳定性时，倾斜角取步骤三中的最大倾角。

设计固定式唇口倾斜式进气道， 需要增强航向机动性时，倾斜角取步骤三中的最小倾角。

需要在飞行过程中调整航向稳定性时，采用进气道唇口倾角可变设计，并设计进气道唇口倾角调节机构。

根据飞行需要和步骤五计算出的数据，步骤八中的倾角调节机构，控制进气道唇口倾角改变，以获得所需要的飞行航向稳定性。

依据需要的航向稳定性，计算出需要的进气道流量差。

根据入口捕获面积，需要的流量差，计算唇口最大和最小倾角。

计算出各个飞行姿态下，航向稳定性与进气道唇口倾角之间的关系。

唇口可固定为最大倾角，以获得最大航向稳定性。

唇口可固定为最小倾角，以获得最大航向机动性。

进气道唇口倾角可变，并设计倾角变化机构。

调整双发翼身融合无尾布局航向稳定性的进气道唇口，根据飞行需要控制进气道唇口倾角改变，以获得所需要的航向稳定性。

根据上述设计方法设计制造的倾斜式进气道唇口。

通常带后掠主翼的翼身融合无尾布局，其航向稳定性约为-0.00001量级，基本处以中立稳定范围。要改善航向稳定性能，该值需要至少增大两个量级，达到0.001量级。

流量差可以用如下公式计算：

M_n=T_L×L_E/2-T_R×L_E/2

=(T_L-T_R) ×L_E/2

=T_C×dФ ×L_E/2

Cn= M_n/(q×S×L)

dФ=2C_nql/( T_CL_E)。

倾角计算方法为：dФ=Ф(Cos(γ-β)- Cos(γ+β))/Cos(γ)，式中Ф为正常无偏航时的进气道空气流量，γ为倾角，β为侧滑角。由于dФ已经在第二步中确定，那么根据上式就可以确定需要的倾角的大小。dФ可为正，也可为负，γ角也可以为正值或者负值，为正时增大航向稳定性，为负时增大航向机动性。

采用倾斜式进气道唇口产生的附加航向稳定性采用如下方法计算。

常规的进气道入口水平方向通常与进气道轴线垂直，定义其入口捕获面积为A_i0。我们将两个发动机的进气道在水平方向偏转一个角度，使得进气道唇口与体轴系YZ平面形成一个夹角，这个夹角定义为γ，向机首方向倾斜为正，向机尾方向倾斜为负，进气道唇口实际面积定义为A_i。其入口捕获面积在垂直来流方向的投影面积即为A_i0，飞机偏航角为β，那么：

A_i0=scos(γ)

在飞机偏转β角度后，右侧进气道的入口捕获面积变为：

A_ir=scos(γ+β)

在飞机偏转β角度后，左侧进气道的入口捕获面积变为：

S_il=scos(γ-β)

在来流流速、密度等不变时，不失一般性，假定入口流量与入口捕获面积成正比，因而在左右两个进气道产生流量差，这个流量差是可以计算出来的，假定未偏转时的流量为1，那么偏转后，右侧进气道流量为cos(γ+β)/cos(γ),左侧进气道流量为cos(γ-β)/cos(γ),，两侧流量差为：cos(γ-β)/cos(γ)+cos(γ+β)/cos(γ),如果γ和β均为正，那么左侧流量将大于右侧流量，说明飞机向左偏转后，左侧发动机推力加大，右侧发动机推力减小，那么将产生一个负的偏航力矩，将飞机机头位置推回，这就是斜切进气道增稳的原理。

一般发动机的推力与进气量成正比，而进气量与入口捕获面积成正比，因而有推力：

T_L=T_C×Cos(γ-β)/Cos(γ)

T_R=T_C×Cos(γ+β)/Cos(γ)

其中T为偏转后的推力，T_C为偏转前的推力。以我们研究的布局为例，该布局翼展为66米。左右两侧，距离对称面20米分别布置一台发动机。在巡航状态下下，发动机推力为15吨每台，起飞和着陆状态下，发动机推力为90吨每台。那么我们就可以计算出巡航状态下，偏转特定角度后发动机推力差产生的偏航力矩，并得出航向稳定性。发动机之间的距离为L_E，那么侧滑角为β时，发动机推力差产生的力矩可以使用下式计算：

M_n=T_L×L_E/2-T_R×L_E/2

=(T_L-T_R) ×L_E/2

=T_C×(Cos(γ-β)- Cos(γ+β))/Cos(γ) ×L_E/2

Cn= M_n/(q×S×L)

按照上式，可以初步评估采用这种方式后，由这种方式产生的得到的偏航力矩及航向稳定性增量。同理，可以计算得出起飞和着陆状态下飞机的航向稳定性。

航向稳定性与倾斜角之间的关系由下式给出：

Cn= (T_C×(Cos(γ-β)- Cos(γ+β))/Cos(γ) ×L_E)/2(q×S×L)

实施例1

本实施例以翼身融合无尾大型客机布局为基础。

一、该布局外形如图2所示，计算得到该布局目前的航向稳定性为-0.000064，即使该布局已经有翼梢小翼两个垂直安定面。根据飞行器总体设计要求，需要在起降阶段达到航向稳定性-0.01量级，飞机自身的航向稳定性几乎可以忽略不计。；

二、发动机最大推力90吨，两台发动机之间的距离为40m，布局翼展66米，起降马赫数0.2，那么产生-0.01的偏航力矩需要的流量差为：0.36Ф，Ф为发动机进气道无侧滑时的流量。

三、需要的最大倾角为60°；

四、计算得到的起降阶段航向稳定性为-0.0118，满足起降阶段航向稳定要求；

五、巡航马赫数0.85时，航向稳定性约为-0.0004；

六、设计固定式唇口倾斜式进气道，倾斜角为60°；

七 该布局作为大型客机布局，不需要调整稳定性，因而无需使用倾角调节机构。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (6)

1.一种可增强和调整无尾布局飞机航向稳定性的进气道唇口，所述无尾布局飞机有两个进气道并列对称设置，其特征在于所述进气道唇口与机身轴线垂面存在非零夹角，所述进气道唇口与机身轴线垂面之间的夹角为唇口倾角，向机首方向倾斜为正，向机尾方向倾斜为负，唇口倾角与航向稳定性之间的函数关系为：Cn= (T_C×(Cos(γ-β)- Cos(γ+β))/Cos(γ) ×L_E)/2(q×S×L)；

其中：Cn为偏航力矩系数，T_C为正常进气量时的发动机标准推力，γ为倾角，β为侧滑角，L_E为两台发动机推力中心的展向距离，q为参考动压，由自由来流的密度和速度计算得到，S为参考面积，取机翼的投影面积，L为参考长度，取机翼的展长。

2.根据权利要求1所述的一种可增强和调整无尾布局飞机航向稳定性的进气道唇口，其特征在于所述两个进气道唇口面积相同、唇口与机身轴线垂面的夹角相同。

3.根据权利要求2所述的一种可增强和调整无尾布局飞机航向稳定性的进气道唇口，其特征在于所述两个进气道唇口对称设置。

4.根据权利要求1所述的一种可增强和调整无尾布局飞机航向稳定性的进气道唇口，其特征在于所述航向稳定性需要增强时，取最大倾角。

5.根据权利要求1所述的一种可增强和调整无尾布局飞机航向稳定性的进气道唇口，其特征在于所述航向稳定性需要减小、增加航向机动性时，取最小倾角。

6.一种可增强和调整无尾布局飞机航向稳定性的进气道唇口，所述飞机有两个进气道并列对称设置，其特征在于所述进气道唇口与机身轴线垂面形成一个唇口倾角；所述进气道唇口设置有调节机构，所述调节机构控制进气道唇口倾角角度的改变，

所述进气道唇口与机身轴线垂面的夹角为唇口倾角，向机首方向倾斜为正，向机尾方向倾斜为负，唇口倾角与航向稳定性之间的函数关系为：Cn= (T_C×(Cos(γ-β)- Cos(γ+β))/Cos(γ) ×L_E)/2(q×S×L)；

其中：Cn为偏航力矩系数，T_C为正常进气量时的发动机标准推力，γ为倾角，β为侧滑角，L_E为两台发动机推力中心的展向距离，q为参考动压，由自由来流的密度和速度计算得到，S为参考面积，取机翼的投影面积，L为参考长度，取机翼的展长。