CN104875885A - 一种复合式飞机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种复合式飞机，由母机和子机组成，具有复合一体和分体两种基本状态，由无尾布局母机与V形尾翼子机组成：子机布置在母机后机身顶部，有人驾驶母机是复合机的主体，采用双发无尾布局，无人驾驶子机用作复合机的V形尾翼，母机与子机之间有连接-分离系统，实现两者之间的可靠连接和分离-状态转换；子机与母机的分离方式分为水平飞行纵向分离、水平飞行法向分离、竖直飞行纵向分离或竖直飞行法向分离四种方法。该复合式飞机实现母机和子机及两者的复合体都具有很好的飞行性能和作战性能，同时母机-子机分离较容易，实现高的气动力、隐身设计指标。

Description

一种复合式飞机

技术领域

本发明涉及一种复合式飞机，在不同的飞行阶段分别采用复合/一体和分体构型：起飞和初始飞行阶段有人驾驶母机与无人驾驶子机复合成一体；在巡航和执行任务阶段，子机和母机分离，两者协同飞行和执行任务。

背景技术

当前世界飞机发展已经进入一个新时代。第四代超声速喷气作战飞机和第一代无人驾驶喷气作战飞机的成功研制并装备使用，下一代作战飞机进入预发展和研制阶段。

新一代飞机将进行全面的创新设计，航空技术领域的重大进展和跨越发展将为其提供技术基础。预计未来一段时间，航空动力、气动力、材料/结构、机载设备和系统等技术领域实现突破性发展。可以肯定新一代飞机将会有全新的技术面貌，相对于上一代飞机将有突破性的发展。

新一代飞机发展面临有人驾驶与无人驾驶等重大选择。预计新一代飞机还难以实现无人化，仍将会是有人驾驶为主，但会充分利用无人机技术成果。预期利用未来航空技术成果，进行创新设计，发展全新的有人-无人、一体-分体复合式飞机。

航空史上有过较多的大飞机挂载或驮运小飞机的项目，一类是研究机（尺寸和重量相对较小）挂载大的飞机平台上带飞到空中后投放，并进行相关飞行试验研究工作；另一类是外挂空运，一般是使用大飞机驮运小飞机，整个飞行过程中小飞机不分离，到达目的地后再卸下。上述大飞机挂载和驮运小飞机时，两架飞机保持完全独立的关系，或者说不构成一个整体。挂载和驮运组合不能构成一体的飞机。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种复合式飞机，该复合式飞机将使载机和子机实现完全融为一体构成一架完整飞机，将飞机组合技术提升到一个新高度，即实现母机和子机及两者的复合体都具有很好的飞行性能和作战性能，同时母机-子机分离较容易，实现高的气动力、隐身设计指标。

为解决以上问题，本发明的具体技术方案如下：一种复合式飞机，由母机和子机组成，具有复合一体和分体两种基本状态，由无尾布局母机与V形尾翼子机组成：子机布置在母机后机身顶部，有人驾驶母机是复合机的主体，采用双发无尾布局，高隐身和气动性能翼身融合体，其喷气发动机用作复合机的主发动机，无人驾驶子机用作复合机的V形尾翼，带有自己的喷气发动机，用作复合机的辅助发动机；

母机与子机之间有连接-分离系统，实现两者之间的可靠连接和分离-状态转换；

母机与子机复合状态下，子机的机翼作为复合机的V形尾翼，整架复合式飞机为V形尾翼正常式布局；母机和子机经过短时间的分离过程后完全分离转入分体状态，母机和子机进行变体同时控制系统转入单机模式；母机和子机通过电子系统连接，母机可以控制子机及其设备，两者协同飞行和共同执行任务；

子机与母机的分离方式分为水平飞行纵向分离、水平飞行法向分离、竖直飞行纵向分离或竖直飞行法向分离四种方法。

所述的子机采用变体设计，机翼上反角可变，以适应复合和分体两种不同状态，分体状态，为无尾鸥翼布局或飞翼布局，机翼有小上反角，约0~10°左右，鸥翼布局机翼内段上反角为40°～50°左右，复合一体状态，机翼有大上反角45°～55°；机身内安装喷气发动机，机身前部有进气道，后部有排气管道，所述的子机机身内安装喷气发动机，机身前部有进气道，后部有排气管道，机身截面尺寸小、气动阻力小，机身底面与母机后机身顶部表面接合/贴合；子机机身纵剖面有双凸和单凸两种形式；

子机的双凸机身采用半埋于母机后机身内部或外置其外两种方式，半埋方式下，母机后机身顶部构造凹陷，将子机双凸机身下半段埋入其中，母机机身凹陷面与子机机身底部外凸面贴合；外置方式下，子机的双凸机身完全处在母机后机身顶部外表面之外，使用附加的整流罩装置包覆子机双凸机身下部外凸面，将其引起的气动阻力控制在可接受的范围，保证复合机的气动特性；子机单凸机身下表面完全依据母机后机身顶部连接处的外形面设计，两者完全贴合，无需使用附加整流装置。

所述的连接-分离系统结构为，在母机的背部安装两个平行的导轨，导轨的截面为T型槽结构，在导轨的前端设有定位块，子机的身腹部设有与导轨配合滑动连接的T型滑块，T型滑块顶靠在定位块的端面上；在母机的背部设有两个由控制系统控制伸缩的承载销，承载销插入到子机对应的插孔内；在母机上设有两个水平设置的弹射筒，弹射筒的弹射端位置与滑块端面位置对应。

所述的连接-分离系统呈矩形分布在连接面的四个角点，其结构为，在子机上设有块形接头，块形接头的底面中心设有定位孔，侧端面上设有插孔；在母机上设有由控制系统控制伸缩承载销和控制旋转的钩形销，承载销插入块形接头的定位块内，钩形销旋转插入到块形接头侧端面上的插孔内；在块形接头的下端设有竖直设置的弹射筒。

所述的连接-分离系统呈矩形分布在连接面的四个角点的螺栓-爆炸螺母连接结构，其结构为，子机上连接螺栓，螺栓穿过母机的承载结构与爆炸螺母连接，在保证螺母的外周设置保护罩；在母机的背部设有两个由控制系统控制伸缩的承载销，承载销插入到子机对应的插孔内；在母机上设有两个竖直设置的弹射筒。

该有人-无人、一体-分体复合式飞机采用无尾布局母机+鸥翼/飞翼布局变体子机组合方案，子机用作复合飞机的V形尾翼，此种设计方案能够保证复合机和分体状态下的母机与子机都有良好的飞行性能和隐身性能，并且连接和分离容易实现。母机和子机之间的连接-分离系统有多种设计方案，支持多种分离方式，支持正常和故障工作模式，分离包线范围大，分离过程安全可控。

有人-无人、一体-分体复合式飞机作为一种全新的飞行器，具有独特的性能和使用特性，将开创新的作战使用模式，有效满足作战使用需求。

附图说明

图1为复合式飞机的立体图。

图2为复合式飞机的前视图。

图3为复合式飞机的俯视图。

图4为子机与母机的贴合安装方式一。

图5为子机与母机的贴合安装方式二。

图6为子机与母机的贴合安装方式三。

图7为子机的布局。

图8为复合飞机水平飞行纵向分离示意图。

图9为复合飞机水平飞行法向分离示意图。

图10为复合飞机竖直飞行纵向分离示意图。

图11为复合飞机竖直飞行法向分离示意图。

图12为连接-分离系统方案一俯视布局图。

图13为连接-分离系统方案一的导轨滑块结构示意图。

图14为连接-分离系统方案一整体结构示意图。

图15为连接-分离系统方案一整体定位销示意图。

图16为连接-分离系统方案二、三和四的俯视布局图。

图17为连接-分离系统方案二整体结构示意图。

图18为连接-分离系统方案三整体结构示意图。

图19为连接-分离系统方案四整体结构示意图。

具体实施方式

如图1至图3所示，一体构型，母机和子机组合成一体为复合式飞机，简称复合机。子机不是母机的单纯负载，而是整机的一部分，如作为尾翼，用作复合机的主控制舵面，其发动机工作，为整体提供部分动力。子机和母机之间有专门设计的连接-分离系统，并有可分离的电缆-电子连接装置和油管。

分体构型，子机从母机上分离，在母机前方一定距离伴随飞行，子机和母机相互配合执行任务。子机和母机都具有良好的气动外形、技术特性和飞行性能，都能够执行作战任务。子机性能要求与母机匹配，飞行性能和飞行特性，如隐身、超声速巡航等与之相近，有效保证伴飞协同作战。

复合式飞机子机和母机的作用如下：

子机的任务和作用：（1）探测和侦察、ISR，使用机载雷达和光电探测系统搜索、截获、跟踪敌方作战飞机，机载雷达与母机雷达以双基地雷达模式探测隐身目标，情报收集和侦察；（2）告警，探测敌方来袭导弹，提供攻击告警；（3）中继制导：引导远程/超远程空对空导弹精确攻击敌机（如空中预警和指挥飞机）；（4）通信/数据中继，母机与其他平台/作战指挥系统的数据中继、通信中继，网络中心战子节点；（5）电子战，电子支援和电子攻击/电子对抗；（6）诱饵，作为诱饵引诱敌机和地面防空系统；（7）对地攻击作战，配装小型化对地精确攻击武器系统和火控系统，执行对地攻击任务；（8）打击空中目标，配装小型化空战武器，攻击敌方空中目标，辅助母机空战，与母机协同空战。

母机的任务和作用：（1）子机搭载平台，构成复合机；（2）指挥控制子机，双机伴随飞行，协同探测目标和作战，网络中心战节点；（3）空中优势作战、打击各类空中目标，对地攻击（一般飞机的全部任务）。母机正常执行作战任务时为分离子机的单机构型，同时，母机和子机双机复合构型也能够执行作战任务。

复合式飞机通常在不同的飞行阶段/作战阶段，分别选用一体和分体构型。起飞阶段为一体构型，空中作战和着陆为分体构型。但也可以一直采用一体构型。

在地面上，使用专用设备将子机吊装对接到母机上，形成完整的复合飞机。复合飞机起飞时，子机和母机的发动机都工作，提高推重比，保证起飞性能。预想子机先使用母机的燃油，分离后再使用自身的燃油。

复合机升空达到预定飞行区的高度和速度范围，子机和母机通过分离系统分离，子机加速飞行到母机前方约数十至数百千米，充当“侦察兵”，执行前置探测和侦察，以及电子对抗、中继制导等任务。子机自主飞行和执行任务，同时接受母机（及作战指挥系统）的指令控制。子机和母机全面互通互联，使用专用数据链系统实现数据、情报、信息和指令的传输，两者按特定的模式协同飞行、协同作战。通过与母机的有效协同，大幅提升探测能力和作战能力，获得信息化作战优势，从而能够有效击败敌人。

预想的协同作战任务模式是：子机在母机前方使用自身的机载雷达系统和光电探测系统执行探测任务。并且，子机和母机雷达有双基地雷达协同探测模式，可以有效探测隐身目标。双机协同获得超越对手的探测能力和战场态势感知能力，实现先敌发现，先敌攻击，同时能有效应对敌方的攻击。预期母机和子机协同作战系统的作战能力和作战效能将达到一个新水平，并可能改变空中作战模式。

复合式飞机也可以以一体构型执行作战任务（根据作战任务，或发生无法分离的故障），但这种构型没有双机协同效能。

母机采用双发无尾式气动布局，无水平尾翼和垂直尾翼，翼身融合体隐身气动外形设计，小展弦比、大后掠角梯形机翼，两侧翼根进气道，中机身内布置武器舱，后机身内部布置两台带有全向矢量喷管的喷气发动机。机翼的翼尖、辅助前翼采用变体设计。后机身上部中央（两侧发动机短舱之间）用于安装子机。

复合状态的子机机身与母机后机身高度融合，实现低阻力，保证复合机的性能。子机采用低高度、低截面尺寸、低阻流线形扁机身设计，有双凸机身和单凸机身两种设计方案。双凸机身采用半埋、外置-整流罩两种安装方式，单凸机身采用保形贴合安装方式。子机机身与母机机身之间之间有专门设计的连接-分离系统。

双凸机身的纵剖面与双凸翼型接近，机身外形面由外凸的机身上曲面和下曲面构成，两者都为双曲度复杂曲面。脊线（机身上曲面与下曲面交界线，机身在水平基准面上投影面积最大的轮廓线）接近机身上半段和下半段中间。双凸机身气动特性好，总体布局容易。

如图4所示，双凸机身半埋机身安装方式是将子机脊线以下的下半段机身埋在母机后机身顶部适配设计的凹陷内，脊线与母机机背凹陷的的顶部边缘线一致，实现子机机身下半段与母机的良好配合。子机的上半段机身及机翼外露，能有效减小复合机后机身的截面尺寸，保证气动和隐身性能。为减小分离后凹陷和裸露的连接-分离系统气动阻力和隐身性能影响，提出两种技术解决方案：（1）封闭整流罩/口盖，将凹陷及连接-分离系统包容在内。（2）智能蒙皮-自适应变形结构（变体结构），自动调整凹陷部分外形。

如图5所示，双凸机身外置-整流罩安装方式下，子机机身完全处在母机后机身顶部外表面之外，使用整流罩系统将子机脊线以下的下半段机身包络住，保形安装在母机后机身顶部外表面之外。这种消除了母机机身凹陷引发的各种问题。利用整流罩内部空间将其设计成整流罩-保形油箱装载燃油，在子机-母机分离时抛放掉。

如图6所示，单凸机身/保形机身子机设计方案借鉴保形油箱设计，子机直接贴合在母机外形面上。

单凸机身的纵剖面形状外凸曲线加上平滑曲线。机身外形面由外凸的双曲度曲面和平滑曲面构成，脊线位于平滑曲面的边缘。平滑曲面直接与母机后机身顶部外表面贴合。设计上采用变体技术适应复合/一体和分体两种飞行状态。在分体状态下，平滑曲面部分外凸变形，提供良好气动外形。单凸机身子机可以采取正常和倒置两种安装方式。采用倒置安装方式（机腹朝上）的子机在分离后需要翻转将姿态调整到正常状态（机腹朝下）。

如图7所示，子机的机翼有两种变体设计：

一、鸥翼布局，机翼内段约占半展长1/3，上反角约40~50°左右；外段约占半展长的2/3，上反角约0~5°左右，或下反角约10~20°左右。内段机翼后缘有可动舵面，起到V形尾翼的作用，一体的升降舵-方向舵，用于俯仰和航向操纵。外段机翼后缘内侧为升降副翼，外侧为副翼。升降副翼也辅助用于俯仰控制。升降副翼和副翼协同动作还用于航向控制。

二、飞翼布局，机翼上反角约0~5°左右，后缘升降副翼和副翼，几组舵面协同动作用于俯仰、航向和滚转操纵。

子机与母机的分离方式采用四种方法：

一、水平飞行/小倾角飞行纵向分离

如图8所示，子机沿母机纵向向后分离。首先子机需要降低发动机推力，需将发动机调整至慢车状态（甚至关机）。母机的分离作动系统推动子机向后滑动，直至与母机完全脱离。子机控制系统控制翼面稳定住姿态，增大升力，使整机保持高度并有上升速度，获得与母机的安全高度差。同时发动机增大推力（如已经停车需迅速空中起动），子机获得足够的速度，与母机有效分离转入预定的飞行状态。子机携带专用氧气系统，分离时按需为发动机补充氧气，保证其稳定工作或重新起动。采用高效率飞行控制系统，保证子机在极端条件下的姿态稳定。

 二、水平飞行/小倾角飞行法向分离

如图9所示，子机沿母机立轴向上（法向）分离。分离时，子机首先调整翼面状态（或者使用垂直可调接头改变子机姿态），使升力达到预期数值，发动机调整至适当的推力。子机和母机的连接装置松开，子机保持与母机相同的平飞速度，控制系统使自身获得相对稳定的姿态。在升力作用下获得垂直加速度，沿立轴方向脱离母机。如果经过试验，子机升力不足以保证分离，则增加一套赋予子机垂直上升能量的弹射系统，使用一体的作动-分离系统。设计上有效控制使弹射力数值范围，母机飞行控制系统采用专门的控制律，通过舵面偏转的操纵力或矢量喷管的分量平衡弹射反作用力，使飞机保持相对稳定的姿态。

三、竖直飞行/大倾角飞行纵向分离和四、竖直飞行/大倾角飞行法向分离

   如图10所示，为垂直飞行/大倾角飞行纵向分离，如图11所示，垂直飞行/大倾角飞行法向分离，竖直飞行/大倾角飞行状态下复合机、子机和母机受力状况很简单，基本上是重力与发动机推力之间的平衡，飞行控制简单。

子机沿纵轴方向后分离时，重力抵消了大部分发动机推力，纵向和法向的分离力小，分离能耗低，分离系统、分离操作、分离控制简单，分离过程安全可靠，纵向和法向分离容易实现。

子机与母机的连接分离系统也可以通过多种方案来实现：

一、导轨-滑块+承载销连接-分离系统设计方案

如图12至图15所示，该设计方案包括：两组导轨-滑块，两组承载销（及连接孔），分离弹射筒/作动器及控制装置等。

导轨滑块系统采用双导轨、两组滑块（每组三个滑块）顺序分离系统设计。母机背部安装两根平行安装的导轨（机身对称中心面两侧一定距离），导轨截面初步选定为槽形，与T形滑块配合。导轨在与T形滑块配合处特别加强。导轨前端有定位块，用于限定子机在母机上的前向位置（通过子机机身前部滑块）。两侧定位块前部各安装一个子机分离弹射筒/作动器，弹射杆与第一组滑块接触，通过其将分离力施加给子机。机身对称中心面沿纵向布置2个定位承载销，主要承受纵向力（P _x ）。定位承载销系统带有收放作动系统和控制装置，可上下伸缩，实现子机的连接定位-固定和分离解锁。

子机机身腹部与母机导轨对应部位固定安装两组滑块，每组为3个滑块串列。分离过程中，子机滑块在导轨内滑动，滑块按先后顺序依次从导轨中滑出。子机机身腹部中心对称面处有2个定位/承载孔，与母机的2个定位承载销配合实现安装定位和承载。

组合时，使用升降机将子机抬升到基本与母机后机身水平的高度，使用辅助导向连接装置，使子机的滑块与母机导轨连接。滑块相对于导轨运动，将子机滑动安装到母机上。子机的两个前部滑块与母机导轨前部定位块接触，子机初步定位。母机的2个定位承载销在作动系统推动下升起，伸入子机机腹的连接孔中。定位承载销外伸到最终位置后，安全锁紧装置锁紧，完成子机的最终连接定位。子机载荷通过滑块-导轨、销孔-定位承载销传递给母机。

连接子机和母机的之间的各系统及接头/连接装置，包括电缆、信号/数据传输线、油管和其他管路等。

分离时，定位承载销的锁紧装置解锁，作动系统使之收缩，从子机的配合孔中退出，子机完全解锁。母机的分离弹射器工作，弹射杆-推杆向后推动子机第一组滑块-子机向后滑动，直至与母机完全脱离。

二、块形接头+承载销+弹射筒连接-分离系统设计方案

如图16和图17所示，该设计采用四组带法向和侧向销孔的块形接头，与之配合的法向的承载销/导向销和侧向的钩形承载销，加上弹射筒。

四个块形接头安装在子机机腹下表面，对称分布。母机上安装与块形接头配合的法向承载/导向销-安装承力结构、侧向钩形销及作动和控制装置、以及弹射筒，三者构成一套组件，共有四套。四套组件在母机机背的安装位置与子机的四个块形接头对应。

块形接头的销孔（法向和侧向）与承载销/导向销、钩形销配合使用。子机母机连接时，承载销/导向销、钩形销分别插入块形接头的销孔中，承受和传递载荷。侧向力和纵向力法向承载销/导向销承受，法向力由钩形销承受。力矩由钩形销、机身接触面承受。这种设计的优点是安装连接可靠，安装后的固紧和调整的工作量少，外形标准、气动阻力小等。

选择使用四组楔形垫块提供母机与子机的接触定位面，表面有保护弹性垫，垫块可微调以使子机达到精确的安装位置。

连接组合时，使用起吊机将子机抬升到母机后机身上方一定高度，子机保持正常的水平姿态。使用辅助定位装置使子机的四个块形接头的法向销孔与母机的四组法向承载/导向销对正，降低子机高度，使块形接头套合到法向承载/导向销上。子机继续下降高度，直至块形接头底部接触到承载销的安装承力结构-壳体的承载面，同时机腹接触到母机机背外形面或楔形件。子机安装到位，作动装置驱动钩形销插入块形接头的侧销孔中，完成最后的锁紧定位。锁定保险装置使钩形销可靠地连接承载。

子机载荷通过块形接头-法向承载/导向销和钩形承载销传递给母机。

连接子机和母机的之间的各系统及接头/连接装置，包括电缆、信号/数据传输线、油管和其他管路等。

分离时，钩形销作动装置使其解锁（从块形接头的销孔中拔出），子机完全解锁。传感器系统确认四组钩形销全部解锁后，启动弹射分离实施程序。四点式弹射装置工作，将子机弹出。

四点式弹射发射装置，包括四个均匀分布的弹射作动筒以及动力源和控制系统等。每个弹射作动筒与法向承载/导向销-安装承力结构、侧向钩形销及作动和控制装置集成为一套单元组件。动力源和控制系统集中在一处，通过管路和控制线路与四个弹射筒连接。

四点式弹射发射装置可以克服载机流场干扰，给子机一定分离速度并控制姿态，具有“自身补偿”特性。

块形接头-承载/导向销+弹射筒连接-分离系统采用计算机集中控制系统。

分离时计算机系统发出指令，计算机系统获得机载系统提供的各种参数（总温、总压、静压，迎角α、侧滑角β，航向姿态等各种相关数据和参数，子机-母机流场数据和参数等），与存储的子机-母机流场数据进行比较和计算，自动给出补偿参数，控制四个弹射筒的参数。计算机分别向四个弹射作动筒给出相应的弹射力作用时间，使子机获得能补偿俯仰和偏航两个平面内的干扰力和力矩，实现子机安全而精确的分离。

 子机独立飞行时，外露的块形接头会产生较大的阻力并影响隐身性能，解决方案是优化外形减小阻力，采用可收放设计将接头收入机身内部。

三、L形接头+承载销+压紧器+弹射筒连接-分离系统设计方案

如图18所示，采用一种带法向中心销孔的L形接头+压紧器设计。

承载销-安装承力结构（基座）、压紧器（钩形件）及其作动和保险装置、弹射筒集成为一个单元组件，四个这样的组件安装在母机机背上，与子机的L形接头配合。

四个L形接头安装在子机上，带有法向中心销孔，销孔与母机的法向承载/导向销配合，传递侧向力和纵向力。

压紧器的主承力元件为一个钩形件，钩形件与L形接头的底边/凸肩上表面贴合，配合承受法向力和力矩。

钩形件的转动轴在安装承力结构（基座）上，驱动及控制装置使其转动，实现压紧和松脱两个位置转换。锁定保险装置使钩形件可靠压紧和传力。

连接组合时，使用起吊机将子机抬升到母机后机身上方一定高度，子机保持正常的水平姿态。使用辅助定位装置使子机的四个L形接头的法向销孔与母机的四组法向承载/导向销对正，降低子机高度，使L形接头套合到法向承载/导向销上。子机继续下降高度，直至L形接头底部接触到承载销的安装承力结构-壳体的承载面，同时机腹接触到母机机背外形面或楔形件。子机安装到位，作动装置驱动钩形件压合到L形接头的侧边上，完成最后的锁紧定位。锁定保险装置使钩形件可靠地连接承载。

连接子机和母机的之间的各系统及接头/连接装置，包括电缆、信号/数据传输线、油管和其他管路等。

分离时，钩形件锁定保险装置解锁，作动器使其转动到松脱位置。L形接头失去法向约束，完全解锁。在传感器系统测量出4个钩形件全部脱开后，进入弹射分离程序。弹射系统工作，将子机弹离母机。

L形接头有两种设计方案，一种是底边在侧面，一种是底边在前。前者顺气流方向截面尺寸较小，阻力较小；后者顺气流方向截面尺寸较大，阻力较大。

  除了L形接头设计方案外，还考虑采用T形接头设计，但是承载-传力系统系统相较于L形接头复杂。

 子机独立飞行时，外露的L形接头会产生较大的阻力并影响隐身性能，解决方案是优化外形减小阻力，采用可收放设计将接头收入机身内部。

四、爆炸螺栓+承载销+弹射筒连接-分离系统设计方案

如图19所示，该设计方案采用爆炸螺栓（螺柱-爆炸螺母）+弹射分离系统。

采用航天领域广泛使用的螺栓/螺柱-爆炸螺母装置（如运载火箭/航天飞机助推器-芯级分离），子机和母机之间直接使用四组螺栓-爆炸螺母连接结构，简单可靠。

子机机身腹部有四个均布安装孔（带螺纹），四个螺柱接头通过螺纹连接到子机上。四个连接螺柱安装轴线为法向，与连接结构的协调关系简单，便于分离。子机连接/分离时，连接螺柱能直接从母机的螺栓孔中插入/脱离，保证子机和母机顺畅地组合和分离。

母机上的爆炸螺柱连接系统有两种设计方案。一种是独立的爆炸螺柱连接-承力装置，并与弹射筒集成。另一种是借用母机的承力结构直接连接螺柱，弹射筒分开布置。

螺柱连接使用爆炸螺母。爆炸螺母带有保护罩，用于防止其爆炸对母机及子机造成破坏。为了充分保证安全性，母机和子机适当采用其他一些防护设计。

 为了实现子机与母机组合时的准确定位和可靠分离，采用两组承载/导向销-配合孔系统。母机机腹中心对称面布置2个承载/导向销，连接时用于承受纵向力（P _x ），分离时起导向作用。子机机身对称中心面沿纵向2个配合孔。销-孔配合实现子机与母机的准确组合和分离。承载/导向销系统带有收放作动系统和控制装置，可上下伸缩，子机分离后，承载/导向销收到机身内部，减小气动阻力。

母机表面有四个楔形垫块提供母机与子机的接触定位面，表面有保护弹性垫，垫块可微调以使子机达到精确的安装位置。

连接组合时，使用起吊机将子机抬升到母机后机身上方一定高度，子机保持正常的水平姿态。使用辅助定位装置使子机的2个定位/导向孔与母机的2个承载/导向销对正，子机的4个连接螺柱对正母机的连接孔。降低子机高度，使2个定位/导向孔套合到承载/导向销上，4个连接螺柱也插入对应的连接孔。继续下降子机高度，直至机腹接触到母机外形面或楔形件（如选用）。子机安装到位，使用专用装置拧紧四个爆炸螺母，连接好控制线路，安装好保护罩。子机载荷通过4组连接螺柱-爆炸螺母和2组承载销-孔传递给母机。

连接子机和母机的之间的各系统及接头/连接装置，包括电缆、信号/数据传输线、油管和其他管路等。

分离时，4个爆炸螺母同步爆炸，将对应的螺柱释放，子机完全解锁。四点式弹射装置工作，将子机弹出。

综上所述，本申请的复合式飞机的优点为：复合式飞机是一种全新类型的航空器，或者说作战飞机解决方案。有人驾驶母机复合无人驾驶子机，创造出完全不同的空中作战平台。复合式飞机具有复合/一体和分体两种状态。复合/一体状态下，母机和子机通过机械连接系统连接成一体复合式飞机，两者构成有机的整体，具有与常规有人驾驶飞机相同的特点和性能，但具有独特的分体模式。分体状态，母机和子机（复合机经过分离过程，实现母机和子机机械上完全分离）作为独立的飞行器飞行，母机通过机载系统控制子机，两者协同飞行和执行任务，开创一种新的作战使用模式，预期可以有效执行未来作战任务。子机相当于将母机机载设备前置，大幅提升其探测范围和ISR能力，两者协调配合可以执行一般隐身作战飞机难以执行的任务，预期具有高的协同效能。复合式飞机实现了有人驾驶飞机与无人驾驶飞机的有机结合，创造出全新形式的空中作战平台，开创全新的协同作战使用模型，预期将有很好的发展潜力和应用前景。

Claims (5)

1.一种复合式飞机，其特征在于：由母机（1）和子机（2）组成，具有复合一体和分体两种基本状态，由无尾布局母机（1）与V形尾翼子机（2）组成：子机（2）布置在母机（1）后机身顶部，有人驾驶母机（1）是复合机的主体，采用双发无尾布局，高隐身和气动性能翼身融合体，其喷气发动机用作复合机的主发动机，无人驾驶子机（2）用作复合机的V形尾翼，带有自己的喷气发动机，用作复合机的辅助发动机；

母机（1）与子机（2）之间有连接-分离系统，实现两者之间的可靠连接和分离-状态转换；

母机（1）与子机（2）复合状态下，子机（1）的机翼作为复合机的V形尾翼，整架复合式飞机为V形尾翼正常式布局；母机（1）和子机（2）经过短时间的分离过程后完全分离转入分体状态，母机（1）和子机（2）进行变体同时控制系统转入单机模式；母机（1）和子机（2）通过电子系统连接，母机（1）可以控制子机（2）及其设备，两者协同飞行和共同执行任务；

子机（2）与母机（1）的分离方式分为水平飞行纵向分离、水平飞行法向分离、竖直飞行纵向分离或竖直飞行法向分离四种方法。

2.如权利要求1所述的复合式飞机，其特征在于：所述的子机（2）采用变体设计，机翼上反角可变，以适应复合和分体两种不同状态，分体状态，为无尾鸥翼布局或飞翼布局，机翼有小上反角，约0~10°左右，鸥翼布局机翼内段上反角为40°～50°左右，复合一体状态，机翼有大上反角45°～55°；机身内安装喷气发动机，机身前部有进气道，后部有排气管道，所述的子机（2）机身内安装喷气发动机，机身前部有进气道，后部有排气管道，机身截面尺寸小、气动阻力小，机身底面与母机（1）后机身顶部表面接合/贴合；子机（2）机身纵剖面有双凸和单凸两种形式；

子机（2）的双凸机身采用半埋于母机（1）后机身内部或外置其外两种方式，半埋方式下，母机（1）后机身顶部构造凹陷，将子机（2）双凸机身下半段埋入其中，母机（1）机身凹陷面与子机（2）机身底部外凸面贴合；外置方式下，子机（2）的双凸机身完全处在母机（1）后机身顶部外表面之外，使用附加的整流罩装置包覆子机（2）双凸机身下部外凸面，将其引起的气动阻力控制在可接受的范围，保证复合机的气动特性；子机（2）单凸机身下表面完全依据母机（1）后机身顶部连接处的外形面设计，两者完全贴合，无需使用附加整流装置。

3.如权利要求1所述的复合式飞机，其特征在于：所述的连接-分离系统结构为，在母机（1）的背部安装两个平行的导轨（11），导轨的截面为T型槽结构，在导轨（11）的前端设有定位块（12），子机（2）的身腹部设有与导轨（11）配合滑动连接的T型滑块（13），T型滑块（13）顶靠在定位块（12）的端面上；在母机（1）的背部设有两个由控制系统控制伸缩的承载销（14），承载销（14）插入到子机（2）对应的插孔内；在母机（1）上设有两个水平设置的弹射筒（15），弹射筒的弹射端位置与滑块（13）端面位置对应。

4.如权利要求1所述的复合式飞机，其特征在于：所述的连接-分离系统呈矩形分布在连接面的四个角点，其结构为，在子机（2）上设有块形接头（21），块形接头（21）的底面中心设有定位孔，侧端面上设有插孔；在母机（1）上设有由控制系统控制伸缩承载销（14）和控制旋转的钩形销（23），承载销（14）插入块形接头（21）的定位块内，钩形销（23）旋转插入到块形接头（21）侧端面上的插孔内；在块形接头（21）的下端设有竖直设置的弹射筒（15）。

5.如权利要求1所述的复合式飞机，其特征在于：所述的连接-分离系统呈矩形分布在连接面的四个角点的螺栓-爆炸螺母连接结构，其结构为，子机（2）上连接螺栓（31），螺栓（31）穿过母机（1）的承载结构与爆炸螺母（32）连接，在保证螺母（32）的外周设置保护罩（34）；在母机（1）的背部设有两个由控制系统控制伸缩的承载销（14），承载销（14）插入到子机（2）对应的插孔内；在母机（1）上设有两个竖直设置的弹射筒（15）。