CN104964610A - 一种乘波体构型无人靶机 - Google Patents
一种乘波体构型无人靶机 Download PDFInfo
- Publication number
- CN104964610A CN104964610A CN201510366420.6A CN201510366420A CN104964610A CN 104964610 A CN104964610 A CN 104964610A CN 201510366420 A CN201510366420 A CN 201510366420A CN 104964610 A CN104964610 A CN 104964610A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- target drone
- machine body
- main machine
- wave
- waverider
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Abstract
本发明公开了一种乘波体构型无人靶机,包括主体机身、水平尾翼、垂直尾翼、发动机进气道、升降舵以及方向舵,其特征在于,主体机身从头部至尾部由乘波前体、中部机身以及后部机身组成;乘波前体为变楔角楔/椭圆锥乘波构型,侧缘具有下反角且侧缘下表面向上拱起,下表面为多级压缩的前体型面,下表面两侧设置有发动机进气道;后部机身的下表面为单膨胀喷管面;主体机身的中后部设置有水平尾翼和垂直尾翼,用来调节靶机机身平衡,尾翼后缘还设置有升降舵和方向舵用来对靶机的俯仰和航向进行操控。本发明的无人靶机升限高、飞行速度快,能满足未来防空武器系统的性能测试要求。
Description
技术领域
本发明涉及高空高速飞行器技术领域,更具体的,涉及一种乘波体构型无人靶机。
背景技术
近些年来,高空高速飞行器的研究与设计领域进入大发展时期,这促使了各军事大国在对此类高空高速飞行器进行精确打击的武器系统(如导弹、战斗机等)研究方面上的崛起。为了测试这些武器系统的性能,仿真模拟器和真实打靶环境是两种常用的试验方法。虽然仿真模拟器有一定的实际作用,但仍然无法替代真实打靶环境中的靶机。因此,无人靶机,特别是高空高速无人靶机,在军事演习以及武器试验中的重要性越来越突出。作为一种主要的航空靶标,靶机是一种有升力面、有动力、可依靠自动驾驶仪和无线电系统作机动飞行的无人机。它可以模拟目标飞机的各种特性,如几何外形、飞行性能、红外雷达特征等。
目前,中国航空靶机多为常规式气动布局,譬如“长空一号”系列和总参60所自主设计的s系列靶机均采用矩形中单翼、细长旋转体机身、头尾部为抛物线状流线体设计。由于常规气动布局的升阻比较小,其最大飞行高度和飞行速度难以有大的突破。因此,为了满足未来防空武器系统的性能测试要求,需要设计一种飞的更高、更快的新型靶机。
发明内容
针对现有无人靶机技术的以上技术缺陷,本发明提出了一种乘波体构型无人靶机,通过对靶机整体的设计,以突破原有靶机的飞行高度和飞行速度。
本发明提供了一种乘波体构型无人靶机,包括主体机身、水平尾翼、垂直尾翼、发动机进气道、升降舵以及方向舵,其特征在于:
所述主体机身从头部至尾部由乘波前体、中部机身以及后部机身组成;
所述乘波前体为变楔角楔/椭圆锥乘波构型,侧缘具有下反角且侧缘下表面向上拱起,下表面为多级压缩的前体型面且两侧设置有发动机进气道;所述后部机身的下表面为单膨胀喷管面;
一对水平尾翼对称地分别设置于所述主体机身中后部的两侧;一对升降舵对称地分别设置于两个所述水平尾翼的后缘,以其前端与水平尾翼的结合线为轴上下摆动,用于对靶机的俯仰进行操控;
一对垂直尾翼对称地分别设置于所述主体机身和所述水平尾翼连接处中后部的上方;一对方向舵对称地分别设置于两个所述垂直尾翼的后缘,以其前端与垂直尾翼的结合线为轴左右摆动,用于对靶机的航向进行操控。
优选地,所述主体机身上表面的曲率半径为9m~10m。
优选地,所述乘波前体前缘的曲率半径为0.22cm~0.27cm
优选地,所述乘波前体的平均宽度为机身宽度的75%~85%,内部布置有压舱物,以使得靶机的重心前移。
优选地,所述靶机的蒙皮材料采用碳纤维增强型复合材料。
本发明与现有技术相比,具有以下的优点:
1、机身设计采用变楔角楔/椭圆锥乘波构型,具有升阻比高、结构流畅的特点,有利于提高靶机的速度和飞行高度;
2、乘波前体平均宽度优选为机身宽度的75%~85%,并设置有压舱物,可使靶机的重心前移,提高靶机的纵向稳定性;
3、靶机蒙皮优选采用碳纤维增强型复合材料,在满足强度与刚度要求的情况下,全机重量减小1/6。
附图说明
图1为本发明乘波体构型无人靶机整体结构示意图。
图2为本发明乘波体构型无人靶机全机俯视图。
图3为本发明乘波体构型无人靶机主体机身翼展方向纵剖面示意图。
在所有附图中,相同的附图标记用来表示相同的元件或结构,其中:1为主体机身;2为水平尾翼;3为垂直尾翼;4为发动机进气道;5为升降舵;6为方向舵;11为乘波前体;12为中部机身;13为后部机身。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案以及优点更加清楚,下面结合附图对本发明作进行进一步的详细说明。此处所描述的具体实施方式用于帮助理解本发明,但不构成对本发明的限定。
图1和图2是按照本发明的乘波体构型无人靶机整体结构示意图和全机俯视图,如图所示,本发明的乘波体构型无人靶机包括主体机身1、水平尾翼2、双垂直尾翼3、发动机进气道4、升降舵5和方向舵6等部分。
如图3所示,所述主体机身1从头部至尾部由乘波前体11、中部机身12以及后部机身13组成,上表面优选采用最小曲率半径为9m~10m的缓和曲面设计,以减小飞行阻力和上表面负升力,主体机身1前部还可装有雷达散射面。
所述乘波前体11为变楔角楔/椭圆锥乘波构型,这是一种选择楔形-锥形混合流场生成的乘波构型,兼具有效容积大和出口流场均匀的优点。此构型的特点之一就是具有较尖的前缘,有利于减少高速巡航时的阻力、提高升阻比;乘波前体11的侧缘具有下反角且侧缘下表面向上拱起,下表面为多级压缩的前体型面且两侧设置有发动机进气道4,该多级压缩的前体型面设计可以为发动机的进气道4提供外部压缩斜面。作为选择地,乘波前体11的平均宽度为机身宽度的75%~85%,内部可布置压舱物或者电池、飞行控制单元等靶机内设备,以使得靶机的重心前移,以达到近似中性的纵向稳定性。
中部机身12除了设置有发动机,还可以设置伞舱及回收伞等设备。后部机身13的下表面为单膨胀喷管面,可作为发动机内部膨胀面的外延,使靶机设计更加流畅,并为发动机进气道4提供均匀的流场。
一对水平尾翼2对称地分别设置于所述主体机身1中后部的两侧,一对垂直尾翼3对称地分别设置于主体机身1和水平尾翼2连接处中后部的上方;水平尾翼2和垂直尾翼3共同作用,起到调节靶机机身平衡的作用。
两个升降舵5分别对称地设置于两个水平尾翼2的后缘,两个方向舵6分别对称地设置于垂直尾翼3的后缘,在舵机的控制下,升降舵以其前端与水平尾翼的结合线为轴上下摆动,同时,方向舵以其前端与垂直尾翼的结合线为轴左右摆动,分别对靶机的俯仰和航向进行操控。
靶机的蒙皮材料可选择采用碳纤维增强型复合材料,以减小全机重量。
按照本发明设计的某一靶机的具体参数指标为:
本领域的技术人员容易理解,以上所述仅为本发明的较佳实施例而已,并不用以限制本发明,凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等,均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (5)
1.一种乘波体构型无人靶机,包括主体机身(1)、水平尾翼(2)、垂直尾翼(3)、发动机进气道(4)、升降舵(5)以及方向舵(6),其特征在于:
所述主体机身(1)从头部至尾部由乘波前体(11)、中部机身(12)以及后部机身(13)组成;
所述乘波前体(11)为变楔角楔/椭圆锥乘波构型,侧缘具有下反角且下表面向上拱起,下表面为多级压缩的前体型面且两侧设置有发动机进气道(4);所述后部机身(13)的下表面为单膨胀喷管面;
一对水平尾翼(2)对称地分别设置于所述主体机身(1)中后部的两侧;一对升降舵(5)对称地分别设置于两个所述水平尾翼(2)的后缘,用于对靶机的俯仰进行操控;
一对垂直尾翼(3)对称地分别设置于所述主体机身(1)和所述水平尾翼(2)连接处中后部的上方;一对方向舵(6)对称地分别设置于两个所述垂直尾翼(3)的后缘,用于对靶机的航向进行操控。
2.根据权利要求1所述的无人靶机,其特征在于,所述主体机身(1)上表面的曲率半径为9m~10m。
3.根据权利要求1所述的无人靶机,其特征在于,所述乘波前体(11)前缘的曲率半径为0.22cm~0.27cm。
4.根据权利要求1所述的无人靶机,其特征在于,所述乘波前体(11)的平均宽度为机身宽度的75%~85%,内部布置有压舱物,以使得靶机的重心前移。
5.根据权利要求1所述的无人靶机,其特征在于,所述靶机的蒙皮材料采用碳纤维增强型复合材料。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201510366420.6A CN104964610B (zh) | 2015-06-29 | 2015-06-29 | 一种乘波体构型无人靶机 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201510366420.6A CN104964610B (zh) | 2015-06-29 | 2015-06-29 | 一种乘波体构型无人靶机 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN104964610A true CN104964610A (zh) | 2015-10-07 |
CN104964610B CN104964610B (zh) | 2017-07-18 |
Family
ID=54218665
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201510366420.6A Active CN104964610B (zh) | 2015-06-29 | 2015-06-29 | 一种乘波体构型无人靶机 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN104964610B (zh) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106428560A (zh) * | 2016-10-28 | 2017-02-22 | 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 | 一种亚音速大机动靶机的鸭式气动布局 |
CN107284641A (zh) * | 2017-07-03 | 2017-10-24 | 武汉华伍航空科技有限公司 | 一种适于超音速飞行的小型飞机气动外形 |
CN110341933A (zh) * | 2019-07-29 | 2019-10-18 | 中国科学院力学研究所 | 一种具有高压捕获翼的吸气式高速飞行器 |
CN110341932A (zh) * | 2019-07-29 | 2019-10-18 | 中国科学院力学研究所 | 一种基于高压捕获翼外形的高速飞行器 |
CN110406671A (zh) * | 2019-07-29 | 2019-11-05 | 中国科学院力学研究所 | 一种旁侧进气高速飞行器 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP1818257A2 (en) * | 2006-02-14 | 2007-08-15 | Lockheed Martin Corporation | Integrated inward turning inlets and nozzles for hypersonic air vehicles |
US8256706B1 (en) * | 2009-10-08 | 2012-09-04 | The Boeing Company | Integrated hypersonic inlet design |
CN103662087A (zh) * | 2013-12-11 | 2014-03-26 | 厦门大学 | 高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化设计方法 |
CN203740128U (zh) * | 2014-03-31 | 2014-07-30 | 冯加伟 | 乘波体飞行器 |
CN203958610U (zh) * | 2014-06-10 | 2014-11-26 | 厦门翔腾航空科技有限公司 | 双进气道高超声速乘波体飞行器装置 |
-
2015
- 2015-06-29 CN CN201510366420.6A patent/CN104964610B/zh active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP1818257A2 (en) * | 2006-02-14 | 2007-08-15 | Lockheed Martin Corporation | Integrated inward turning inlets and nozzles for hypersonic air vehicles |
US8256706B1 (en) * | 2009-10-08 | 2012-09-04 | The Boeing Company | Integrated hypersonic inlet design |
CN103662087A (zh) * | 2013-12-11 | 2014-03-26 | 厦门大学 | 高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化设计方法 |
CN203740128U (zh) * | 2014-03-31 | 2014-07-30 | 冯加伟 | 乘波体飞行器 |
CN203958610U (zh) * | 2014-06-10 | 2014-11-26 | 厦门翔腾航空科技有限公司 | 双进气道高超声速乘波体飞行器装置 |
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
吴颖川等: "基于密切曲锥的乘波构型一体化飞行器设计方法研究", 《空气动力学学报》 * |
王发民等: "乘波飞行器构型方法研究", 《力学学报》 * |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106428560A (zh) * | 2016-10-28 | 2017-02-22 | 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 | 一种亚音速大机动靶机的鸭式气动布局 |
CN107284641A (zh) * | 2017-07-03 | 2017-10-24 | 武汉华伍航空科技有限公司 | 一种适于超音速飞行的小型飞机气动外形 |
CN107284641B (zh) * | 2017-07-03 | 2023-09-08 | 安徽国援智能科技有限公司 | 一种适于超音速飞行的小型飞机气动外形 |
CN110341933A (zh) * | 2019-07-29 | 2019-10-18 | 中国科学院力学研究所 | 一种具有高压捕获翼的吸气式高速飞行器 |
CN110341932A (zh) * | 2019-07-29 | 2019-10-18 | 中国科学院力学研究所 | 一种基于高压捕获翼外形的高速飞行器 |
CN110406671A (zh) * | 2019-07-29 | 2019-11-05 | 中国科学院力学研究所 | 一种旁侧进气高速飞行器 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN104964610B (zh) | 2017-07-18 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN107176286B (zh) | 基于双涵道风扇动力系统的可折叠式固定翼垂直起降无人飞行器 | |
US9499266B1 (en) | Five-wing aircraft to permit smooth transitions between vertical and horizontal flight | |
CN103552682B (zh) | 一种飞翼与前掠翼联翼布局飞机 | |
CN104964610A (zh) | 一种乘波体构型无人靶机 | |
CN106741820A (zh) | 一种垂直起降固定翼无人飞行器 | |
US20140145027A1 (en) | Aircraft with an integral aerodynamic configuration | |
CN106043668B (zh) | 一种三翼面飞机的气动布局 | |
CN106184741B (zh) | 一种飞翼式涵道风扇垂直起降无人机 | |
SG188691A1 (en) | An unmanned aerial vehicle | |
CN105314096A (zh) | 独立气源供气的无舵面飞行器 | |
CN103171756B (zh) | 一种适用于跨海空两栖无人机的无翼肋快速注水排水机翼 | |
CN105818980A (zh) | 新型高升力垂直起降飞行器 | |
CN102826216A (zh) | 一种飞行器气动布局 | |
CN211107954U (zh) | 一种变体隐身飞机 | |
CN112896499A (zh) | 一种倾转涵道与固定螺旋桨组合布局的垂直起降飞行器 | |
CN205186510U (zh) | 独立气源供气的无舵面飞行器 | |
CN102910280A (zh) | 一种临近空间升浮一体飞行器气动布局 | |
CN102009743B (zh) | 基于吹气的机身大迎角俯仰力矩控制方法 | |
CN102935891A (zh) | 飞机设计方法与方案 | |
CN103171758A (zh) | 一种飞翼型飞机的增升方法 | |
CN104554739B (zh) | 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 | |
CN111422348A (zh) | 一种垂直起降无人机及其控制方法 | |
CN110920881A (zh) | 一种垂直起降无人运输机及其控制方法 | |
CN104192301B (zh) | 一种人力变翼飞机 | |
CN204701766U (zh) | 箭式垂直起降飞机 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C06 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
C10 | Entry into substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant |