CN110626504B - 翼身融合飞机 - Google Patents

Abstract

翼身融合飞机。本文公开了一种包括翼型中心机身的翼身融合飞机，所述中心机身具有下侧和与下侧相反的上侧。所述中心机身具有从中心机身的前缘延伸到中心机身的后缘的中心翼弦。所述下侧具有位于第一位置和第二位置之间的最低点，所述第一位置位于飞机起飞时绕其旋转的枢转点之前，第二位置在枢转点之后。第一位置在枢转点之前的与中心翼弦的长度的约10％相对应的第一距离处。

Description

翼身融合飞机

技术领域

本发明总体上涉及飞机，并且更具体地涉及翼身融合飞机。

背景技术

翼身融合(BWB)飞机是一种具有能够产生升力的翼型中心机身的飞机。这与机身通常为圆柱形且产生非常小升力的传统飞机不同。一些BWB飞机可能具有较低效的俯仰力矩控制，因为这种飞机与传统的尾翼飞机相比通常具有短的从操纵面到重心的杠杆臂。因此，与传统飞机相比，需要更大的力来获得等效的俯仰变化。克服这一问题的现有解决方案可能在阻力、重量和/或系统复杂性方面引起不利影响，并且在一些情况下，可能降低飞机升力。因此，还有改进的空间。

发明内容

一方面，提供了一种包括翼型中心机身的翼身融合飞机，该中心机身具有下侧和与下侧相反的上侧，该中心机身具有从中心机身的前缘延伸到中心机身的后缘的中心翼弦，中心机身的下侧具有位于第一位置和第二位置之间的最低点，第一位置位于飞机起飞时绕其旋转的枢转点之前，第二位置在枢转点之后，第一位置在枢转点之前的与中心翼弦的长度的约10％相对应的第一距离处。

另一方，提供一种翼身融合飞机，其包括：翼型中心机身，该中心机身具有下侧和与下侧相反的上侧，该中心机身具有从中心机身的前缘延伸到中心机身的后缘的中心翼弦；和用于在地面上支撑飞机的前起落架与主起落架，主起落架相对于中心翼弦位于前起落架之后，主起落架限定飞机在起飞时绕其旋转的枢转点，其中最低点位于枢转点之前的第一位置和枢转点之后的第二位置之间，第一位置在枢转点之前的与中心翼弦的长度的约10％相对应的第一距离处。

在各方面中，枢转点可以表示飞机和地面之间的接触点的轴向位置。

枢转点可表示飞机的主起落架和地面之间的接触点的轴向位置。

枢转点可表示飞机的主起落架的位置。

第二位置可以在枢转点之后的与中心翼弦的长度的约5％相对应的第二距离处。

最低点可位于枢转点之后。

最低点可位于枢转点之后的一定距离内，该一定距离对应于中心翼弦的长度的约3％。

最低点可位于枢转点之后的一定距离内，该一定距离对应于中心翼弦的长度的约5％。

最低点可位于枢转点之后的一定距离内，该一定距离对应于中心翼弦的长度的约6％。

最低点可位于枢转点之后的一定距离内，该一定距离对应于中心翼弦的长度的约8％。

最低点可位于枢转点之后的一定距离内，该一定距离对应于中心翼弦的长度的约10％。

最低点可位于枢转点之后的一定距离内，该一定距离对应于中心翼弦的长度的约15％。

最低点可位于枢转点之前。

最低点可位于枢转点之前的一定距离内，该一定距离对应于中心翼弦的长度的约8％。

最低点可位于枢转点之前的一定距离内，该一定距离对应于中心翼弦的长度的约6％。

最低点可位于枢转点之前的一定距离内，该一定距离对应于中心翼弦的长度的约4％。

最低点可位于枢转点之前的一定距离内，该一定距离对应于中心翼弦的长度的约2％。

最低点可位于枢转点之前的一定距离内，该一定距离对应于中心翼弦的长度的约3％。

枢转点的轴向位置可以距中心机身的前缘在中心翼弦的长度的50％至75％之间。

实施例可包括上述特征的组合。

根据下面包括的详细描述和附图，本申请主旨的这些和其它方面的进一步细节将是明显的。

附图说明

为了更好地理解本发明以及本发明的其它方面和进一步特征，参考以下结合附图使用的描述，其中：

图1是根据特定实施例的翼身融合飞机的示意性轴测图；

图2是省略了飞机的发动机的、图1的翼身融合飞机的示意性顶视图；

图3是沿图1的翼身融合飞机的对称平面截取的横截面图；以及

图4是沿根据另一实施例的翼身融合飞机的对称平面截取的横截面图。

在附图中，通过示例示出了本发明的实施例。但是应清楚地理解，描述和附图仅用于说明并且有助于理解的目的。它们不是对本发明的限制的定义。

具体实施方式

翼身融合飞机设计有时也被称为“翼身混合”飞机设计。在本说明书(包括权利要求)中，应理解，术语“翼身融合”涵盖有时称为“翼身混合”飞机设计或“非间断翼弦”飞机设计的飞机设计。非间断翼弦飞机是这样一种飞机，其中多个翼展方向截面(span-wisesection)的翼弦长度的变化在翼展方向上从机翼的对称平面到翼尖是基本平滑的。这种飞机的典型特征还在于翼展方向截面从机翼的对称平面到翼尖的平滑的厚度变化。

参考附图，并且特别参考图1，示例性翼身融合飞机以10示出。飞机10具有中心机身12，该中心机身12可具有升力产生特性。中心机身12具有前端和相反的后端。中心机身12可以是翼型形状或以其它方式成形以产生至少一些升力。在一些实施例中，中心机身12可被构造用以在飞机10的至少一个操作阶段(例如，飞行)期间，产生由飞机10产生的总升力的大约10％。在一些实施例中，中心机身12可被构造用以在飞机10的至少一个操作阶段(例如，飞行)期间，产生由飞机10产生的总升力的多于10％。在一些实施例中，中心机身12可被构造用以在飞机10的至少一个操作阶段(例如，飞行)期间，产生由飞机10产生的总升力的大约15％。在一些实施例中，中心机身12可被构造用以在飞机10的至少一个操作阶段(例如，飞行)期间，产生由飞机10产生的总升力的15％至20％。

在所示实施例中，飞机10无尾翼；可替选地，可以在中心机身12的后端设置尾部结构，和/或可以在中心机身12的前端处或前端附近设置前翼。机翼14从中心机身12的相反侧沿侧向突出。飞机10具有安装在中心机身12的后端的发动机16；可替选地，发动机16可以安装在机翼14上，或者它们可以完全或部分地嵌入中心机身12或机翼14中。飞机10被示为喷气发动机飞机，但也可以是螺旋桨飞机。该飞机具有将中心机身沿翼展方向分成两半的对称平面。每个机翼14位于对称平面的相应一侧上。飞机10的内部可以构造用以容纳有效载荷，诸如乘客和/或货物。

现在参考图1至图3，翼型中心机身12具有上侧12a和与上侧12a相反的下侧12b。中心机身12在中心截面19处具有中心翼弦18。中心截面19位于飞机10的对称平面处，并且相对于中心机身12纵向延伸。中心截面19成形为空气动力学轮廓，并且具有从中心机身12的前缘19a延伸到后缘19b的弦长L。中心截面19表示飞机10的外蒙皮在对称平面处的轮廓。

飞机10具有一个或更多起落架20，起落架20安装至中心机身12或飞机10的其它部分，并且构造用以将飞机10支撑在地面G上。起落架20能够从退回位置移动至展开位置。在退回位置中，起落架20被隐藏在中心机身12内，以便不干扰围绕飞机10循环的空气流。在展开位置中，起落架20从中心机身12突出，以便允许起落架20的轮子20a在飞机10的起飞和降落期间接合地面G。应理解，起落架20可为不可退回到中心机身12内的固定起落架。

在所示实施例中，起落架20包括前起落架20b和主起落架20c。前起落架20b被定位成与中心机身12的前端相邻，而主起落架20c被定位在前起落架20b之后并且在飞机10的前起落架20b和后段之间。主起落架20c被构造用以支撑飞机10的大部分重量。前起落架20b和主起落架20c限定BWB飞机10在地面上(例如，静止或滑行)时与地面G接触的地面接触点22a、22b。

当飞机10在起飞期间沿着跑道行进时，飞机10使用不同的系统产生整体的上仰力矩，该上仰力矩倾向于通过引起飞机10绕枢转点P的旋转而提升前端离开地面G。枢转点P可以表示主起落架20c的一个轮子22a的旋转轴线。枢转点P可以表示飞机10和地面G之间的接触点。枢转点P可以表示主起落架20c和地面G之间的接触点22b的轴向位置。枢转点P可位于主起落架20c沿中心翼弦18的轴向位置处。当主起落架20b包括各自安装有至少一个轮子20a的多个轮轴时，枢转点P可以由其中一个轮轴的至少一个轮子20a与地面G之间的接触点限定。在所示实施例中，枢转点P的位置距中心截面19的前缘19a在翼弦长度L的50％至75％的范围内。在特定实施例中，枢转点P的位置距中心截面19的前缘19a在翼弦长度L的55％至70％的范围内。

在起飞中飞机10抬头(rotation)期间，飞机10的迎角增大，因此，升力幅度也增大。在某一时刻，前起落架20b被提升到地面G上方，而主起落架20c仍然与地面G接合。在仍与地面G接合的状态下，主起落架20b能够限定飞机10绕其旋转以增大迎角的支点。在某一时刻，升力的大小变为大于飞机10的重量，飞机10能够起飞，且主起落架20c能够离开地面G。

当飞机10在地面G上，并且在起飞期间在前起落架20b和主起落架20c仍与地面G接合的状态下沿着跑道增大其速度时，在地面G和中心机身12的下侧12b之间限定了通道24。中心机身12的下侧12b是凸起的，因此，通道24类似于会聚-发散通道，该通道的高度H从其进口24a到出口24b变化。通道24的高度H在进口24a和出口24b之间的给定位置处最小。通道24在该给定位置处限定喉部24c，高度H在该给定位置处最小。换句话说，在中心截面19上，中心机身12的下侧12b具有最低点12c。最低点12c是当前起落架20b和主起落架20c与地面G接合时(例如，当飞机10滑行或者静止时)，中心机身下侧12b的最靠近地面G的点。喉部24c在中心截面前缘19a和后缘19b之间的位置对应于最低点12c的位置。

在起飞期间，在通道24内产生空气流F，并且在通道24内相对于空气流F的方向在喉部24c处和下游产生吸气区。这种现象被称为文丘里效应。吸气区产生倾向于使下侧12b的横跨吸气区的区段朝向地面G移动的力。根据其相对于枢转点P的位置，这种吸气区可能产生绕枢转点P的力矩。更具体地，由吸气区在下侧12b的该区段上产生的力可产生俯仰力矩，这种俯仰力矩可以是上仰或俯冲力矩，并且可分别有助于增大或减小飞机10的整体的上仰力矩的大小。

在所示实施例中，将吸气区定位在枢转点P下游或后部可有助于增大飞机10的整体的上仰力矩，因为位于主起落架20c之后的该区段将被朝着地面G拉动。然而，吸气区的一些位置可引起俯冲力矩，该俯冲力矩将反作用于飞机10在起飞期间产生的整体的上仰力矩。因此，当吸气区减小飞机10的整体的上仰力矩时，飞机10的起飞性能可能受影响。因此，与吸气区使得整体的上仰力矩增大的构造相比，起飞所需的跑道长度可能更长。在一些情况下，本文公开的最低点12c的定位可以促进飞机10在具有短跑道的一些机场内的运行。

沿翼弦长度L的在最低点12c和枢转点P之间的距离D影响到吸气区绕枢转点P产生的力矩的大小；吸气区由在限定于中心机身12和地面G之间的通道内循环的空气流产生。

在所示实施例中，最低点12c的位置位于枢转点P之前的第一位置和枢转点P之后的第二位置之间。第一位置可以在枢转点P之前的第一距离处，所述第一距离对应于中心翼弦18的翼弦长度L的约10％。第二位置可以在枢转点P之后的第二距离处，所述第二距离对应于中心翼弦18的翼弦长度L的约5％。在所示实施例中，最低点12c位于枢转点P之后。在特定实施例中，最低点12c位于枢转点P之后的一定距离处或内，该一定距离对应于中心翼弦18的翼弦长度L的约3％。在特定实施例中，最低点12c位于枢转点P之后的一定距离处或内，该一定距离对应于中心翼弦18的翼弦长度L的约5％。在特定实施例中，最低点12c位于枢转点P之后的一定距离处或内，该一定距离对应于中心翼弦18的翼弦长度L的约6％。在特定实施例中，最低点12c位于枢转点P之后的一定距离处或内，该一定距离对应于中心翼弦18的翼弦长度L的约8％。在特定实施例中，最低点12c位于枢转点P之后的一定距离处或内，该一定距离对应于中心翼弦18的翼弦长度L的约10％。在特定实施例中，最低点12c位于枢转点P之后的一定距离处或内，该一定距离对应于中心翼弦18的翼弦长度L的约15％。

在特定实施例中，第二位置位于枢转点P之后的任何位置。在特定实施例中，第二距离在枢转点P之后对应于翼弦长度L的约15％。在特定实施例中，第二距离在枢转点P之后对应于翼弦长度L的约10％。在特定实施例中，第二距离在枢转点P之后对应于翼弦长度L的约8％。在特定实施例中，第二距离在枢转点P之后对应于翼弦长度L的约5％。

应理解，最低点12c可位于中心机身12的下侧12b上的任何位置处。换句话说，最低点12c可位于中心机身下侧12b上且沿中心机身12c的跨度(span)的任何位置处。在特定实施例中，最低点12c位于中心截面19处。

在所示实施例中，中心截面19处的下侧12b具有凸起部分，然后是直接设置在枢转点正前方的直线部分12d。应理解，在不脱离本公开的范围的情况下，直线部分12d可以由弯曲部分代替。

在特定实施例中，使最低点12c位于枢转点P后方能够在起飞期间形成围绕枢转点P的上仰力矩。当翼身融合飞机起飞时，上仰力矩是有利的。在特定实施例中，随着最低点12c朝向后缘19b进一步向后移动，上仰力矩的大小增大。在特定实施例中，将最低点12c移动到枢转点P之后具有将最大吸气区移动到枢转点P之后的效果。在特定实施例中，与常规构造相比，使最低点12c位于枢轴点P之后允许产生上仰力矩，而不增大阻力恶化。在特定实施例中，使最低点12c位于枢轴点P之后能够降低飞机10达到起飞需要的速度。

现在参考图4，在10’示出另一BWB飞机。最低点12c’的位置可位于枢转点P之前，但是仍然相对靠近枢转点P，使得在起飞期间引起的任何俯冲力矩都可以不太明显。在这种情况下，最低点12c’和枢转点P之间的距离D’从枢转点P延伸到最低点12c'。

在图4的所示实施例中，最低点12c’位于枢转点P之前。在特定实施例中，最低点12c’位于枢转点P之前的一定距离处或内，该一定距离对应于翼弦长度的约8％。在特定实施例中，最低点12c’位于枢转点P之前的一定距离处或内，该一定距离对应于翼弦长度的约6％。在特定实施例中，最低点12c’位于枢转点P之前的一定距离处或内，该一定距离对应于翼弦长度的约4％。在特定实施例中，最低点12c’位于枢转点P之前的一定距离处或一定距离内，该一定距离对应于翼弦长度的约2％。在一些实施例中，最低点12c’可相对于中心翼弦18与枢转点P基本轴向地对齐。

虽然已经参考以特定顺序执行的特定步骤描述和示出了本文描述的方法和系统，但是应理解，可以组合、细分或重新排序这些步骤以形成等效方法，而不脱离本发明的教导。因而，步骤的顺序和分组不是对本发明的限制。

对于本领域技术人员来说，对本发明的上述实施例的修改和改进可以变得明显。前面的描述旨在是示例性的而不是限制性的。因此，本发明的范围仅受所附权利要求的范围限制。

Claims (12)

1.一种翼身融合飞机，包括：

翼型中心机身，所述中心机身具有下侧和与所述下侧相反的上侧，其中：

所述中心机身具有从所述中心机身的前缘延伸到所述中心机身的后缘的中心翼弦；

所述中心机身的所述下侧具有位于第一位置和第二位置之间的最低点，所述第一位置处于飞机起飞时绕其旋转的枢转点之前，所述第二位置在所述枢转点之后；和

发动机，所述发动机安装在所述中心机身的后端顶部；

其中所述中心机身的下侧在所述飞机的前起落架和主起落架之间是凸起的，并且当所述飞机在起飞期间沿着跑道行进且所述前起落架和主起落架仍然与地面接合时，在地面与所述中心机身的下侧之间限定通道，并且所述通道的高度在对应所述最低点的单个位置处最小，所述最低点低于所述枢转点，所述通道在所述单个位置处限定喉部，所述通道相对于穿过通道的空气方向在所述喉部的下游产生吸气区，所述吸气区产生绕所述枢转点的上仰力矩，所述第一位置位于所述枢转点之前对应于所述中心翼弦的长度的4％的第一距离处，并且所述第二位置位于所述枢转点之后对应于所述中心翼弦的长度的5％的第二距离处。

2.根据权利要求1所述的飞机，其中所述枢转点具有沿着飞机和地面之间的接触点的中心翼弦的轴向位置。

3.根据权利要求1或2所述的飞机，其中所述枢转点具有沿着飞机的主起落架和地面之间的接触点的中心翼弦的轴向位置。

4.根据权利要求1或2所述的飞机，其中所述枢转点具有沿着飞机的主起落架的中心翼弦的位置。

5.根据权利要求1或2所述的飞机，其中所述最低点位于所述枢转点之后的一定距离内，所述一定距离对应于所述中心翼弦的长度的3％。

6.根据权利要求1或2所述的飞机，其中所述最低点位于所述枢转点之后的一定距离内，所述一定距离对应于所述中心翼弦的长度的4％。

7.根据权利要求1或2所述的飞机，其中所述最低点位于所述枢转点之后的一定距离内，所述一定距离对应于所述中心翼弦的长度的2％。

8.根据权利要求1或2所述的飞机，其中所述最低点位于所述枢转点之前的一定距离内，所述一定距离对应于所述中心翼弦的长度的3％。

9.根据权利要求1或2所述的飞机，其中所述最低点位于所述枢转点之前的一定距离内，所述一定距离对应于所述中心翼弦的长度的2％。

10.根据权利要求1或2所述的飞机，其中所述最低点位于所述枢转点之前的一定距离内，所述一定距离对应于所述中心翼弦的长度的1％。

11.一种翼身融合飞机，其包括：

翼型中心机身，所述中心机身具有下侧和与所述下侧相反的上侧，所述中心机身具有从所述中心机身的前缘延伸到所述中心机身的后缘的中心翼弦；

用以在地面上支撑飞机的前起落架与主起落架，所述主起落架相对于所述中心翼弦位于所述前起落架之后，所述主起落架限定飞机在起飞时绕其旋转的枢转点；和

发动机，所述发动机安装在所述中心机身的后端顶部；

其中最低点位于所述枢转点之前的第一位置和所述枢转点之后的第二位置之间；

其中所述中心机身的下侧在所述飞机的前起落架和主起落架之间是凸起的，并且当所述飞机在起飞期间沿着跑道行进且所述前起落架和主起落架仍然与地面接合时，在地面与所述中心机身的下侧之间限定通道，并且所述通道的高度在对应所述最低点的单个位置处最小，所述最低点低于所述枢转点，所述通道在所述单个位置处限定喉部，所述通道相对于穿过通道的空气方向在所述喉部的下游产生吸气区，所述吸气区产生绕所述枢转点的上仰力矩，所述第一位置位于所述枢转点之前对应于所述中心翼弦的长度的4％的第一距离处，并且所述第二位置位于所述枢转点之后对应于所述中心翼弦的长度的5％的第二距离处。

12.根据权利要求11所述的飞机，其中所述枢转点具有沿着飞机的所述主起落架和地面之间的接触点的中心翼弦的轴向位置。