CN111017185A - 一种层流技术验证机 - Google Patents

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Abstract

本发明属于飞行器设计领域，具体涉及一种层流技术验证机。该验证机包括：中央翼、双机身、外侧机翼、尾翼、动力装置，其中，中央翼设置在双机身之间；外侧机翼位于双机身外侧；尾翼设置在双机身后部上方，包括双垂尾和高置平尾且为π字型；动力装置为翼吊四发形式，包括发动机短舱和挂架。通过设置中央翼，进行层流验证相比于翼套技术，不受原机翼的限制。

Description

一种层流技术验证机
技术领域
本发明属于飞行器设计领域，具体涉及一种层流技术验证机。
背景技术
目前，国内的自然层流技术主要通过数值仿真计算、风洞试验来进行验证，国外的自然层流技术进行了大量的飞行试验验证。但是，这些飞行试验基本上是在验证机机翼上加装层流翼套来获得层流区的。这种试飞手段存在以下不足之处：首先，层流翼套的设计受验证机机翼本身的限制和约束，设计空间减小；其次，验证机一般采用真实有人机，相较于无人机，存在试飞风险越高的问题；最后，试飞成本高，研究资金压力较大。
发明内容
本发明的目的：提出一种用于自然层流技术飞行验证的验证机，采用无人机试飞的手段，解决层流技术验证设计约束大、飞行试验风险大、飞行试验成本高的问题。
本发明的技术方案：
第一方面，提供了一种层流技术验证机，包括：中央翼、双机身、外侧机翼、尾翼、动力装置，
其中，中央翼设置在双机身之间；外侧机翼位于双机身外侧；尾翼设置在双机身后部上方，包括双垂尾和高置平尾且为π字型；动力装置为翼吊四发形式，包括发动机短舱和挂架。
可选地，中央翼的平面形状为矩形，前缘后掠角0°，展弦比1.2至1.3，面积为外侧机翼和中央翼总面积的50％至55％；中央翼的翼型为自然层流翼型。
可选地，外侧机翼的平面形状为后掠梯形，前缘后掠角26°至29°，展弦比6.5至7，梢根比30％至35％，面积为外侧机翼和中央翼总面积的45％至50％。
可选地，外侧机翼后缘设有襟翼和副翼，襟翼靠内，副翼靠外，襟翼面积为外侧机翼面积的13％至15％，襟翼最大下偏角为35°至40°，副翼面积为外侧机翼面积的6％至8％，副翼最大偏角为15°至20°或-15°至-20°。
可选地，双机身左右对称，单个机身长细比为9至10，等直段横截面为椭圆形，后体上翘角为10°至15°。
可选地，双垂尾的尾容量为0.1至0.11，垂尾平面形状为后掠梯形，翼型为相对厚度为10％至12％的对称翼型，前缘后掠角30°至33°，展弦比1.5至2.0，梢根比50％至55％，垂尾面积占外侧机翼和中央翼总面积的20％至25％。
可选地，高置平尾的尾容量为0.8至0.9，平尾平面形状也为后掠梯形，翼型为相对厚度为10％至12％的对称翼型，前缘后掠角28°至31°，展弦比4.5至5.0，梢根比0.33至0.38，平尾面积占外侧机翼和中央翼总面积的30％至35％。
可选地，垂尾包括垂直安定面和方向舵，方向舵面积占垂尾面积的35％至40％，方向舵最大偏角为20°至25°或-20°至-25°。
可选地，平尾包括水平安定面和升降舵，升降舵面积占平尾面积的25％至30％，升降舵最大偏角为20°至25°或-20°至-25°。
可选地，内侧动力装置展向位置位于外侧机翼30％至32％半展长处，外侧动力装置展向位置位于外侧机翼59％至61％半展长处。
本发明的优点：
通过提出一种用于自然层流技术飞行验证的验证机，使得层流技术验证设计约束小、飞行试验风险相对较低、飞行试验成本降低。
附图说明
图1是本发明实施例的方向舵等轴视图。
1：验证段中央翼；2，25：机身；7，18：外侧机翼；8，19：副翼；9，20：襟翼；10，18：垂尾安定面；11，17：方向舵；12，15：平尾安定面；13，14：升降舵；3，5，22，24：发动机短舱；4，6，21，23：发动机挂架。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步详细描述。
本发明为一种验证机气动布局形式。由验证段中央翼1、双机身2，25、外侧机翼7，18、双垂尾10，16、高置平尾12，15、发动机短舱3，5，22，24和挂架4，6，21，23组成，如图所示。
通过设置中央翼，进行层流验证相比于翼套技术，可以不受原机翼的限制。
验证段中央翼1为矩形翼，翼型为自主设计自然层流翼型，前缘后掠角0°，展弦比1.2至1.3，面积为机翼总面积50％至55％。其两端分别与左、右机身2，25内侧中部相连。
外侧机翼7，18为后掠梯形翼，前缘后掠角26°至29°，展弦比6.5至7，梢根比30％至35％，面积为机翼总面积的45％至50％，其翼根与机身2，25外侧中部相连。外侧机翼7,18后缘设有襟翼9，20和副翼8，19，襟翼靠内，副翼靠外。襟翼面积为外侧机翼面积的13％至15％，襟翼最大下偏角为35°至40°。副翼面积为外侧机翼面积的6％至8％，副翼最大偏度为15°至20°或-15°至-20°。通外侧机翼和襟翼的设计，稳定性提高。
尾翼为π字型尾翼，由双垂尾和高置平尾组成。每个垂尾包括垂直安定面10，18和方向舵11,17，平尾包括水平安定面12，15和升降舵13，14。尾翼的设计有助于提高稳定性和方便测试。
垂尾的垂直安定面10，18根部与机身2，25尾部上表面相连，方向舵11,17与垂直安定面10，18相连。垂尾尾容量约为0.1至0.11，垂尾平面形状为后掠梯形翼，翼型为相对厚度为10％至12％的对称翼型，前缘后掠角30°至33°，展弦比1.5至2.0，梢根比50％至55％，垂尾面积占机翼总面积的20％至25％。方向舵面积占垂尾面积的35％至40％，方向舵最大偏角为20°至25°或-20°至-25°。
平尾的水平安定面12，15下表面与垂直安定面10，18的梢部相连，升降舵13，14与水平安定面12，15相连，且处于双垂尾内侧。平尾尾容量约为0.8至0.9，平尾平面形状也为后掠梯形翼，翼型为相对厚度为10％至12％的对称翼型，前缘后掠角28°至31°，展弦比4.5至5.0，梢根比0.33至0.38，平尾面积占机翼总面积的30％至35％。升降舵面积占平尾面积的25％至30％，升降舵最大偏角为20°至25°或-20°至-25°。
动力装置采用四发翼吊形式，通过发动机短舱3，5，22，24和挂架4，6，21，23与机翼相连。其中，发动机挂架4，6，21，23顶端与外侧机翼7,18下表面直接相连，发动机短舱3，5，22，24上表面与发动机挂架4，6，21，23底端相连。内侧发动机展向位置位于外侧机翼30％至32％半展长处，外侧发动机展向位置位于外侧机翼59％至61％半展长处。

Claims (10)

1.一种层流技术验证机，其特征在于，包括：中央翼、双机身、外侧机翼、尾翼、动力装置，
其中，中央翼设置在双机身之间；外侧机翼位于双机身外侧；尾翼设置在双机身后部上方，包括双垂尾和高置平尾且为π字型；动力装置为翼吊四发形式，包括发动机短舱和挂架。
2.根据权利要求1所述的验证机，其特征在于，中央翼的平面形状为矩形，前缘后掠角0°，展弦比1.2至1.3，面积为外侧机翼和中央翼总面积的50％至55％；中央翼的翼型为自然层流翼型。
3.根据权利要求1所述的验证机，其特征在于，外侧机翼的平面形状为后掠梯形，前缘后掠角26°至29°，展弦比6.5至7，梢根比30％至35％，面积为外侧机翼和中央翼总面积的45％至50％。
4.根据权利要求1所述的验证机，其特征在于，外侧机翼后缘设有襟翼和副翼，襟翼靠内，副翼靠外，襟翼面积为外侧机翼面积的13％至15％，襟翼最大下偏角为35°至40°，副翼面积为外侧机翼面积的6％至8％，副翼最大偏角为15°至20°或-15°至-20°。
5.根据权利要求1所述的验证机，其特征在于，双机身左右对称，单个机身长细比为9至10，等直段横截面为椭圆形，后体上翘角为10°至15°。
6.根据权利要求1所述的验证机，其特征在于，双垂尾的尾容量为0.1至0.11，垂尾平面形状为后掠梯形，翼型为相对厚度为10％至12％的对称翼型，前缘后掠角30°至33°，展弦比1.5至2.0，梢根比50％至55％，垂尾面积占外侧机翼和中央翼总面积的20％至25％。
7.根据权利要求1所述的验证机，其特征在于，高置平尾的尾容量为0.8至0.9，平尾平面形状也为后掠梯形，翼型为相对厚度为10％至12％的对称翼型，前缘后掠角28°至31°，展弦比4.5至5.0，梢根比0.33至0.38，平尾面积占外侧机翼和中央翼总面积的30％至35％。
8.根据权利要求1所述的验证机，其特征在于，垂尾包括垂直安定面和方向舵，方向舵面积占垂尾面积的35％至40％，方向舵最大偏角为20°至25°或-20°至-25°。
9.根据权利要求1所述的验证机，其特征在于，平尾包括水平安定面和升降舵，升降舵面积占平尾面积的25％至30％，升降舵最大偏角为20°至25°或-20°至-25°。
10.根据权利要求1所述的验证机，其特征在于，内侧动力装置展向位置位于外侧机翼30％至32％半展长处，外侧动力装置展向位置位于外侧机翼59％至61％半展长处。
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