CN111516871A - 一种气动隐身一体化设计的超音速隐身无人机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种气动隐身一体化设计的超音速隐身无人机，属于飞行器领域。该无人机采用前缘后掠中单机翼，V形尾翼布局，单发推进、背覆式无隔道蚌式进气道方案。该无人机的气动隐身一体化设计包括：超音速Sears‑Haack跨音速面积律机身设计；小展弦比机翼尾翼设计；超音速翼型选择；高总压恢复系数的无隔道蚌式S弯进气道设计。无人机的机翼内侧设副翼进行滚转控制，尾翼为全动V尾，可同时进行俯仰和航向控制。本发明提出的超音速隐身无人机在亚跨超范围内具有良好的低阻特性与隐身特性。

Description

一种气动隐身一体化设计的超音速隐身无人机

技术领域

本发明属于飞行器领域，具体涉及一种气动隐身一体化设计的超音速隐身无人机。

背景技术

近些年，随着有人机与无人机编队协同作战概念的提出与相关技术发展，“忠诚僚机”或将成为未来的一种作战模式或空战战术。我国先进超音速战斗机已逐步完成列装，而目前国内成熟的无人机大多是亚音速或者高超音速的，速度在跨音速至低超音速范围内的无人机几乎出现断层，因此对亚-跨-超音速隐身无人机的设计与研制需求迫切。超音速隐身无人机的设计研制具有重要现实意义和研究价值。

发明内容

本发明的目的在于填补现有技术中存在的空缺，结合亚-跨-超音速气动设计方法、无人机隐身设计技术、高性能进气道设计技术，提出一种气动隐身一体化设计的超音速隐身无人机。与传统无人机相比，该无人机飞行速度范围跨越亚-跨-低超音速，使其在亚-跨-低超音速范围内都具备良好的低阻与隐身特性。

本发明所采用的具体技术方案如下：

一种气动隐身一体化设计的超音速隐身无人机，其包括机身、机翼、副翼、尾翼、尾舵和进气道；机翼和尾翼固连在机身上，两片副翼通过铰链连接在两侧的机翼上，两片尾舵通过铰链分别连接在两侧的尾翼上，进气道嵌入机身背部；

所述的机身上下相互对称，左右相互对称，且机身两侧为菱形设计，机身整机呈流线型，机头尖锐，机身横截面积采用Sears-Haack跨音速面积律设计；

所述的机翼为平直中单翼，外形为梯形，前缘后掠，后缘前掠，翼型为NACA六系列有弯度翼型；

所述的尾翼为V型上单反布局，其前缘与机翼的前缘平行；

所述的尾舵为全动尾舵；

所述的进气道为无隔道蚌式进气道。

作为优选，所述的机翼的展弦比小于3，前缘后掠角为50°，后缘前掠角为10°，翼型为NACA六系列有弯度翼型。

作为优选，所述的尾翼的上反角为45°，翼型为NACA四系列对称翼型。

作为优选，所述的尾舵同方向偏转用于控制无人机的俯仰，差动偏转用于控制无人机的航向。

作为优选，所述的进气道采用S形弯道，进气道根据锥形流理论，采用乘波体原理设计，蚌式进气道的前体压缩面是由锥形流理论生成的三维鼓包，锥形激波附着在鼓包前缘线的边缘存在逆压梯度，能够将大部分机身附面层吹出进气道口外，使得进气道具有气动性能的同时保证无人机的隐身特性。.

作为优选，所述的进气道的唇口及外罩与机身表面进行一体化设计，唇口形状外缘采用NACA1系列翼型，内缘使用样条线，并与进气道内型面相切。

作为优选，所述机身上的口盖边缘均采用锯齿型设计。

作为优选，所述的无人机表面涂覆有雷达吸波涂料。

本发明相对于现有技术而言，具有以下有益效果：

本发明提出的超音速隐身无人机的机身、机翼、尾翼采用气动隐身一体化设计：机头设计较尖，机身侧面设计棱角，机翼与尾翼前缘平行，有效降低雷达反射面积，机身横截面积采用Sears-Haack跨音速面积律设计，机翼尾翼都为小展弦比、大后掠角设计，有效降低跨音速与超音速阶段的波阻。本发明提出的超音速隐身无人机在亚跨超范围内都具有良好的低阻特性与隐身特性。背负式无隔道S弯进气道的设计进一步降低全机飞行状态下的气动阻力与雷达反射面积，同时满足发动机的进气要求，并给整机带来的附加阻力小、雷达反射面积低。

附图说明

图1为超音速隐身无人机轴测图；

图2为超音速隐身无人机俯视图；

图3为超音速隐身无人机侧视图；

图4为超音速隐身无人机前视图；

图中：机身1、机翼2、副翼3、尾翼4、尾舵5、进气道6。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明做进一步阐述和说明。本发明中各个实施方式的技术特征在没有相互冲突的前提下，均可进行相应组合。

如图1所示，在本发明一较佳实施例中，提供了一种气动隐身一体化设计的超音速隐身无人机，其包括机身1、机翼2、副翼3、尾翼4、尾舵5和进气道6。其中，两片机翼2和两片尾翼4固连在机身1上，两片副翼3通过铰链连接在两侧的机翼2内侧，每片机翼2对应设置一片副翼3。同时，两片尾舵5通过铰链分别连接在两侧的尾翼4上，每片尾翼4对应设置一片尾舵5。进气道6嵌入机身1背部。

无人机整体气动布局为：机翼采用前缘后掠中单机翼，V形尾翼布局，尾翼上反角为45°，单发推进、背负无隔道蚌式进气道方案，其具体布局形式如下：

如图2的俯视图所示，机翼2为平直中单翼，小展弦比，外形为梯形，前缘大角度后掠，后缘小角度前掠，翼型为NACA六系列有弯度翼型。在本发明中，机翼2的展弦比小于3，前缘后掠角为50°，后缘前掠角为10°。

如图3的侧视图所示，进气道6设计为无隔道蚌式进气道。由于S形弯道进气道能有效遮挡压气机，增加进气道的长度，使电磁波不能直接照射到压气机，有效降低雷达散射面积RCS，因此进气道6采用S形弯道，通过S弯将机身背部气流引入机体内的发动机入口。无隔道蚌式进气道，可有效排除进入进气道的附面层，提高进气道出口总压恢复系数与畸变参数，并保证无人机具备较好的隐身特性。

如图4的前视图所示，机身1上下相互对称，左右相互对称，且机身1两侧设计成棱角形式，每侧呈半菱形，以提高隐身性能。机身1整机呈流线型，机头尖锐，机身1横截面积采用Sears-Haack跨音速面积律设计，以降低跨音速与超音速状态下的波阻。

另外，尾翼4为V型上单反布局，其前缘与机翼2的前缘平行设计。尾翼4的上反角为45°，其翼型采用NACA四系列对称翼型。

另外，尾舵5为全动尾舵，同方向偏转可控制无人机的俯仰，差动偏转可控制无人机的航向。

本发明的气动隐身一体化设计的超音速隐身无人机，在兼顾隐身性能的同时，亚跨超气动性能也较好。为了具体说明该无人机的性能，下面将结合具体性能测试，分别从气动特性与隐身特性展开说明。

一、气动特性

在气动特性方面，气动性能通过风洞试验获取。该无人机在整个亚跨超范围内(Ma＝0.6～2)都有较低的阻力和较好的升阻特性，在亚音速范围内(Ma<0.9)，零升阻力系数小于0.02，最大升阻比高达8；在跨音速范围内(0.9<Ma<1.2)，此时需突破音障，产生较强的激波，本发明无人机的最大零升阻力系数小于0.05，最大升阻比为6；在超音速范围内(1.2<Ma<2)，零升阻力系数小于0.04，最大升阻比高达7。在同类的小展弦比(展弦比<3)的飞行器中，升阻特性较优。上述有利于气动性能的措施主要包括：

1、机身Sears-Haack跨音速面积律设计

为降低无人机跨音速以及超音速时产生的波阻，对机身进行Sears-Haack跨面积律设计。符合细长旋成体的零升波阻最小，其零升波阻表达式为：

跨音速飞行时，飞机的零升波阻与其横截面积分布相同的旋成体的零升波阻相同，这就是跨音速面积律。在飞机给定的纵向位置上，飞机的横截面与实际形状对激波阻力没有影响，有影响的只是各纵向位置的横截面积及其面积纵向变化方式。

2机翼设计

机翼的设计采用前缘后掠中单翼布局，超音速无人机机翼的设计主要包括：超音速翼型的选择、机翼平面形状的设计(梯形)、前缘后掠角设计(50°)、机翼安装角(0°)设计。

3、尾翼的设计

尾翼采用V型上单反布局，即采用上反角为45°的V型尾翼，在保证舵效的前提下，降低了尾翼的外露面积和型阻，尾翼的后掠角与机翼前缘平行，在超音速飞行时，大后掠角有利于降低波阻。尾翼的翼型选择有利于超音速飞行的相对薄的对称翼型。

4、进气道设计

Bump进气道根据锥形流理论，采用乘波体原理设计，bump进气道的前体压缩面是由锥形流理论生成的三维鼓包，锥形激波附着在鼓包前缘线的边缘，存在较大的逆压梯度，可以将大部分机身附面层吹出进气道口外，使得进气道具有较好的性能。Bump型S弯进气道的设计，能有效降低进气道给全机带来的附加阻力，bump鼓包能有效排出机身表面吹入进气道的附面层厚度，进气道的总压恢复系数通过CFD数值模拟技术获得，经计算，总压恢复系数可以达到92％。

进气道的唇口和外罩与机身表面进行一体化设计。唇口能有效改善飞机在有攻角和偏航角时的气动性能，本发明的唇口形状外缘采用NACA1系列翼型，内缘使用样条线，并与进气道内型面相切。Bump进气道的唇口设计采用前掠形式，能使大部分附面层排出鼓包。外罩对整个进气道起到整流的作用，外罩与唇口平滑相连，与机身连接处也平滑过渡。外罩的设计能有效降低进气道所带来的阻力。

二、隐身特性

在隐身特性方面，该无人机的雷达散射面积低于0.01m²，在国内的低超音速无人机领域，隐身性能较优。雷达散射截面(RCS)是反应物体隐身特性的重要指标，本发明的无人机RCS性能计算采用FEKO软件进行数模拟，算法采用物理光学法进行计算。上述有利于隐身性能的措施主要包括：

1、翼身融合设计

采取翼身融合设计以避免垂直相交的二面角反射器效应，能够大幅降低靶机侧向RCS值，此外机身部分采用纺锤形截面，同样也可减小侧向RCS。

2、机翼尾翼前缘设计

靶机隐身性能最重要的为迎头RCS特性，防止在迎头范围内雷达垂直照射机翼与尾翼前缘，将机翼与尾翼前缘均采用50°后掠角，这样能够防止雷达波垂直照射，大幅降低靶机迎头方向RCS值。

3、进气道隐身设计

采用背覆式Bump进气道降低进气道腔体散射，同时S弯可以增加雷达波在腔内的反射路径，这样可一定程度上遮挡压气机，避免电磁波直接照射压气机。Bump进气道的鼓包能有效遮挡发动机入口，另外进气道唇口采取前掠斜切式。

4吸波涂料

雷达吸波涂料主要由吸收剂与粘结剂体系组成，是一种功能性涂料，能够吸收、衰减入射的电磁波，具有将电磁能转换成热能而耗散掉或使电磁波因干涉而消失的功能。在装备表面涂覆雷达波吸收涂料能够有效降低目标的雷达散射截面(RCS)，而且雷达吸波涂料具有施工工艺简单、不改变目标外形等诸多优点。

5其他隐身设计

任务舱口盖、伞舱口盖及气囊舱口盖等主要口盖边缘均采用锯齿型设计，减小边缘绕射。此外，保持良好的机体外表面光顺度，避免加工过程中形成的表面不连续，也可减小不连续造成的绕射。

以上所述的实施例只是本发明的一种较佳的方案，然其并非用以限制本发明，凡采取等同替换或等效变换的方式所获得的技术方案，均落在本发明的保护范围内。

Claims (8)

1.一种气动隐身一体化设计的超音速隐身无人机，其特征在于，包括机身(1)、机翼(2)、副翼(3)、尾翼(4)、尾舵(5)和进气道(6)；机翼(2)和尾翼(4)固连在机身(1)上，两片副翼(3)通过铰链连接在两侧的机翼(2)上，两片尾舵(5)通过铰链分别连接在两侧的尾翼(4)上，进气道(6)嵌入机身(1)背部；

所述的机身(1)上下相互对称，左右相互对称，且机身(1)两侧为菱形设计，机身(1)整机呈流线型，机头尖锐，机身(1)横截面积采用Sears-Haack跨音速面积律设计；

所述的机翼(2)为平直中单翼，外形为梯形，前缘后掠，后缘前掠，翼型为NACA六系列有弯度翼型；

所述的尾翼(4)为V型上单反布局，其前缘与机翼(2)的前缘平行；

所述的尾舵(5)为全动尾舵；

所述的进气道(6)为无隔道蚌式进气道。

2.如权利要求1所述的气动隐身一体化设计的超音速隐身无人机，其特征在于，所述的机翼(2)的展弦比小于3，前缘后掠角为50°，后缘前掠角为10°，翼型为NACA六系列有弯度翼型。

3.如权利要求1所述的气动隐身一体化设计的超音速隐身无人机，其特征在于，所述的尾翼(4)的上反角为45°，翼型为NACA四系列对称翼型。

4.如权利要求1所述的气动隐身一体化设计的超音速隐身无人机，其特征在于，所述的尾舵(5)同方向偏转用于控制无人机的俯仰，差动偏转用于控制无人机的航向。

5.如权利要求1所述的气动隐身一体化设计的超音速隐身无人机，其特征在于，所述的进气道(6)采用S形弯道，进气道(6)根据锥形流理论，采用乘波体原理设计，蚌式进气道的前体压缩面是由锥形流理论生成的三维鼓包，锥形激波附着在鼓包前缘线的边缘存在逆压梯度，能够将大部分机身附面层吹出进气道口外，使得进气道具有气动性能的同时保证无人机的隐身特性。

6.如权利要求1所述的气动隐身一体化设计的超音速隐身无人机，其特征在于，所述的进气道(6)的唇口及外罩与机身表面进行一体化设计，唇口形状外缘采用NACA1系列翼型，内缘使用样条线，并与进气道内型面相切。

7.如权利要求1所述的气动隐身一体化设计的超音速隐身无人机，其特征在于，所述机身(1)上的口盖边缘均采用锯齿型设计。

8.如权利要求1所述的气动隐身一体化设计的超音速隐身无人机，其特征在于，所述的无人机表面涂覆有雷达吸波涂料。

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