CN112455699A - 一种高融合飞机后体 - Google Patents

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Abstract

本申请属于飞机的排气后体设计领域，特别涉及一种高融合飞机后体。包括：垂直投影呈D型的后体出口段，内膨胀段设置在发动机尾喷管的后侧；出口上膨胀边设置在内膨胀段后侧的上方，出口上膨胀边的水平投影呈M型，出口上膨胀边具有出口上膨胀边后缘，出口上膨胀边后缘的水平投影与机身后缘的水平投影相互平行；出口下膨胀边设置在内膨胀段后侧的下方，出口下膨胀边的长度大于出口上膨胀边的长度，出口下膨胀边的水平投影呈W型，出口下膨胀边具有切尖后缘；侧壁挡板设置在出口下膨胀边的两侧。本申请的高融合飞机后体，兼顾了高隐身和高融合性，保证了飞机的后向和侧向隐身特性，降低了后体的动态载荷强度，减小飞机的结构重量，减弱内外流干扰。

Description

一种高融合飞机后体
技术领域
本申请属于飞机的排气后体设计领域，特别涉及一种高融合飞机后体。
背景技术
现代无人战斗机对隐身效果的要求越来越高，而航空发动机排气系统及尾喷流的红外辐射占飞机红外辐射的重要部分，制约着飞机的隐身指标，从而直接关系到作战飞机的生存力。因此，获得一种高融合高隐身的后体出口，在未来作战飞机设计中是必不可少的。
三代战斗机普遍采用发动机喷管外露的方式，导致飞机的后向、侧向甚至前向隐身效果均大幅下降。四代战斗机采用遮挡技术降低红外辐射，如F-22采用了双垂尾设计用尾翼对喷管实现遮挡，从而使红外辐射更具方向性。而对于无尾布局的无人战斗机来说，则需要通过对后体与喷管的综合设计对喷管和尾喷流进行遮挡和降低辐射。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种高融合飞机后体，以解决现有技术存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是：
一种高融合飞机后体，包括：
后体出口段，所述后体出口段的垂直投影呈D型，所述后体出口段包括内膨胀段、出口上膨胀边、侧壁挡板以及出口下膨胀边，其中，
所述内膨胀段设置在发动机尾喷管的后侧；
所述出口上膨胀边设置在所述内膨胀段后侧的上方，所述出口上膨胀边的水平投影呈M型，所述出口上膨胀边具有出口上膨胀边后缘，所述出口上膨胀边后缘的水平投影与机身后缘的水平投影相互平行；
所述出口下膨胀边设置在所述内膨胀段后侧的下方，所述出口下膨胀边的长度大于所述出口上膨胀边的长度，所述出口下膨胀边的水平投影呈W型，所述出口下膨胀边具有切尖后缘；
所述侧壁挡板设置在所述出口下膨胀边的两侧。
可选地，所述后体出口段的垂直投影的上半部分为扁椭圆形，下半部分为大半径的圆弧形，上半部分与下半部分共同形成D型轮廓。
可选地，所述D型轮廓的宽高比大于3。
可选地，所述D型轮廓的宽高比为3.1。
可选地，所述内膨胀段的上半部分型面与所述发动机尾喷管的出口上半部分型线平行，下半部分型面呈扩张形。
发明至少存在以下有益技术效果：
本申请的高融合飞机后体，后体出口段的设计兼顾了高隐身和高融合性，出口上膨胀边和出口下膨胀边共同作用将喷管出口完全遮挡，保证了飞机的后向和侧向隐身特性，通过切尖后缘减小了喷流扫略段长度，降低了后体的动态载荷强度，从而减小飞机的结构重量，通过侧壁挡板减弱内外流干扰。
附图说明
图1是本申请一个实施方式的高融合飞机后体后视图；
图2是本申请一个实施方式的高融合飞机后体侧视图；
图3是本申请一个实施方式的高融合飞机后体俯视图。
其中：
1-后体出口段；2-内膨胀段；3-出口上膨胀边；4-侧壁挡板；5-出口下膨胀边；6-出口上膨胀边后缘；7-机身后缘；8-切尖后缘。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。
本申请提供了一种高融合飞机后体，包括：后体出口段1，后体出口段1包括内膨胀段2、出口上膨胀边3、侧壁挡板4以及出口下膨胀边5。
具体的，如图1所示，后体出口段1的垂直投影呈D型，更易于与机身融合。如图2至图3所示，内膨胀段2设置在发动机尾喷管的后侧；出口上膨胀边3设置在内膨胀段2后侧的上方，出口上膨胀边3的水平投影呈M型，出口上膨胀边3具有出口上膨胀边后缘6，出口上膨胀边后缘6的水平投影与机身后缘7的水平投影相互平行；出口下膨胀边5设置在内膨胀段2后侧的下方，出口下膨胀边5的长度大于出口上膨胀边3的长度，出口下膨胀边5的水平投影呈W型，出口下膨胀边5具有切尖后缘8；侧壁挡板4设置在出口下膨胀边5的两侧。
本申请的高融合飞机后体，采用一种背负式“D”型后体出口，后体出口段1的垂直投影的上半部分为扁椭圆形，下半部分为半径非常大的圆弧形，近似为直线，这样既保证了排气系统的掺混效果，也降低排气温度。同时，上半部分扁椭圆形易于与喷管外形融合，下半部分直线易于同飞机外形融合，使得型面设计的阶差更小，兼顾了高隐身和高融合性。为了获得更高的推力性能，D型轮廓的宽高比一般大于3。在本申请的一个实施方式中，D型轮廓的宽高比为3.1。
本申请的高融合飞机后体，内膨胀段2紧接在发动机尾喷管之后，可以将内膨胀段2的型面设置为与喷管出口型面保持平行，还可以将内膨胀段2的型面设置为上半部分型面与发动机尾喷管的出口上半部分型线平行，以减小喷流损失，下半部分型面呈扩张形，以获得更高的推力收益。
本申请的高融合飞机后体，出口上膨胀边3和出口下膨胀边5共同作用将发动机尾喷管的出口完全遮挡，后向和侧向的红外隐身效果较喷管直接暴露在外的飞机有很大提高。出口上膨胀边后缘6的水平投影与机身后缘7的水平投影相互平行，以获得更高的隐身效果。并且出口下膨胀边5的长度大于出口上膨胀边3的长度，可以遮挡来自飞机下部的红外雷达波，而且出口下膨胀边5经过空气换热其温度低于出口上膨胀边3的温度，被探测的几率降低，进一步增强隐身效果；另外，出口下膨胀边5具有切尖后缘8，通过飞机后体切尖减小喷流扫略段长度，降低后体的动态载荷强度，从而减小飞机的结构重量。采用侧壁挡板4并保证一定高度，减弱内外流掺混干扰，进一步降低后体振动强度，保证结构安全。
本申请的高融合飞机后体，通过“D”型后体出口段、内膨胀段2、出口上膨胀边3、出口下膨胀边5、侧壁挡板4、机身尾尖后缘设计，既满足高隐身的指标要求，同时更易于机身融合，且具有更高的机身结构强度。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (5)

1.一种高融合飞机后体，其特征在于，包括：
后体出口段(1)，所述后体出口段(1)的垂直投影呈D型，所述后体出口段(1)包括内膨胀段(2)、出口上膨胀边(3)、侧壁挡板(4)以及出口下膨胀边(5)，其中，
所述内膨胀段(2)设置在发动机尾喷管的后侧；
所述出口上膨胀边(3)设置在所述内膨胀段(2)后侧的上方，所述出口上膨胀边(3)的水平投影呈M型，所述出口上膨胀边(3)具有出口上膨胀边后缘(6)，所述出口上膨胀边后缘(6)的水平投影与机身后缘(7)的水平投影相互平行；
所述出口下膨胀边(5)设置在所述内膨胀段(2)后侧的下方，所述出口下膨胀边(5)的长度大于所述出口上膨胀边(3)的长度，所述出口下膨胀边(5)的水平投影呈W型，所述出口下膨胀边(5)具有切尖后缘(8)；
所述侧壁挡板(4)设置在所述出口下膨胀边(5)的两侧。
2.根据权利要求1所述的高融合飞机后体，其特征在于，所述后体出口段(1)的垂直投影的上半部分为扁椭圆形，下半部分为大半径的圆弧形，上半部分与下半部分共同形成D型轮廓。
3.根据权利要求2所述的高融合飞机后体，其特征在于，所述D型轮廓的宽高比大于3。
4.根据权利要求3所述的高融合飞机后体，其特征在于，所述D型轮廓的宽高比为3.1。
5.根据权利要求4所述的高融合飞机后体，其特征在于，所述内膨胀段(2)的上半部分型面与所述发动机尾喷管的出口上半部分型线平行，下半部分型面呈扩张形。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113911313A (zh) * 2021-09-14 2022-01-11 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机后机身结构
CN117022656A (zh) * 2023-09-05 2023-11-10 浙江弘飞空天科技有限公司 一种适用于高速隐身无人机的尾喷管装置及气流调节方法

Citations (41)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB105051A (en) * 1916-06-19 1917-03-29 Henri Raymond Guyot An Improved Device for Cooling the Motors of Aircraft.
GB531507A (en) * 1939-06-28 1941-01-06 Samuel Eliot Improvements in exhaust silencers for internal combustion engines of aircraft or motor vehicles
GB789410A (en) * 1954-11-29 1958-01-22 Snecma Improvements in devices for deflecting the jet formed by a jet propulsion nozzle
GB834532A (en) * 1957-01-31 1960-05-11 Alexander Davidson Garden Improvements in or relating to wings and other main support aerofoils in aircraft
GB881974A (en) * 1958-07-21 1961-11-08 Gen Electric Improvements in noise suppression jet propulsion nozzle
US3942746A (en) * 1971-12-27 1976-03-09 General Dynamics Corporation Aircraft having improved performance with beaver-tail afterbody configuration
US4494713A (en) * 1982-06-24 1985-01-22 Kyusik Kim Shockcone and channeled disk-airframe
IT8567530A0 (it) * 1985-06-07 1985-06-07 Agusta Aeronaut Costr Elicottero con gruppo propulsore a turbina provvisto di dispositivo mascheratore di scarico
FI871930A0 (fi) * 1986-04-30 1987-04-30 United Technologies Corp Kroppar med laog ytmotstaond.
CA2009635A1 (en) * 1989-02-08 1990-08-08 Boeing Canada Technology Ltd. Segmented vectoring cruise nozzles
GB9107760D0 (en) * 1990-04-14 1991-05-29 Mtu Muenchen Gmbh A thrust nozzle for a hypersonic engine
DE19543163C1 (de) * 1995-11-18 1997-03-13 Daimler Benz Aerospace Ag Anordnung von Auslaßvorrichtungen
CA2189217A1 (fr) * 1995-11-02 1997-05-03 Bertrand Henri Edouard Francois Philippe Masson Inverseur de poussee de turboreacteur a double flux muni de portes secondaires
EP0913567A2 (en) * 1997-10-31 1999-05-06 General Electric Company Chevron exhaust nozzle
CA2296833A1 (en) * 1999-02-25 2000-08-25 The Boeing Company Turbo fan engine nacelle exhaust system with concave primary nozzle plug
US20040065774A1 (en) * 2000-02-08 2004-04-08 Lockheed Martin Corporation Passive aerodynamic sonic boom suppression for supersonic aircraft
CN101113882A (zh) * 2006-07-27 2008-01-30 任小卫 一种降低弹体激波阻力的弹体结构及方法
CA2569179A1 (en) * 2006-11-29 2008-05-29 General Electric Company Vectorable nozzle with pivotable triangular panels
EP1961944A2 (en) * 2007-02-20 2008-08-27 United Technologies Corporation Convergent divergent nozzle with slot cooled nozzle liner
CN101501319A (zh) * 2006-06-09 2009-08-05 贝尔直升机泰克斯特龙公司 带有导向喷嘴的引擎尾气系统
US20100089031A1 (en) * 2008-10-10 2010-04-15 Lockheed Martin Corporation System, method and apparatus for vectoring nozzle exhaust plume with external actuation
FR2937302A1 (fr) * 2008-10-17 2010-04-23 Airbus France Avion a empennage queue-de-morue.
CN101910002A (zh) * 2007-11-29 2010-12-08 阿斯特里姆有限公司 空间飞行器尾部装置
CN102167988A (zh) * 2011-02-27 2011-08-31 文闯 一种天然气超声速膨胀制冷与旋流分离装置
CA2757553A1 (en) * 2010-11-12 2012-05-12 Bell Helicopter Textron Inc. Aircraft wing extension and nozzle system
FR2972224A1 (fr) * 2011-03-04 2012-09-07 Snecma Tuyere avec noyau aval presentant une forte courbure
CN103231795A (zh) * 2013-04-12 2013-08-07 成都飞机设计研究所 一种公务机的发动机上置及前掠翼鸭式布局
CN203666966U (zh) * 2013-04-24 2014-06-25 成都飞机设计研究所 带可动边条的鸭式飞翼布局飞机
CN104040158A (zh) * 2011-12-08 2014-09-10 联合工艺公司 具有轴向可移动风扇可变面积喷嘴的燃气涡轮发动机
WO2015053093A1 (ja) * 2013-10-10 2015-04-16 日本プラスト株式会社 カウルトップカバー
CN104875873A (zh) * 2015-05-06 2015-09-02 河南大学 一种具有新型气动布局的飞机机翼和使用该机翼的飞机
CN105775147A (zh) * 2016-04-08 2016-07-20 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种飞机进气道闭环流动控制装置和控制方法
JP2017008948A (ja) * 2012-07-03 2017-01-12 ガルフストリーム・エアロスペース・コーポレーション ノズル構造体およびノズル構造体の製造方法
CN106335624A (zh) * 2016-08-30 2017-01-18 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种采用双尖锥鱼尾型前缘气动布局的飞行器
CA2948162A1 (en) * 2016-01-15 2017-07-15 The Boeing Company Thrust reverser cascade systems and methods
CN107472509A (zh) * 2017-07-31 2017-12-15 西安天拓航空科技有限公司 一种飞翼布局隐身无人机
CN107521665A (zh) * 2017-09-08 2017-12-29 中国民航大学 航空涡轮风扇发动机双层“d”形喷嘴
CN108087148A (zh) * 2017-12-11 2018-05-29 中国航发沈阳发动机研究所 一种红外隐身喷管及具有其的飞机
CN207550524U (zh) * 2017-12-08 2018-06-29 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机后体
RU2668309C1 (ru) * 2017-07-20 2018-09-28 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Выхлопное сопло турбореактивного двигателя летательного аппарата
US20210179284A1 (en) * 2019-12-11 2021-06-17 Zhenkun Wang Airplane providing enhanced aviation and a method to enhance aviation thereof

Patent Citations (41)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB105051A (en) * 1916-06-19 1917-03-29 Henri Raymond Guyot An Improved Device for Cooling the Motors of Aircraft.
GB531507A (en) * 1939-06-28 1941-01-06 Samuel Eliot Improvements in exhaust silencers for internal combustion engines of aircraft or motor vehicles
GB789410A (en) * 1954-11-29 1958-01-22 Snecma Improvements in devices for deflecting the jet formed by a jet propulsion nozzle
GB834532A (en) * 1957-01-31 1960-05-11 Alexander Davidson Garden Improvements in or relating to wings and other main support aerofoils in aircraft
GB881974A (en) * 1958-07-21 1961-11-08 Gen Electric Improvements in noise suppression jet propulsion nozzle
US3942746A (en) * 1971-12-27 1976-03-09 General Dynamics Corporation Aircraft having improved performance with beaver-tail afterbody configuration
US4494713A (en) * 1982-06-24 1985-01-22 Kyusik Kim Shockcone and channeled disk-airframe
IT8567530A0 (it) * 1985-06-07 1985-06-07 Agusta Aeronaut Costr Elicottero con gruppo propulsore a turbina provvisto di dispositivo mascheratore di scarico
FI871930A0 (fi) * 1986-04-30 1987-04-30 United Technologies Corp Kroppar med laog ytmotstaond.
CA2009635A1 (en) * 1989-02-08 1990-08-08 Boeing Canada Technology Ltd. Segmented vectoring cruise nozzles
GB9107760D0 (en) * 1990-04-14 1991-05-29 Mtu Muenchen Gmbh A thrust nozzle for a hypersonic engine
CA2189217A1 (fr) * 1995-11-02 1997-05-03 Bertrand Henri Edouard Francois Philippe Masson Inverseur de poussee de turboreacteur a double flux muni de portes secondaires
DE19543163C1 (de) * 1995-11-18 1997-03-13 Daimler Benz Aerospace Ag Anordnung von Auslaßvorrichtungen
EP0913567A2 (en) * 1997-10-31 1999-05-06 General Electric Company Chevron exhaust nozzle
CA2296833A1 (en) * 1999-02-25 2000-08-25 The Boeing Company Turbo fan engine nacelle exhaust system with concave primary nozzle plug
US20040065774A1 (en) * 2000-02-08 2004-04-08 Lockheed Martin Corporation Passive aerodynamic sonic boom suppression for supersonic aircraft
CN101501319A (zh) * 2006-06-09 2009-08-05 贝尔直升机泰克斯特龙公司 带有导向喷嘴的引擎尾气系统
CN101113882A (zh) * 2006-07-27 2008-01-30 任小卫 一种降低弹体激波阻力的弹体结构及方法
CA2569179A1 (en) * 2006-11-29 2008-05-29 General Electric Company Vectorable nozzle with pivotable triangular panels
EP1961944A2 (en) * 2007-02-20 2008-08-27 United Technologies Corporation Convergent divergent nozzle with slot cooled nozzle liner
CN101910002A (zh) * 2007-11-29 2010-12-08 阿斯特里姆有限公司 空间飞行器尾部装置
US20100089031A1 (en) * 2008-10-10 2010-04-15 Lockheed Martin Corporation System, method and apparatus for vectoring nozzle exhaust plume with external actuation
FR2937302A1 (fr) * 2008-10-17 2010-04-23 Airbus France Avion a empennage queue-de-morue.
CA2757553A1 (en) * 2010-11-12 2012-05-12 Bell Helicopter Textron Inc. Aircraft wing extension and nozzle system
CN102167988A (zh) * 2011-02-27 2011-08-31 文闯 一种天然气超声速膨胀制冷与旋流分离装置
FR2972224A1 (fr) * 2011-03-04 2012-09-07 Snecma Tuyere avec noyau aval presentant une forte courbure
CN104040158A (zh) * 2011-12-08 2014-09-10 联合工艺公司 具有轴向可移动风扇可变面积喷嘴的燃气涡轮发动机
JP2017008948A (ja) * 2012-07-03 2017-01-12 ガルフストリーム・エアロスペース・コーポレーション ノズル構造体およびノズル構造体の製造方法
CN103231795A (zh) * 2013-04-12 2013-08-07 成都飞机设计研究所 一种公务机的发动机上置及前掠翼鸭式布局
CN203666966U (zh) * 2013-04-24 2014-06-25 成都飞机设计研究所 带可动边条的鸭式飞翼布局飞机
WO2015053093A1 (ja) * 2013-10-10 2015-04-16 日本プラスト株式会社 カウルトップカバー
CN104875873A (zh) * 2015-05-06 2015-09-02 河南大学 一种具有新型气动布局的飞机机翼和使用该机翼的飞机
CA2948162A1 (en) * 2016-01-15 2017-07-15 The Boeing Company Thrust reverser cascade systems and methods
CN105775147A (zh) * 2016-04-08 2016-07-20 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种飞机进气道闭环流动控制装置和控制方法
CN106335624A (zh) * 2016-08-30 2017-01-18 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种采用双尖锥鱼尾型前缘气动布局的飞行器
RU2668309C1 (ru) * 2017-07-20 2018-09-28 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Выхлопное сопло турбореактивного двигателя летательного аппарата
CN107472509A (zh) * 2017-07-31 2017-12-15 西安天拓航空科技有限公司 一种飞翼布局隐身无人机
CN107521665A (zh) * 2017-09-08 2017-12-29 中国民航大学 航空涡轮风扇发动机双层“d”形喷嘴
CN207550524U (zh) * 2017-12-08 2018-06-29 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机后体
CN108087148A (zh) * 2017-12-11 2018-05-29 中国航发沈阳发动机研究所 一种红外隐身喷管及具有其的飞机
US20210179284A1 (en) * 2019-12-11 2021-06-17 Zhenkun Wang Airplane providing enhanced aviation and a method to enhance aviation thereof

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113911313A (zh) * 2021-09-14 2022-01-11 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机后机身结构
CN117022656A (zh) * 2023-09-05 2023-11-10 浙江弘飞空天科技有限公司 一种适用于高速隐身无人机的尾喷管装置及气流调节方法
CN117022656B (zh) * 2023-09-05 2024-03-01 浙江弘飞空天科技有限公司 一种适用于高速隐身无人机的尾喷管装置及气流调节方法

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