CN112623186A - 一种抬式静稳定飞机 - Google Patents

Abstract

本发明属于航空飞行器设计技术领域，公开了一种抬式静稳定飞机，包括前机翼、后机翼和机身，机身采用常规战斗机机身结构；其中，前机翼是小展弦比后掠梯形机翼，机翼展弦比不大于5，前机翼根部安装于机身的两侧，且靠近机身前段的中下部；后机翼采用大展弦比前掠梯形机翼，机翼展弦比大于7，后机翼根部安装于机身的两侧，且靠近机身后段的上部。本发明合理分配飞机翼面参数和位置，完全解决了传统飞机存在配平损失大的难题，也突破了鸭式布局飞机完全依靠电传飞控系统飞行的弊端，实现了全机无配平损失，具有纵向静稳定的可控飞机，解决了现有飞机存在的技术问题。

Description

一种抬式静稳定飞机

技术领域

本发明属于航空飞行器设计技术领域，涉及一种飞机外形布局形式，具体涉及一种抬式静稳定飞机。

背景技术

现有的常规飞机按照飞机焦点与重心的关系主要分为纵向静稳定、纵向静不稳定两种布局形式，纵向静稳定布局飞机的典型如苏-27飞机、超级大黄蜂等，纵向静不稳定飞机的典型如阵风、台风、F16等机型。这两种飞机主要优点和存在的技术问题如下：

1、纵向稳定的飞机升力由主机翼提供，全机的焦点一般位于重心之后，尾翼提供配平，在受到垂直突风扰动影响后，飞机能自动恢复初始飞行姿态，这种飞机飞行员压力较小，易于操控，但由于存在专门的配平翼面，翼面提供负升力，对全机的升力有较大损失，为了提供足够的升力，机翼面积做的较大，未能发挥飞机的优势，飞机的结构较笨重，结构效率较低；

2、纵向不稳定的飞机(如鸭式布局)巡航飞行时，鸭翼提供正升力，所以配平能提供；

3、额外的正升力，主机翼面积可以做的更小，可以降低飞机重量、提高飞机机动性，但在受到垂直突风扰动影响后，飞机不能主动恢复初始飞行姿态，甚至可能有迎角继续发散的趋势，飞行员不能完全自主操纵，心里负担很重，这类飞机靠电传飞空系统控制飞行，飞空系统的飞行参数来自于飞机上的各种传感器，一旦飞控系统出现故障或传感器出现故障(如迎角传感器失效或不准)，将会造成灾难性事故，这种事故已经屡见不鲜；

4、飞机机翼的升力系数受机翼的展弦比、后掠角影响较大，飞机上不同平面参数的翼面，其升力系数随迎角的变化可以有较大差异，这种差异没有引起飞机设计人员足够重视，如果在布局上进行创新，就完全可以将这种差异用于飞机布局设计，提升飞机气动效率。

发明内容

针对现有的飞机布局设计技术，本发明提出一种抬式的双翼面、具有纵向静稳定的高气动效率飞机，能够减小不必要的配平损失，实现静稳定控制，综合提升飞机性能，解决现有布局飞机存在的技术问题。

本发明的技术方案是：一种抬式静稳定飞机，包括前机翼、后机翼和机身，机身采用常规战斗机机身结构；其中，前机翼是小展弦比后掠梯形机翼，机翼展弦比不大于5，前机翼根部安装于机身的两侧，且靠近机身前段的中下部；后机翼采用大展弦比前掠梯形机翼，机翼展弦比大于7，后机翼根部安装于机身的两侧，且靠近机身后段的上部。

进一步的，前机翼的翼尖与后机翼的中段位置连接有连接翼，连接翼是后掠翼，连接翼的后掠角大于前机翼的后掠角，连接翼的后掠角也大于后机翼的前掠角。本飞机取消传统的垂直尾翼，用连接翼代替，连接翼的后缘带有方向舵，起航向稳定和航向操纵，连接翼能大幅提升前机翼、后机翼的连接刚度，可降低前机翼、后机翼的结构重量；传统的前掠机翼由于弯扭匹配复杂，高速飞行时如果机翼结构设计不当会造成迎角发散、结构破坏的问题，采用了连接翼后，这种结构发散问题得到抑制，是一种高效的结构连接方式。

进一步的，当飞机正常巡航飞行时，前机翼采用正弯度翼型，提供向上的正升力F_前，前机翼的气动焦点为K_前，后机翼采用正弯度翼型，提供向上的正升力F_后，后机翼的气动焦点为K_后，飞机的重量为G，重心位置为G₀；

F_前·L_前＝F_后·L_后

F_前+F_后＝G

其中，L_前是指前机翼的气动焦点K_前到重心位置为G₀的距离；L_后是指后机翼的气动焦点K_后到重心位置为G₀的距离。

进一步的，当飞机受到垂直突风扰动后，前机翼与后机翼的升力增加比例发生变化，后机翼的升力增加更快，即后机翼上产生的低头力矩会大于前机翼上产生的抬头力矩，飞机会主动低头，回到初始平飞状态。

进一步的，当飞机受到向下的垂直突风后，前机翼与后机翼的升力增加比例发生变化，后机翼的升力减小更快，即后机翼上产生的低头力矩会小于前机翼上产生的抬头力矩，飞机会主动抬头，回到初始平飞状态。

进一步的，还包括进气道和排气道；进气道设在机身的机头下方，进气道的唇口采用弧形小高宽比进气口，在距唇口后由分流隔道分为左右两个管道，进气道为空间S型进气道；排气道是小高宽比的扁平排气口，设在机身后端。

进一步的，排气道的高宽比小于0.3。

进一步的，还包括两台发动机，两台发动机安装于机身内，两台发动机的前端与进气道对接，两台发动机采用左右对称布置。

本发明的优点是：本发明的抬升式飞机，其利用了机翼升力系数与机翼展弦比等参数的差异性原理，提出了一种能大幅提升飞机升力、降低结构重量的抬升式飞机，创新性地设计了一种双翼面、前后掠混合布局的飞机，其与现有飞机相比，具有布局独特，气动原理正确、飞行力学可实现的特点。

本发明合理分配飞机翼面参数和位置，完全解决了传统飞机存在配平损失大的难题，也突破了鸭式布局飞机完全依靠电传飞控系统飞行的弊端，实现了全机无配平损失，具有纵向静稳定的可控飞机，解决了现有飞机存在的技术问题。

附图说明

图1是本发明抬升式飞机立体布局图

图2是本发明抬式静稳定飞机侧视布局图

图3是本发明抬式静稳定飞机仰视布局图

图4是本发明抬式静稳定飞机的一种最佳实施例前视图

图5是本发明抬式静稳定飞机的一种最佳实施例侧视图

图6是本发明抬式静稳定飞机尾部扁平喷口细节图

图7是本发明抬式静稳定飞机正常巡航时的受力关系

图8是本发明抬式静稳定飞机受到突风扰动抬头后的受力关系

图9是本发明抬式静稳定飞机受到突风扰动低头后的受力关系

图10是本发明抬式静稳定飞机前后机翼升力系数与迎角的关系对比图；

其中，1—前机翼，2—后机翼，3—机身，4—前起落架，5—后起落架，6—发动机，7—进气道，8—排气道，9—连接翼。

具体实施方式

本部分是本发明的实施例，用于解释和说明本发明的技术方案。

参考图1－6，一种抬式静稳定飞机，包括前机翼1、后机翼2和机身3，机身3采用常规战斗机机身结构。

前机翼1采用小展弦比后掠梯形机翼，机翼展弦比不大于5，前机翼1根部安装于机身2的两侧，且靠近前机身中下部；

机身2采用常规战斗机机身方案，机身2的座舱采用整体气泡式座舱，采用并列双舱；

后机翼3采用大展弦比前掠梯形机翼，机翼展弦比大于7，后机翼3根部安装于机身2的两侧，且靠近后机身上部；

机身2的前下部安装有前起落架4，前起落架向后收起，收起位置位于左右进气道7的中间；

机身2的后部两侧安装有主起落架5，主起落架向内侧收于机身内的起落架舱内；

进气道7的唇口采用弧形小高宽比进气口，在距唇口后由分流隔道分为左右两个管道，进气道为空间S型进气道；

发动机6安装于机身2内，前端与进气道7对接，共2台，左右对称布置；

发动机6的后端接的排气道8，排气道8的排气口采用扁平排气口，高宽比不大于0.3；

前机翼1的翼尖与后机翼2的中段位置连接有连接翼9，连接翼9采用后掠翼方案，后掠角大于前机翼1的后掠角，也大于后机翼2的前掠角。

本发明的技术原理是：

当飞机正常巡航飞行时，前机翼1采用正弯度翼型，提供向上的正升力F前，前机翼1的气动焦点为K前，后机翼2采用正弯度翼型，提供向上的正升力F后，后机翼2的气动焦点为K后，飞机的重量为G，重心位置为G0；

飞机正常平飞的基本条件是：

F_前·L_前＝F_后·L_后

F_前+F_后＝G

L_前是指前机翼(1)的气动焦点K_前到重心位置为G₀的距离；L_后是指后机翼(2)的气动焦点K_后到重心位置为G₀的距离。

当飞机受到垂直突风扰动后，假设给飞机造成了迎角为+Δα的增加，此时前机翼1的升力会增加为F_前Δα，后机翼2的升力会增加为F_后Δα；

假设前后机翼上气流流速均为v，则有：

F_前＝0.5ρv²S_前C_l前

F_后＝0.5ρv²S_后C_l后 (1)

C_l是升力系数；C_l前是前机翼升力系数，C_l后是后机翼升力系数；

S是机翼面积，S_前是前机翼面积，S_后是后机翼面积。

在遭遇垂直突风载荷后，前后机翼升力系数也会变为C_l前Δα和C_l后Δα，

F_前Δα＝0.5ρv²S_前C_l前Δα；

F_后Δα＝0.5ρv²S_后C_l后Δα；

由公式(1)可知，气流密度、速度、机翼面积、焦点位置基本不变、重心位置基本不变的情况下，要保持飞机平飞，在前机翼1的升力系数与后机翼2的升力系数满足如下比例关系：

C_l前/Cl后＝S_后·L_后/(S_前·L_前)

机翼的升力系数与机翼的展弦比、后掠角有较大关系，展弦比越大，升力系数斜率越大，前机翼1、后机翼2的升力线斜率如图10所示。

由图10可知，当迎角增加+Δα后，前机翼1与后机翼2的升力增加比例发生变化，后机翼2的升力增加更快：

F_后Δα·L_后·cosα＞F_前Δα·L_前·cosα

即后机翼2上产生的低头力矩会大于前机翼1上产生的抬头力矩，飞机会主动低头，回到初始平飞状态，这是静稳定性基本要求。

同样，当飞机受到向下的垂直突风后，飞机会产生低头迎角－Δα，由上图可知，当迎角减小－Δα后，前机翼1与后机翼2的升力减小比例发生变化，后机翼2的升力减小更快：

F_后Δα·L_后·cosα＜F_前Δα·L_前·cosα

即前机翼1上产生的抬头力矩会大于后机翼1上产生的低头力矩，飞机会主动抬头，回到初始平飞状态，这是静稳定性基本要求。

本发明的抬升式飞机，其还具有其他优点：

取消传统的垂直尾翼，用连接翼9代替，连接翼9的后缘带有方向舵，起航向稳定和航向操纵，连接翼能大幅提升前机翼1、后机翼2的连接刚度，可降低前机翼、后机翼的结构重量；

传统的前掠机翼由于弯扭匹配复杂，高速飞行时如果机翼结构设计不当会造成迎角发散、结构破坏的问题，采用了连接翼9后，这种结构发散问题得到抑制，是一种高效的结构连接方式；

采用了小高宽比的弧形进气口，进气口前端采用下垂的机头遮挡，进气道采用双S型进气道，能显著提升飞机前向雷达隐身能力，还能遮挡进气道内部包括发动机高温部件的热辐射，具有前向红外隐身能力，有利于飞机低空突防，躲避红外制导武器攻击，大幅提升飞机生存力；

采用了小高宽比的扁平排气口8，能显著降低发动机6的排气温度，对于后向红外隐身具有显著提升，降低飞机被尾向红外导弹攻击的概率。

下面结合附图说明本发明另一个实施例、

本发明设计了一款抬升式静稳定飞机，飞机最大起飞重量30吨，采用2台加力推力为1万公斤的涡扇发动机，其最大飞行马赫数1.8MA，采用腹部进气、前三点式起落架，主要部件包括前机翼1，后机翼2，机身3、前起落架4、后起落架5，发动机6，进气道7，排气道8，连接翼9等。前机翼翼展12到12.5米，后机翼翼展为16到17米，飞机高度2.9到3米。

前机翼1采用小展弦比后掠梯形机翼，前机翼展弦比3.8到3.9，前缘后掠角40°到42°，前机翼1根部安装于机身3的两侧，稳固安装，且靠近前机身中下部；

机身3采用了常规战斗机机身，长16到17米，机身最大宽度2.6到2.7米，采用下垂的机头、并列双座气泡式座舱；

后机翼2采用大展弦比前掠梯形机翼，后机翼展弦比7.4到7.6，前缘前掠角37°到39°，后机翼2根部安装于机身3的两侧，且靠近后机身上部；

机身3的前下部安装有前起落架4，前起落架向后收起，收起位置位于左右进气道7的中间；

机身3的后部两侧安装有主起落架5，主起落架向内侧收于机身内的起落架舱内；

进气道7的唇口采用弧形小高宽比进气口，在距唇口后由分流隔道分为左右两个管道，进气道为空间S型进气道；

采用大推力带加力涡扇发动机6，安装于机身3内，前端进气口与进气道7对接，共2台，左右对称布置；

发动机6的后端接的排气道8，排气道8的排气口采用扁平排气口，高宽比为0.253；

前机翼1的翼尖与后机翼2的中段位置连接有连接翼9，连接翼9采用后掠翼方案，后掠角大于前机翼1的后掠角，也大于后机翼2的前掠角，采用45度，改善其失速特性。

本实施例的技术原理是：

当飞机正常巡航飞行时，前机翼1采用正弯度翼型，提供向上的正升力F_前，前机翼1的气动焦点为K_前，后机翼2采用正弯度翼型，提供向上的正升力F_后，后机翼2的气动焦点为K_后，飞机的重量为G，重心位置为G₀；

飞机正常平飞的基本条件是：

F_前·L_前＝F_后·L_后

F_前+F_后＝G

当飞机受到垂直突风扰动后，假设给飞机造成了迎角为+Δα的增加，此时前机翼1的升力会增加为F_前Δα，后机翼2的升力会增加为F_后Δα，；

假设前后机翼上气流流速均为v，则有F_前＝0.5ρv²S_前C_l前

F_后＝0.5ρv²S_后C_l后

在遭遇垂直突风载荷后，F_前Δα＝0.5ρv²S_前C_l前Δα

F_后Δα＝0.5ρv²S_后C_l后Δα

由公式(1)可知，气流密度、速度、机翼面积、焦点位置基本不变、重心位置基本不变的情况下，要保持飞机平飞，在前机翼1的升力系数与后机翼2的升力系数满足如下比例关系：

C_l前/C_l后＝S_后·L_后/(S_前·L_前)

机翼的升力系数与机翼的展弦比、后掠角有较大关系，展弦比越大，升力系数斜率越大，前机翼1、后机翼2的升力线斜率如10所示。

由图可知，当迎角增加+Δα后，前机翼1与后机翼2的升力增加比例发生变化，后机翼2的升力增加更快：

F_后Δα·L_后·cosα＞F_前Δα·L_前·cosα

即后机翼2上产生的低头力矩会大于前机翼1上产生的抬头力矩，飞机会主动低头，回到初始平飞状态，这是静稳定性基本要求。

同样，当飞机受到向下的垂直突风后，飞机会产生低头迎角－Δα，由图可知，当迎角减小－Δα后，前机翼1与后机翼2的升力减小比例发生变化，后机翼2的升力减小更快：

F_后Δα·L_后·cosα＜F_前Δα·L_前·cosα

即前机翼1上产生的抬头力矩会大于后机翼1上产生的低头力矩，飞机会主动抬头，回到初始平飞状态，这是静稳定性基本要求。

Claims (8)

1.一种抬式静稳定飞机，其特征在于，包括前机翼(1)、后机翼(2)和机身(3)，机身(3)采用常规战斗机机身结构；其中，前机翼(1)是小展弦比后掠梯形机翼，机翼展弦比不大于5，前机翼(1)根部安装于机身(3)的两侧，且靠近机身(3)前段的中下部；后机翼(2)采用大展弦比前掠梯形机翼，机翼展弦比大于7，后机翼(2)根部安装于机身(3)的两侧，且靠近机身(3)后段的上部。

2.根据权利要求1所述的一种抬式静稳定飞机，其特征在于，所述的前机翼(1)的翼尖与后机翼(2)的中段位置连接有连接翼(9)，连接翼(9)是后掠翼，连接翼(9)的后掠角大于前机翼(1)的后掠角，连接翼(9)的后掠角也大于后机翼(2)的前掠角。

3.根据权利要求1所述的一种抬式静稳定飞机，其特征在于，当飞机正常巡航飞行时，前机翼(1)采用正弯度翼型，提供向上的正升力F_前，前机翼(1)的气动焦点为K_前，后机翼(2)采用正弯度翼型，提供向上的正升力F_后，后机翼(2)的气动焦点为K_后，飞机的重量为G，重心位置为G₀；

F_前·L_前＝F_后·L_后

F_前+F_后＝G

其中，L_前是指前机翼(1)的气动焦点K_前到重心位置为G₀的距离；L_后是指后机翼(2)的气动焦点K_后到重心位置为G₀的距离。

4.根据权利要求3所述的一种抬式静稳定飞机，其特征在于，当飞机受到垂直突风扰动后，前机翼(1)与后机翼(2)的升力增加比例发生变化，后机翼(2)的升力增加更快，即后机翼(2)上产生的低头力矩会大于前机翼(1)上产生的抬头力矩，飞机会主动低头，回到初始平飞状态。

5.根据权利要求3所述的一种抬式静稳定飞机，其特征在于，当飞机受到向下的垂直突风后，前机翼(1)与后机翼(2)的升力增加比例发生变化，后机翼(2)的升力减小更快，即后机翼(2)上产生的低头力矩会小于前机翼(1)上产生的抬头力矩，飞机会主动抬头，回到初始平飞状态。

6.根据权利要求1所述的一种抬式静稳定飞机，其特征在于，还包括进气道(7)和排气道(8)；进气道(7)设在机身(3)的机头下方，进气道(7)的唇口采用弧形小高宽比进气口，在距唇口后由分流隔道分为左右两个管道，进气道为空间S型进气道；排气道(8)是小高宽比的扁平排气口(8)，设在机身(3)后端。

7.根据权利要求6所述的一种抬式静稳定飞机，其特征在于，排气道(8)的高宽比小于0.3。

8.根据权利要求6所述的一种抬式静稳定飞机，其特征在于，还包括两台发动机(6)，两台发动机(6)安装于机身(3)内，两台发动机(6)的前端与进气道(7)对接，两台发动机(6)采用左右对称布置。

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