CN112660416A

CN112660416A - 一种层流流动控制技术验证机

Info

Publication number: CN112660416A
Application number: CN202011556261.3A
Authority: CN
Inventors: 艾梦琪; 耿建中; 赵彦
Original assignee: Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Current assignee: Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Priority date: 2020-12-24
Filing date: 2020-12-24
Publication date: 2021-04-16

Abstract

本发明属于航空飞行器设计技术领域，公开了一种用层流流动控制技术验证机，包括机身、机翼、验证翼、尾翼和动力装置；其中，机身、机翼、尾翼和动力装置组成常规固定翼飞机，验证翼位于机身对称中轴线上，以背撑形式安装在机身上方靠后位置。验证翼的平面形状为矩形，展弦比1至1.2，配置翼型为层流翼型。本申请是一款可用于层流流动控制技术高空高速飞行验证的验证机，减小层流控制技术验证设计时的约束，实现主动层流控制技术的飞行验证，降低飞行验证的成本和风险；本申请机体结构简单，验证翼的拆装更加容易，在测试不同迎角的层流流动控制技术时只用让验证机小角度侧滑就可以完成测试。

Description

一种层流流动控制技术验证机

技术领域

本发明属于航空飞行器设计技术领域，涉及一种试验验证用飞机，具体涉及一种层流流动控制技术验证机。

背景技术

目前，国内外关于层流流动控制技术的研究主要有三种手段：通过计算流体力学进行数值仿真、在风洞中进行缩比模型吹风试验以及在现有飞机机翼上安装翼套并进行飞行验证。数值仿真方法周期短、成本低，但计算结果可靠性较差；风洞试验方法可靠性高，但容易受到洞壁和环境的干扰，特别是对于层流验证具有较大的局限性，因此飞行验证是研究层流技术流动控制效果最可靠、最直接的手段。现有的层流控制技术飞行验证案例基本均采用在现有飞机机翼上安装翼套的形式进行，这种方式仅需要设计可用的层流翼套，设计难度相对较小，但是由于需要考虑机翼的限制和约束，设计空间较小，对于主动层流控制技术的验证几乎无法实现。此外，采用现有有人飞机进行层流技术的验证，需要考虑试飞成本及试飞风险的问题，相较于无人机灵活性较差。

CN201911322028.6公开了一种层流技术验证机，该专利提供了双机身、验证翼在中间的布局形式，但是该机体结构复杂，并且验证机拆装困难；在测试不同迎角状态下的层流控制效果时，需要整个机身的迎角发生改变，这将导致测试较为困难的情况。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提供了一种用层流流动控制技术验证机，能够完成被动层流流动控制和主动层流流动控制技术的高空高速飞行试验，解决现有层流流动控制技术飞行试验中设计空间小、试验成本高、风险大、灵活性差的问题，该机可采用有人机形式，也可以采用无人机形式。

本发明的技术方案是：一种用层流流动控制技术验证机，包括机身、机翼、验证翼、尾翼和动力装置；其中，机身、机翼、尾翼和动力装置组成常规固定翼飞机，验证翼位于机身对称中轴线上，以背撑形式安装在机身上方靠后位置。

进一步的，验证翼的平面形状为矩形，展弦比1至1.2，配置翼型为层流翼型。

进一步的，验证翼可拆装地与机身连接。

进一步的，尾翼包括一个垂尾和平置的两个平尾，垂尾尾容量为0.09至0.1，垂尾平面形状为后掠梯形，翼型为相对厚度10％至12％的翼型，前缘后掠角30°至33°，展弦比1.5至2.0，梢根比50％至55％，垂尾面积为机翼面积的18％至20％。

进一步的，垂尾包括垂直安定面和方向舵，方向舵面积占垂尾面积的30％至35％，方向舵最大偏角为20°至25°或-20°至-25°。

进一步的，两个平尾尾容量为0.8至0.9，平尾平面形状为后掠梯形，翼型为相对厚度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30％至35％，平尾面积为机翼面积的25％至30％；平尾包括水平安定面和升降舵，升降舵面积占平尾面积的30％至35％，升降舵最大偏角为20°至25°或-20°至-25°。

进一步的，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°。

进一步的，动力装置为翼吊双发动机，包括发动机短舱和挂架，挂载在两个机翼上。

本发明的优点是：

本发明是一款可用于层流流动控制技术高空高速飞行验证的验证机，减小层流控制技术验证设计时的约束，实现主动层流控制技术的飞行验证，降低飞行验证的成本和风险；本申请机体结构简单，验证翼的拆装更加容易，在测试不同迎角的层流流动控制技术时只用让验证机小角度侧滑就可以完成测试。

附图说明

图1是本发明的验证机结构示意图；

图2是本发明的验证机主视图；

图3是本发明的验证机俯视图

图4是本发明的验证机侧视图；

其中，1—机身；2—左发动机短舱；3—左发动机挂架；4—左机翼；5—左副翼；6—左襟翼；7—左平尾安定面；8—左升降舵；9—垂尾安定面；10—方向舵；11—右升降舵；12—右平尾安定面；13—验证翼；14—右襟翼；15—右副翼；16—右机翼；17—右发动机挂架；18—右发动机短舱。

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。

一种用层流流动控制技术验证机，包括机身1、机翼、验证翼13、尾翼和动力装置；其中，机身1、机翼、尾翼和动力装置组成常规固定翼飞机，验证翼13位于机身1对称中轴线上，以背撑形式安装在机身1上方靠后位置。

验证翼13的平面形状为矩形，展弦比1至1.2，配置翼型为层流翼型。

验证翼13可拆装地与机身1连接。

尾翼包括一个垂尾和平置的两个平尾，垂尾尾容量为0.09至0.1，垂尾平面形状为后掠梯形，翼型为相对厚度10％至12％的翼型，前缘后掠角30°至33°，展弦比1.5至2.0，梢根比50％至55％，垂尾面积为机翼面积的18％至20％。

垂尾包括垂直安定面9和方向舵10，方向舵10面积占垂尾面积的30％至35％，方向舵最大偏角为20°至25°或-20°至-25°。

两个平尾尾容量为0.8至0.9，平尾平面形状为后掠梯形，翼型为相对厚度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30％至35％，平尾面积为机翼面积的25％至30％；平尾包括水平安定面和升降舵，升降舵面积占平尾面积的30％至35％，升降舵最大偏角为20°至25°或-20°至-25°。

机身1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°。

动力装置为翼吊双发动机，包括发动机短舱和挂架，挂载在两个机翼上。

下面结合附图说明本发明另一个实施例。

本发明为一种层流流动控制技术验证机气动布局形式，如图1所示，包括机身1、左机翼4、右机翼16、验证翼13、垂尾、左右平尾、左发动机短舱2、右发动机短舱18、左发动机挂架3和右发动机挂架17组成。

验证翼13为垂直矩形翼，翼型为自主设计的自然层流翼型或混合层流翼型，前缘后掠角0°，展弦比1至1.2，位于机身对称面面内，以背撑的形式安置在机身上方靠后位置。

左机翼4和右机翼16为带后掠梯形翼，前缘后掠角26°至29°，展弦比6.5至7，梢根比30％至35％，其翼根与机身1两侧中部相连。左机翼4和右机翼16后缘分别设有左襟翼6、右襟翼14和左副翼5、右副翼15，襟翼靠内，副翼靠外。两襟翼面积为两机翼面积的13％至15％，两襟翼最大下偏角为35°至40°。两副翼面积为两机翼面积的6％至8％，两副翼最大偏角为15°至20°或-15°至-20°。

尾翼为包括垂直尾翼和低水平尾翼的常规型尾翼，垂尾包括垂直安定面9和方向舵10；平尾包括左水平安定面7、右水平安定面12和左升降舵8、右升降舵11。

垂尾的垂直安定面9根部与机身1尾部上表面相连接，方向舵10与垂直安定面9相连。垂尾尾容量为0.09至0.1，垂尾平面形状为后掠梯形翼，翼型为相对厚度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％，垂尾面积为机翼面积的18％至20％。方向舵面积占垂尾面积的30％至35％，方向舵最大偏角为20°至25°或-20°至-25°。验证翼13将对垂尾产生影响，因此加大了垂尾，减小验证翼13对垂尾的影响。

平尾的左水平安定面7、右水平安定面12根部与机身1尾部侧表面相连接，左升降舵8、右升降舵11分别与左水平安定面7、右水平安定面12相连。平尾尾容量为0.8至0.9，平尾平面形状为后掠梯形，翼型为相对厚度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30％至35％，平尾面积为机翼面积的25％至30％。两升降舵面积占平尾面积的30％至35％，升降舵最大偏角为20°至25°或-20°至-25°。

动力装置采用双发翼吊形式，通过左发动机短舱2、右发动机短舱18和左发动机挂架3、右发动机挂架17分别与左机翼4和右机翼16相连。其中左发动机挂架3、右发动机挂架17顶端分别与左机翼4和右机翼16下表面直接连接，左发动机短舱2、右发动机短舱18上表面分别与左发动机挂架3、右发动机挂架17底端相连。动力装置位于两机翼40％至42％半展长处。

Claims

1.一种用层流流动控制技术验证机，其特征在于，包括机身(1)、机翼、验证翼(13)、尾翼和动力装置；其中，机身(1)、机翼、尾翼和动力装置组成常规固定翼飞机，验证翼(13)位于机身(1)对称中轴线上，以背撑形式安装在机身(1)上方靠后位置。

2.根据权利要求1所述的一种用层流流动控制技术验证机，其特征在于，验证翼(13)的平面形状为矩形，展弦比1至1.2，配置翼型为层流翼型。

3.根据权利要求2所述的一种用层流流动控制技术验证机，其特征在于，验证翼(13)可拆装地与机身(1)连接。

4.根据权利要求1所述的一种用层流流动控制技术验证机，其特征在于，尾翼包括一个垂尾和平置的两个平尾，垂尾尾容量为0.09至0.1，垂尾平面形状为后掠梯形，翼型为相对厚度10％至12％的翼型，前缘后掠角30°至33°，展弦比1.5至2.0，梢根比50％至55％，垂尾面积为机翼面积的18％至20％。

5.根据权利要求4所述的一种用层流流动控制技术验证机，其特征在于，垂尾包括垂直安定面(9)和方向舵(10)，方向舵(10)面积占垂尾面积的30％至35％，方向舵最大偏角为20°至25°或-20°至-25°。

6.根据权利要求4所述的一种用层流流动控制技术验证机，其特征在于，两个平尾尾容量为0.8至0.9，平尾平面形状为后掠梯形，翼型为相对厚度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30％至35％，平尾面积为机翼面积的25％至30％；平尾包括水平安定面和升降舵，升降舵面积占平尾面积的30％至35％，升降舵最大偏角为20°至25°或-20°至-25°。

7.根据权利要求1所述的一种用层流流动控制技术验证机，其特征在于，机身(1)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°。

8.根据权利要求1所述的一种用层流流动控制技术验证机，其特征在于，动力装置为翼吊双发动机，包括发动机短舱和挂架，挂载在两个机翼上。