CN113148105A - 一种双机头翼身融合低可探测布局 - Google Patents

Abstract

本发明一种双机头翼身融合低可探测布局，属于飞机气动布局的领域；包括机身和机翼，所述机翼设置于机身的两侧，形成翼身融合体的布局；所述机身包括双机头、推进系统、座舱/卫通舱、机身后缘、机身尾部、升力体机身后缘俯仰控制舵面、机身侧缘和边条翼；推进系统包括发动机、发动机进气口、发动机尾喷口、内管道和红外信号屏蔽槽，发动机进气口设置于双机头之间；发动机尾喷口设置于机身后缘的上部，并安装于红外信号屏蔽槽内，红外信号屏蔽槽用于发动机尾喷口24的屏蔽。通过对双机头之间各雷达反射面和棱边的布置将机头正前方正负30°范围内的雷达波反射到几个非重要方向上去。

Description

一种双机头翼身融合低可探测布局

技术领域

本发明属于飞机气动布局的领域，具体涉及一种双机头翼身融合低可探测布局。

背景技术

飞机的气动布局通常是指其不同气动承力面的安排形式。根据各辅助翼面与机翼相对位置及辅助翼面的多少，飞机气动布局可分为正常式布局、鸭式布局、无尾式布局、三翼面布局和飞翼布局。

不同类型的作战飞机，作战使命的不同决定了其在总体气动布局上存在较大的差异，以B-2为代表的轰炸机以及以X-47B为代表的无人作战飞机对机动性要求不高，出于隐身突防的考虑，多采用雷达散射面积较小的飞翼布局；

飞翼布局作为一种先进的气动布局,具备干净的气动外形、高的气动效率、出色的气动载荷分布、较大的机身装载空间、低的雷达反射截面等出色性能，在未来军用飞机设计领域具有巨大的潜力。

总体气动布局上的差异促使飞机在各部件、各分系统的安排上各有特点，其中就包括飞机推进系统位置的选择。

推进系统是飞机总体系统中不可或缺的一个分系统。而进气道作为推进系统的重要组成部分,其性能优越与否将直接影响作战飞机的性能，在进气道设计时，要尽可能保证高的总压恢复系数，压气机进口处的速度场要足够均匀，在各种使用工况下都能确保发动机稳定工作，且要使外部阻力尽可能的小。若将发动机进气口安排在飞机机鼻处，受机身气流影响最小，来流干净畸变小，且能够有效降低飞机的迎风面积和浸湿面积，外部阻力更小，但飞机机鼻处同时又是飞机机载雷达系统最好的安装位置，且机头进气布局的飞机，在大迎角飞行状态下由于没有机身的整流作用，进气道进气效率有所降低。

而飞机隐身特性要求的提出使得飞机进气道位置的选择条件变得更加苛刻。

对于隐身特性有较高需求但对机动特性需求不高的作战飞机,如中远程轰炸机、中大型无人作战飞机等，进气道系统的雷达散射面积能否得到有效控制将直接影响飞机的隐身性能。为降低飞机进气系统的雷达散射面积,进气道布局形式上可采用背负式设计,同时,为实现对发动机进口端面的有效遮挡,可采用紧凑的蛇形大S弯内管道形式。这种高隐身的进气道系统设计近些年来受到了越来越多飞行器设计师的青睐，如美国的“B2轰炸机”、“X-47b无人作战飞机”等飞行器就采用了背负式进气道布局结合大S弯内管道的设计方案。然而,背负式进气道飞翼布局自身有一定缺陷，如在较大迎角时不能很好的利用高能来流的冲压,在设计时需充分考虑机身、机翼、进气道唇口等部件对进气道性能的干扰影响。紧凑式大S弯内管道设计容易造成流动分离,使得总压恢复系数降低,流场畸变增大,降低进气道性能等，极大的限制了飞机的性能。刘志敏等对背负式S弯进气道做了详细研究，详见文献《低动能来流下背负式进气道非定常流动特性分析》。

若将发动机进气口布置在飞翼布局机身腹部，由于没有机身或飞机机体其他部件对进气道唇口进行有力的屏蔽，进气道唇口成为非常棘手的对飞机雷达隐身特性不利的尖峰散射源，且进气道唇口数量一般不会少于6条。

另外，飞机机头作为机载雷达的主要安装位置，高性能机载雷达对机头的尺寸要求往往和飞机的气动性能的要求相矛盾。

飞翼类布局较其它类布局，机身容积较大，但其机身前缘大多就是翼型的前缘，且出于隐身特性的考虑，此类布局的作战飞机所选翼型往往前缘半径较小，由此造成机体不同位置的横截面形状类似于纺锤体，两端尖削且扁平，尖削的两端在一定程度上降低机头的有效容积。

针对以上背负式进气飞翼布局存在的各种问题，结合机鼻进气式布局的好处，以及飞翼布局本身在隐身、气动、装载等领域存在的各种优势，以下发明了一种新的气动布局。

发明内容

要解决的技术问题：

针对现有技术的不足之处，本发明提出一种双机头翼身融合低可探测布局，在设计时需充分考虑机身、机翼、进气道唇口等部件对进气道性能的干扰。解决现有技术中背负式大S弯内管道设计容易造成流动分离,使得总压恢复系数降低,流场畸变增大,进气道的性能降低且进气道总压恢复系数在整个飞行迎角范围内线性特性差；背负式进气飞翼布局带迎角飞行性能差以及背负式进气飞翼布局不能很好利用来流冲压等问题。

本发明的技术方案是：一种双机头翼身融合低可探测布局，包括机身1和机翼2，所述机翼2设置于机身1的两侧，形成翼身融合体的布局；其特征在于：所述机身1包括双机头4、推进系统、座舱/卫通舱5、机身后缘11、机身尾部13、升力体机身后缘俯仰控制舵面14、机身侧缘18和边条翼17；所述机身1为扁平的升力体结构，双机头4位于机身1的前缘，所述推进系统设置于机身1背部的发动机舱6内，座舱/卫通舱5位于机身1的上表面；所述升力体机身后缘俯仰控制舵面14位于机身后缘11的外缘处，机身后缘11前掠；机身侧缘18位于机身1两侧；边条翼17位于机身侧缘18的外缘处，机身侧缘18后掠；

所述推进系统包括发动机、发动机进气口3、发动机尾喷口24、内管道20和红外信号屏蔽槽12，发动机进气口3设置于双机头4之间；发动机尾喷口24设置于机身1后缘的上部，并安装于红外信号屏蔽槽12内，红外信号屏蔽槽12用于发动机尾喷口24的屏蔽，发动机尾喷口24前端与发动机舱6相接；内管道20采用大S弯内管道20结构。

本发明的进一步技术方案是：所述机身尾部13为扁平化的狸尾式结构，即中央机身向后自然延伸形成扁平椎状结构。

本发明的进一步技术方案是：所述机翼2包括机翼的主翼7、副翼8、襟副翼9、襟翼10、翼稍小翼15和全翼展前缘襟翼16；所述主翼7的尾缘从外向内依次设置有副翼8、襟副翼9、襟翼10，其前缘设置有全翼展前缘襟翼16；副翼8采用开裂式副翼结构；机翼2的前缘后掠角为37°，机翼2的后缘后掠角为17°；

翼稍小翼15位于主翼7的翼稍处，其前缘和后缘在机翼2所在平面的投影、平行于机翼的前、后缘；

飞机的俯仰控制通过机身后缘的俯仰控制舵面14和襟翼10完成，飞机的横侧向控制通过襟副翼9和副翼8完成。

本发明的进一步技术方案是：所述机翼2采用中单翼结构，机翼2根部和机身1之间通过翼身融合平滑过渡；机翼2采用中等展弦比后掠翼结构。

本发明的进一步技术方案是：所述双机头4的两个机头均采用菱形结构，单个菱形机头侧壁倾角为37°。

本发明的进一步技术方案是：所述发动机进气口3为DSI蚌式进气道，包括DSI鼓包19、进气道下唇口21、进气道侧唇口22、进气道上唇口23，进气道侧唇口22沿竖直方向设置，两个进气道上唇口23对称设置于进气道侧唇口22的上方的两侧，两个进气道下唇口21对称设置于进气道侧唇口22的下方的两侧；且进气道上、下唇口带有37°的后掠角。

本发明的进一步技术方案是：所述机身2上表面采用三酮体设计，即左右两个独立的发动机舱6和独立的卫通舱/座舱5在根部和机身2的上表面融为一体。

本发明的进一步技术方案是：所述发动机尾喷口24采用长宽比为3:1的矩形喷口结构；位于两侧的发动机尾喷口24之间采用宽间距，两者的轴线间距为4.3个单位。

本发明的进一步技术方案是：所述机身侧缘18外缘设置的边条翼17为大后掠翼结构，边条翼后缘17与机翼2翼根前缘融合；所述边条翼前缘后掠角为77°。

本发明的进一步技术方案是：所述双机头翼身融合低可探测布局各尺寸安装长度比例关系限定，轴向总长为32个单位，翼展为48个单位；机身1最大特征宽度为16.4个单位，机身侧缘18的后掠角为82°，机身后缘俯仰控制舵面14的前掠角为37°；边条翼17的总长为10个单位。

所述双机头4的单侧机头最大特征宽度2.1个单位，两个机头轴线之间的间距为4.4个单位。

有益效果

本发明的有益效果在于：本发明所涉及的双机头翼身融合低可探测布局除继承了飞翼布局气动外形干净、气动效率高、气动载荷分布更合理、机身装载空间较大、雷达反射截面小等优势以外，相较于背负式进气飞翼布局，还具有以下优势：

1.本发明的气动布局兼顾了隐身和进气道设计之间的矛盾。发动机进气口设计在两机头之间，双机头不仅对发动机进气道唇口形成有利的屏蔽，通过对双机头之间各雷达反射面和棱边的布置将机头正前方正负30°范围内的雷达波反射到几个非重要方向上去，且发动机唇口数量只有5条，较一般隐身布局发动机进气道唇口数量要少，改善了飞机的隐身性能；

2.本发明所涉及的双机头翼身融合低可探测布局其进气道的布局方式与机鼻进气式布局类似，进气口来流受机身以及其他机体部件的影响小，来流干净且畸变小；

3.由于进气道布置在双机头之间，相较于背负式进气飞翼布局，由于没有机身的屏蔽作用，进气道可充分利用高能来流的冲压来提高其总压恢复系数，进而提高发动机的工作性能；

4.由于没有机身的屏蔽作用，进气道可以在0°到30°的飞行攻角下正常工作，飞机的迎角飞行能力较背负式进气飞翼布局强，且在带迎角飞行时，可利用双机头对进入进气道的气流提前进行整流和预压。另外，由于没有机身的屏蔽作用且受机身气流影响小，进气道总压恢复系数在整个飞行迎角范围内呈现的线性特性比背负式进气道好；

5.进气道设计在双机头之间为飞机进行大迎角飞行提供了可能性，基于此，该布局在机身两侧设计了边条翼，通过大后掠边条翼在带迎角飞行时产生的边条涡来改善其机翼上表面的气动特性，从而改善其带迎角飞行性能。

另外，双机头设计增大了机头容积，降低了机头尺寸对雷达性能的限制。

附图说明

图1为总体布局三面图；

图2为全机主要部件安排示意图；

图3为全机各组部件安排示意图；

图4为进气道详细视图；

图5为进气口详细视图；

图6为不同视角三维示意图；

图7为不同视角三维示意图；

图8为不同视角三维示意图；

图9为不同视角三维示意图；

图10为不同视角三维示意图。

附图标记说明：1、扁平的升力体机身，2、机翼，3、发动机进气口，4、双机头，5、座舱/卫通舱，6、发动机舱，7、主翼，8、副翼，9、襟副翼，10、襟翼，11、机身后缘，12、红外信号屏蔽槽，13、机身尾部，14、升力体机身后缘俯仰控制舵面，15、翼稍小翼，16、全翼展前缘襟翼，17、边条翼，18、机身侧缘，19、DSI鼓包，20、内管道，21、进气道下唇口，22、进气道侧唇口，23、进气道上唇口，24、发动机尾喷口。

具体实施方式

下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

参照图1和2所示，本发明一种双机头翼身融合低可探测布局，包括机身1和机翼2，所述机翼设置于机身的两侧，形成翼身融合体的布局；机身1括双机头4、推进系统、座舱/卫通舱5、机身后缘11、机身尾部13、升力体机身后缘俯仰控制舵面14、机身侧缘18和边条翼17；所述机身1为扁平的升力体结构，双机头4位于机身1的前缘，推进系统设置于机身1背部的发动机舱6内，座舱/卫通舱5位于机身1的上表面；所述升力体机身后缘俯仰控制舵面14位于机身后缘11的外缘处，机身后缘11前掠；机身侧缘18位于机身1两侧；边条翼17位于机身侧缘18的外缘处，机身侧缘18后掠；所述机身尾部13为狸尾式结构；所述双机头4的两个机头均采用菱形结构，单个菱形机头侧壁倾角为37°。本方面技术方案中将发动机进气口设计在两机头之间，双机头不仅对发动机进气道唇口形成有利的屏蔽，通过对双机头之间各雷达反射面和棱边的布置将机头正前方正负30°范围内的雷达波反射到几个非重要方向上去；同时由于进气道布置在双机头之间，相较于背负式进气飞翼布局，由于没有机身的屏蔽作用，进气道可充分利用高能来流的冲压来提高其总压恢复系数，进而提高发动机的工作性能；

所述机身侧缘18外缘设置的边条翼17为大后掠翼结构，边条翼后缘17与机翼2翼根前缘融合；所述边条翼前缘后掠角为77°。

所述机翼22采用中单翼结构，机翼2根部和机身1之间通过翼身融合平滑过渡；机翼2采用中等展弦比后掠翼结构；包括机翼的主翼7、副翼8、襟副翼9、襟翼10、翼稍小翼15和全翼展前缘襟翼16；所述主翼7的尾缘从外向内依次设置有副翼8、襟副翼9、襟翼10，其前缘设置有全翼展前缘襟翼16；副翼8采用开裂式副翼结构；机翼2的前缘后掠角为37°，机翼2的后缘后掠角为17°；翼稍小翼15位于主翼7的翼稍处，其前缘和后缘在机翼2所在平面的投影、平行于机翼的前、后缘；飞机的俯仰控制通过机身后缘的俯仰控制舵面14和襟翼10完成，飞机的横侧向控制通过襟副翼9和副翼8完成。

所述推进系统包括发动机、发动机进气口3、发动机尾喷口24、内管道20和红外信号屏蔽槽12，发动机进气口3设置于双机头4之间；发动机尾喷口24设置于机身1后缘的上部，并安装于红外信号屏蔽槽12内，红外信号屏蔽槽12用于发动机尾喷口24的屏蔽，发动机尾喷口24前端与发动机舱6相接；内管道20采用大S弯内管道20结构。所述发动机进气口3为DSI蚌式进气道，包括DSI鼓包19、进气道下唇口21、进气道侧唇口22、进气道上唇口23，进气道侧唇口22沿竖直方向设置，两个进气道上唇口23对称设置于进气道侧唇口22的上方的两侧，两个进气道下唇口21对称设置于进气道侧唇口22的下方的两侧；且进气道上、下唇口带有37°的后掠角。本发明的发动机唇口数量只有5条，较一般隐身布局发动机进气道唇口数量要少，能够改善了飞机的隐身性能。

所述发动机尾喷口24采用长宽比为3:1的矩形喷口结构；位于两侧的发动机尾喷口24之间采用宽间距，两者的轴线间距为4.3个单位。

机身2上表面采用三酮体设计，即左右两个独立的发动机舱6和独立的卫通舱/座舱5在根部和机身2的上表面融为一体。

实施例：

本发明一种双机头翼身融合低可探测布局，其轴向总长为32m翼展为48m；机身1最大特征宽度为16.4m，机身侧缘18的后掠角为82°，机身后缘俯仰控制舵面14的前掠角为37°；边条翼17的总长为10m。

所述双机头4的单侧机头最大特征宽度2.1m，两个机头轴线之间的间距为4.4m。

本发明所涉及的双机头翼身融合低可探测气动布局采用双机头翼身融合设计，发动机进气口设计在两机头之间，当来自机头前方正负30°范围内的雷达波照射到进气道及其唇口时，雷达波先被反射到机头侧壁，经双机头之间多次反射后，雷达波回波路线与照射波路线大幅度偏离，从而实现双机头在正向对发动机进气道及其唇口的屏蔽。当机头正负30°以外雷达波照射到飞机上时，由于双机头的存在，雷达波无法直射进气道及其唇口，此时，双机头对进气道及其唇口的屏蔽作用更强。又该布局发动机唇口数量只有5条，较一般隐身布局发动机唇口数量至少要少一条，改善了飞机的隐身性能。

进入进气道的来流流经双机头之间的区域时，由于双机头之间的区域呈逐渐收缩的形状，双机头可对进入进气道的气流进行提前整流和预压，从而提高了发动机的总压恢复系数，进而提高了发动机效率。由于没有机身的屏蔽作用，来流可直达进气道，因此进气道可以充分利用来流冲压，提高其总压恢复系数。

另外，双机头设计增大了机头容积，消除了机头尺寸对雷达性能的限制。

除此以外，本发明所涉及的双机头翼身融合低可探测布局通过以下设计来继承飞翼布局的优势，进而完成布局整体的设计，具体如下：

发动机压气机叶片及进气道作为雷达反射波的重要来源，在飞机方案设计初期对其作出充分考虑是必要的，本发明所涉及的双机头翼身融合低可探测布局采用DSI进气道设计，进气道内部采用大S弯内管设计，DSI鼓包对进气道以及发动机叶片形成有利屏蔽。

飞机隐身性能的好坏在很大程度上取决于飞机的外形设计，为了保证飞机整机的隐身特性，本发明所涉及到的双机头大容积率翼身融合布局各主要棱边采用平行设计原则，且各棱边带有一定的后掠角或前掠角，将雷达波反射到几个非重要方向上去。

本发明所涉及的双机头翼身融合低可探测布局采用中等展弦比带一定后掠角的中单翼设计，翼稍设计有带有一定倾角的后掠式翼稍小翼，翼稍小翼在水平面内的投影与机翼前后缘平行，在不破坏飞机整体隐身性能的同时，降低了飞机的诱导阻力，提高飞机的升阻特性，且通过合理的位置选择，可以改善横纵向操纵面即开裂式副翼附近的空气流态；机翼和机身连接处采用翼身融合设计，在降低飞机机翼与机身之间干扰阻力、增加机身有效容积的同时，提高了飞机的隐身特性；

本发明所涉及的双机头翼身融合低可探测布局采用相对扁平的升力体机身设计，机身下表面平缓，且机身与机翼连接处通过翼身融合平滑过渡为一个整体，机身上表面采用三酮体设计，即飞行座舱/卫通舱、发动机舱被分置在三个相对单独的舱体内，以减弱来自空中的雷达信号回波；

本发明所涉及的双机头翼身融合低可探测布局两发动机尾喷口采用宽间距设计，且两发动机尾喷管之间采用狸尾式设计，以降低两侧发动机高速尾流之间形成的诱导阻力，从而降低飞机的低阻；发动机尾喷口被分置在机身上表面两个巨型凹槽内，以降低飞机的红外信号，提高飞机的红外隐身性能；

本发明所涉及的双机头翼身融合低可探测布局其机身尾部和机翼后缘共同构成倒V型设计，在提高隐身性及俯仰和航向操纵面效率的同时，也最大限度的增加了翼根弦长，即保证了起落架、武器舱和发动机的安排，又增大了机翼根部结构强度，对飞机结构受力和减轻结构重量有利；

本发明所涉及的双机头翼身融合低可探测布局升力体机身纵向不同位置各截面分布更加匀称，容积利用率较飞翼布局较高，且当飞机进行高亚音速飞行时，阻力增长幅度不至于过高，对提高飞机的高亚音速飞行能力有利；

本发明所涉及的双机头翼身融合低可探测布局DSI进气道唇口采用斜切设计，以使飞机在带迎角飞行时发动机进气道兜住更多的空气流量；本发明所涉及的双机头翼身融合低可探测布局机翼根部前缘的大后掠边条翼在带迎角飞行状态下产生的边条涡不仅有利于改善飞机带迎角飞行时的升阻特性，而且边条涡可以改善大迎角状态下俯仰控制舵面附近的空气流动状态，防止俯仰控制舵面过早失速带来的飞行安全问题；

本发明所涉及的双机头翼身融合低可探测布局其俯仰操纵主要依靠机身后缘的俯仰控制舵面和机翼后缘的襟翼来完成，机身作为全机升力的重要组成部分，由于其设计较飞翼布局轴向尺寸更大，因此，俯仰操纵力臂较飞翼布局大，舵效较飞翼布局高，这对提高飞机的最大飞行速度是有好处的。其横纵向操纵主要依靠机翼后缘的开裂式副翼完成；

本发明所涉及的双机头翼身融合低可探测布局双机头长度对飞机在大侧滑状态下发动机的性能影响有待进一步研究。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员公知的技术。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (10)

1.一种双机头翼身融合低可探测布局，包括机身(1)和机翼(2)，所述机翼(2)设置于机身(1)的两侧，形成翼身融合体的布局；其特征在于：所述机身(1)包括双机头(4)、推进系统、座舱/卫通舱(5)、机身后缘(11)、机身尾部(13)、升力体机身后缘俯仰控制舵面(14)、机身侧缘(18)和边条翼(17)；所述机身(1)为扁平的升力体结构，双机头(4)位于机身(1)的前缘，所述推进系统设置于机身(1)背部的发动机舱(6)内，座舱/卫通舱(5)位于机身(1)的上表面；所述升力体机身后缘俯仰控制舵面(14)位于机身后缘(11)的外缘处，机身后缘(11)前掠；机身侧缘(18)位于机身(1)两侧；边条翼(17)位于机身侧缘(18)的外缘处，机身侧缘(18)后掠；

所述推进系统包括发动机、发动机进气口(3)、发动机尾喷口(24)、内管道(20)和红外信号屏蔽槽(12)，发动机进气口3设置于双机头(4)之间；发动机尾喷口(24)设置于机身(1)后缘的上部，并安装于红外信号屏蔽槽(12)内，红外信号屏蔽槽(12)用于发动机尾喷口(24)的屏蔽，发动机尾喷口(24)前端与发动机舱(6)相接；内管道(20)采用大S弯内管道(20)结构。

2.根据权利要求1所述双机头翼身融合低可探测布局，其特征在于：所述机身尾部(13)为扁平化的狸尾式结构，即中央机身向后自然延伸形成扁平椎状结构。

3.根据权利要求1所述双机头翼身融合低可探测布局，其特征在于：所述机翼(2)包括机翼的主翼(7)、副翼(8)、襟副翼(9)、襟翼(10)、翼稍小翼(15)和全翼展前缘襟翼(16)；所述主翼(7)的尾缘从外向内依次设置有副翼(8)、襟副翼(9)、襟翼(10)，其前缘设置有全翼展前缘襟翼(16)；副翼(8)采用开裂式副翼结构；机翼(2)的前缘后掠角为37°，机翼(2)的后缘后掠角为17°；

翼稍小翼(15)位于主翼(7)的翼稍处，其前缘和后缘在机翼(2)所在平面的投影、平行于机翼的前、后缘；

飞机的俯仰控制通过机身后缘的俯仰控制舵面(14)和襟翼(10)完成，飞机的横侧向控制通过襟副翼(9)和副翼(8)完成。

4.根据权利要求1所述双机头翼身融合低可探测布局，其特征在于：所述机翼(2)采用中单翼结构，机翼(2)根部和机身(1)之间通过翼身融合平滑过渡；机翼(2)采用中等展弦比后掠翼结构。

5.根据权利要求1所述双机头翼身融合低可探测布局，其特征在于：所述双机头(4)的两个机头均采用菱形结构，单个菱形机头侧壁倾角为37°。

6.根据权利要求1所述双机头翼身融合低可探测布局，其特征在于：所述发动机进气口3为DSI蚌式进气道，包括DSI鼓包(19)、进气道下唇口(21)、进气道侧唇口(22)、进气道上唇口(23)，进气道侧唇口(22)沿竖直方向设置，两个进气道上唇口(23)对称设置于进气道侧唇口(22)的上方的两侧，两个进气道下唇口(21)对称设置于进气道侧唇口(22)的下方的两侧；且进气道上、下唇口带有37°的后掠角。

7.根据权利要求1所述双机头翼身融合低可探测布局，其特征在于：所述机身(2)上表面采用三酮体设计，即左右两个独立的发动机舱(6)和独立的卫通舱/座舱(5)在根部和机身(2)的上表面融为一体。

8.根据权利要求1所述双机头翼身融合低可探测布局，其特征在于：所述发动机尾喷口(24)采用长宽比为3:1的矩形喷口结构；位于两侧的发动机尾喷口(24)之间采用宽间距，两者的轴线间距为4.3个单位。

9.根据权利要求1所述双机头翼身融合低可探测布局，其特征在于：所述机身侧缘(18)外缘设置的边条翼(17)为大后掠翼结构，边条翼后缘(17)与机翼(2)翼根前缘融合；所述边条翼前缘后掠角为77°。

10.根据权利要求1所述双机头翼身融合低可探测布局，其特征在于：所述双机头翼身融合低可探测布局各尺寸安装长度比例关系限定，轴向总长为32个单位，翼展为48个单位；机身(1)最大特征宽度为16.4个单位，机身侧缘(18)的后掠角为82°，机身后缘俯仰控制舵面(14)的前掠角为37°；边条翼(17)的总长为10个单位。

所述双机头(4)的单侧机头最大特征宽度2.1个单位，两个机头轴线之间的间距为4.4个单位。

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