CN118043257A - 轻型战术飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及航空飞行器，特别地涉及一种低雷达特征轻型战术飞行器。技术成果是增加飞行器的稳定性和可控性，而没有雷达特征的劣化。所述轻型战术飞行器包括带有延长的侧尾梁的机身、机翼外部面板、尾翼、进气口、动力装置、以及推进喷嘴。所述侧尾梁是延长的并且具有能够沿水平轴线枢转的端部部件。所述机翼外部面板被设计成大后掠式，并且包括铰接的前缘、内侧升降副翼和外侧升降副翼。所述尾翼被设计成V形的并且包括起到水平尾翼以及垂直尾翼两者作用的全动式翼片。所述进气口布置于所述机身的下部部分中，并且在下侧处部分地包围所述机身。
Description
技术领域
本发明涉及航空飞行器，特别地涉及一种低雷达特征的轻型战术飞行器。
背景技术
在现有技术中已知一种超音速推力换向式飞行器(参见2011年10月27日公布的专利RU2432299C2)，所述飞行器包括具有下部进气口和V形尾翼的机身。
然而，已知的飞行器设计具有的缺点是，飞行器的稳定性和可控性不足，以及相当大的雷达特征。
在现有技术中还已知一种洛克希德公司的F-117A夜鹰飞行器，所述飞行器具有低雷达特征，并且是根据无尾空气动力学方案设计的，具有无水平尾翼的V形尾翼。已知的飞行器的机翼具有可动的升降副翼。升降副翼提供俯仰和滚转控制，并且全动式垂直尾翼提供偏航控制。
然而，这种航空载具的缺点是起飞和着陆性能差、航空载具的稳定性和可控性不足。
发明内容
所要求保护的发明的目的是克服目前已知的航空载具的缺点。
本发明的技术成果是增加航空载具的稳定性和可控性，而没有雷达特征方面的劣化。
所述轻型战术飞行器包括带有侧尾梁的机身、机翼外部面板、尾翼、进气口、动力装置、以及推进喷嘴。所述侧尾梁是延长的并且具有能够沿水平轴线枢转的端部部件。所述机翼外部面板被设计成大后掠式，并且包括铰接的前缘、内侧升降副翼和外侧升降副翼。所述尾翼被设计成V形并且包括起到水平尾翼以及垂直尾翼两者作用的全动式翼片。所述进气口布置于所述机身的下部部分中并且在下侧部分地包围所述机身。
所述推进喷嘴是可旋转的，并且沿着机身对称轴线布置；所述推进喷嘴用于飞行控制和操作配平，并且被构造成能够在竖直平面中偏转。
所述推进喷嘴是可旋转的，并且沿着机身对称轴线布置；所述推进喷嘴用于飞行控制和操作配平，并且被构造成全向式单元。
全动式V形垂直翼片的枢轴轴线垂直于机身轴线定向。
全动式V形垂直翼片的枢轴轴线朝向面板前缘偏移。
全部进气口前缘被构造成后掠式。
附图说明
通过以下附图进一步更详细地解释说明本发明：
图1示出根据本发明的航空载具的俯视图；
图2示出根据本发明的航空载具的前视图；
图3示出根据本发明的航空载具的侧视图。
具体实施方式
所要求保护的轻型战术飞行器包括具有延长的侧尾梁(2)和动力装置的进气口(10)的机身(1)、具有外部面板的机翼(3)、以及V形尾翼(4)。进气口(10)布置于机身(1)的下部部分处，并且在下侧部分地包围机身(1)(参见图2)。机翼(3)的外部面板被设计成大后掠式(40-55°)，并且包括可偏转的机翼前缘(6)。机翼(3)的外部面板的后缘包括内侧升降副翼(7)和外侧升降副翼(8)。侧尾梁(2)在其端部处具有可旋转部件(5)，所述可旋转部件被构造成起到升降舵的作用。V形尾翼(4)被设计成全动式并且同时起到水平尾翼和垂直尾翼两者的作用。V形尾翼(4)在具有同相偏转的纵向通道和具有差动偏转的侧向通道中为飞行器提供控制。此外，V形尾翼(4)在所有飞行速度下确保定向通道的稳定性和可控性，并且执行空气制动功能。通过使全动式V形垂直尾翼(4)的翼片偏转来实现在没有足够的静态稳定性情况下的超音速飞行速度下的方向稳定性。在大气扰动或阵风的情况下，全动式V形尾翼(4)的翼片在定向通道中进行同相偏转以抵消扰动。这样的解决方案容许减少尾翼面积，这继而减少尾翼和整个飞行器两者的重量和阻力。通过全动式V形尾翼(4)的垂直翼片的同相偏转来实现定向通道控制，并且通过V形尾翼(4)的差动偏转来产生空气制动效果。
全动式V形翼片的枢轴轴线垂直于机身轴线定向，并且朝向每个翼片前缘偏移。
增升装置(3)被设置成用于控制俯仰和滚转通道，以增加升力。铰接的机翼前缘(6)用于增加临界迎角，并且在机翼(3)周围提供无激波流，以在起飞、着陆、机动飞行、和亚音速巡航期间执行“极曲线”(polar curve)飞行。升降副翼(7，8)被设计成通过同相的上和下偏转来控制飞行器的俯仰，以在不同模式下的同相向下偏转期间由于机翼中表面(mid-surface)弯曲度的增加而增加升力，以利用差动偏转来执行滚转控制。当执行空气制动功能时，升降副翼(7，8)与其它控制表面一起偏转，以便在总俯仰力矩零增加的情况下提供气动阻力增加。
当向上和向下偏转时，侧尾梁的可枢转部件(5)用于施加俯仰控制，从而起到升降舵的作用；在起飞和着陆模式下，它们用于补偿由于使升降副翼(7，8)偏转以增加机翼升力而引起的负俯仰力矩。当执行空气制动功能时，可枢转部件(5)与其它控制元件一起偏转，以提供阻力增加和总俯仰力矩的零增加。
全部进气口前缘的后掠式设计减少了航空载具的雷达特征。
飞行器发动机的可动式推进喷嘴(9)沿着机身对称轴线定位；推进喷嘴(9)用于飞行控制、调整和操作配平，并且可以被设计成仅能够在竖直平面中上和下偏转，或者被设计成全向式单元。
所有可用的控制表面(V形尾翼、前缘襟翼、升降副翼、机身侧梁的可动部件)在同时偏转时都会增加气动阻力并且起到阻力襟翼的作用。
当所有这些控制元件都设置于飞行器结构中时，它们共同容许将纵向和定向控制通道中的不平衡的静态不稳定区域朝向15°或更大的迎角范围移动，以增加提升能力，以及减少这样的飞行器空气动力学构造的阻力，如飞行器模型的计算和风洞试验所证实的那样。与已知的等同物相比，这样的构造使得可以实现充分地改善巡航、机动飞行、起飞和着陆性能特征的操作迎角和升阻比。
根据本发明的轻型战术飞行器的所述构造在任何飞行模式下确保飞行器的最大可控性，而不会增加飞行器雷达特征。
Claims (7)
1.一种轻型战术飞行器，包括具有侧尾梁的机身、机翼外部面板、尾翼、进气口、动力装置以及可旋转的推进喷嘴，其中所述侧尾梁被构造成延长的并且具有能够沿水平轴线旋转的端部部件，其特征在于，大后掠式的所述机翼外部面板包括铰接的前缘、内侧升降副翼和外侧升降副翼；所述尾翼被设计成V形的并且包括起到水平尾翼以及垂直尾翼两者作用的全动式翼片；所述进气口布置于所述机身的下部部分中并且在下侧处部分地包围所述机身。
2.根据权利要求1所述的轻型战术飞行器，其特征在于，所述可旋转的推进喷嘴沿着机身对称轴线布置，并且被构造成执行飞行控制、调整和操作配平，并且被构造成能够在竖直平面中偏转。
3.根据权利要求1所述的轻型战术飞行器，其特征在于，所述可旋转的推进喷嘴沿着机身对称轴线布置，并且被构造成执行飞行控制、调整和操作配平，并且被构造成全向式单元。
4.根据权利要求1所述的轻型战术飞行器，其特征在于，V形的全动式翼片的枢轴轴线垂直于机身轴线定向。
5.根据权利要求4所述的轻型战术飞行器，其特征在于，V形的全动式翼片的枢轴轴线朝向面板前缘偏移。
6.根据权利要求1所述的轻型战术飞行器，其特征在于，所述进气口布置于机身的下部部分中，并且在下侧处部分地包围所述机身。
7.根据权利要求6所述的轻型战术飞行器，其特征在于，全部进气口前缘被构造成后掠式。
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