CN202499274U - 一种无尾翼身融合飞机的中央机体 - Google Patents

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李沛峰
张彬乾
陈真利
林宇
王元元
褚胡冰
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Abstract

一种无尾翼身融合飞机的中央机体。所述中央机体平面形状为由中央机体根部弦长与梢部弦长为两边、中央机体梢部距中央机体根部的展向距离为高构成的梯形。中央机体根部、内侧控制面、外侧控制面和中央机体梢部通过线性插值获得中央机体的三维构型。中央机体根部与该中央机体对称面重合，中央机体梢部位于中央机体对称面的两侧。构成中央机体的翼型采用前加载后卸载翼型。该翼型在提供较大升力的同时也提供了较大的抬头力矩，并且提供了比现有翼型更强的纵向控制能力。本实用新型有超临界翼型的特性，减小了跨声速飞行时的激波阻力，提高阻力发散马赫数，克服了现有技术中存在的无法满足无尾翼身融合飞机的装载、气动特性和纵向配平要求的不足。

Description

一种无尾翼身融合飞机的中央机体
技术领域
本发明涉及飞行器设计领域，具体是一种无尾翼身融合飞机的中央机体。
背景技术
无尾翼身融合飞机作为一种新概念的布局形式，其优越的气动和综合性能已逐渐得到航空工业界的认可，相对于常规布局的飞机，无尾翼身融合布局具有以下几个优点，减小了浸湿面积，具备了较高的气动效率，因而减小了燃油消耗、降低了氮氧化物的排放；将发动机置于宽大机体上表面，减小噪音水平；宽大的中央机体易于装载。
无尾翼身融合飞机具备了众多的优势，但中央机体的设计依然是一个难点。中央机体由翼型剖面构成，因而翼型设计是关键。首先，无尾翼身融合飞机的中央机体必须满足装载要求，因此要求中央机体翼型相对厚度较大，而较大相对厚度的翼型在跨声速飞行时易产生较强的激波，使得阻力增大；其次，中央机体是升力体，需产生升力，这也是无尾翼身融合飞机区别于常规布局飞机的一个重要特点；最后，由于取消了尾翼，如何保证飞机纵向平衡也成为中央机体翼型设计的难点之一。综上，若中央机体采用超临界翼型或其它现有翼型(如较厚的对称翼型等)均无法满足无尾翼身融合飞机的装载、气动和纵向配平的要求。
发明内容
为克服现有技术中存在的无法满足无尾翼身融合飞机的装载、气动特性和纵向配平要求的不足，本发明提出了一种无尾翼身融合飞机的中央机体。
本发明中，中央机体根部与该中央机体对称面重合，中央机体梢部位于中央机体对称面的两侧。本发明以中央机体的一侧加以描述：
中央机体包括中央机体根部、内侧控制面、外侧控制面和中央机体梢部，并将所述中央机体根部、内侧控制面、外侧控制面和中央机体梢部通过线性插值获得中央机体的三维构型。
中央机体平面形状为由中央机体根部弦长与梢部弦长为两边、中央机体梢部距中央机体根部的展向距离为高构成的梯形，中央机体根部的弦长为L，中央机体梢部的弦长l梢＝0.61916L，中央机体前缘后掠角a为36.59°，且中央机体梢部距中央机体根部的展向距离s梢＝0.28133L。中央机体根部前缘顶点6的坐标为(0，0，0)。根据上述几何参数确定中央机体梢部前缘顶点距中央机体根部前缘顶点的弦向距离d＝0.20884L，中央机体梢部前缘顶点9坐标为(0.20884L，0.28133L，0)。
所述内侧控制面邻近中央机体根部，距中央机体根部的展向距离s内＝0.06634L。该内侧控制面前缘顶点的坐标为(0.049247L，0.06634L，0)。
所述外侧控制面邻近中央机体的梢部，距中央机体根部的展向距离s外＝0.17567L。该外侧控制面前缘顶点的坐标为(0.130414L，0.17567L，0)。
中央机体根部的翼型、内侧控制面的翼型、外侧控制面的翼型和中央机体梢部截面的翼型均采用前加载后卸载翼型。在成形所述中央机体根部的截面形状时，将所述前加载后卸载翼型的前缘点置于中央机体根部前缘顶点处，并将翼型的横坐标x和纵坐标y分别放大L倍，即可得到中央机体根部的截面形状。在成形所述内侧控制面截面形状时，将所述前加载后卸载翼型的前缘点置于内侧控制面前缘顶点，并将翼型的横坐标x放大0.910196L倍，纵坐标y放大0.983011L倍，得到内侧控制面的截面形状。在成形所述外侧控制面截面形状时，将所述前加载后卸载翼型的前缘点置于外侧控制面前缘顶点，并将翼型的横坐标x放大0.762185L倍，纵坐标y放大0.838403L倍，得到外侧控制面4的截面形状。在成形所述中央机体梢部截面形状时，将所述前加载后卸载翼型的前缘点置于中央机体梢部前缘顶点，并将翼型的横坐标x放大0.61916L倍，纵坐标y放大0.631543L倍，得到中央机体梢部的截面形状。
上述各基本翼型数据点如表所示，其中翼型的前缘点为(0，0)。
翼型上表面数据点
  x   y   x   y   x   y
  0.000000   0.000000   0.269503   0.055267   0.653904   0.060218
  0.000598   0.002524   0.288774   0.056664   0.673081   0.058222
  0.00164   0.005107   0.30799   0.05793   0.692208   0.056054
  0.003526   0.008032   0.327139   0.059138   0.71128   0.053647
  0.00679   0.01126   0.346316   0.060287   0.730414   0.05107
  0.011996   0.015171   0.365495   0.061341   0.74939   0.048365
  0.020192   0.02014   0.384758   0.062212   0.76843   0.04559
  0.032295   0.025797   0.403999   0.063086   0.787418   0.042718
  0.047543   0.031083   0.423287   0.063821   0.806246   0.039804
  0.064404   0.035419   0.442666   0.064553   0.824978   0.036754
  0.082115   0.038782   0.461926   0.065149   0.843857   0.03355
  0.100332   0.041363   0.481302   0.06557   0.862629   0.030195
  0.118643   0.043323   0.500665   0.065939   0.88122   0.026542
  0.137199   0.044965   0.519874   0.066109   0.899709   0.022586
  0.155665   0.046484   0.539145   0.066019   0.918209   0.018339
  0.174339   0.047891   0.558425   0.065798   0.936602   0.013681
  0.193414   0.049413   0.5775   0.065287   0.955137   0.008926
  0.212576   0.050847   0.596643   0.064432   0.973153   0.004544
  0.231472   0.052405   0.615782   0.063322   0.989995   0.001277
  0.250336   0.053788   0.634887   0.061937   1   0
翼型下表面数据点
  x   y   x   y   x   y
  0.000000   0.00000   0.255063   -0.07049   0.640164   -0.0647
  0.000319   -0.00179   0.273968   -0.07156   0.659407   -0.06325
  0.001164   -0.00419   0.293149   -0.07242   0.678602   -0.06177
  0.002749   -0.00683   0.31224   -0.07308   0.697878   -0.06012
  0.005572   -0.00953   0.331511   -0.07348   0.717141   -0.05834
  0.010004   -0.01249   0.350807   -0.07376   0.736351   -0.05642
  0.016963   -0.01579   0.370072   -0.07404   0.755557   -0.05433
  0.027811   -0.01977   0.389323   -0.07411   0.774486   -0.05212
  0.042282   -0.02423   0.408632   -0.07411   0.792981   -0.04954
  0.057884   -0.02896   0.427903   -0.07405   0.811149   -0.04697
  0.074712   -0.03413   0.447194   -0.0738   0.829329   -0.04404
  0.090931   -0.0391   0.466466   -0.07347   0.847493   -0.04082
  0.107546   -0.04409   0.485693   -0.07293   0.865893   -0.03749
  0.125352   -0.04917   0.504982   -0.07233   0.884577   -0.03372
  0.143539   -0.0539   0.5243   -0.07159   0.90316   -0.02986
  0.161847   -0.05804   0.543496   -0.07072   0.921819   -0.02561
  0.180269   -0.06167   0.562772   -0.0697   0.940175   -0.02114
  0.198677   -0.06464   0.582057   -0.0686   0.958026   -0.0162
  0.217404   -0.06708   0.601422   -0.06736   0.983039   -0.00747
  0.236101   -0.06896   0.620836   -0.06605   1   0
本发明中，构成中央机体的翼型前缘具有前加载的特性，前加载的区域为距前缘点20％弦长的范围，在该范围内，翼型下表面正压较大，在提供较大升力的同时也提供了较大的抬头力矩，是纵向控制的有效手段。构成中央机体的翼型后缘具有后卸载的特性，后卸载的区域为沿弦向65％～100％的弦长范围内，在该范围内，翼型上表面压力大于翼型下表面压力，通过负升力产生抬头力矩。由于无尾翼身融合飞机取消了尾翼，通过前加载设计和后卸载设计提供了比现有翼型更强的纵向控制能力。构成中央机体的翼型中部具有超临界翼型的特性，有利于减小跨声速飞行时的激波阻力，提高阻力发散马赫数，并且翼型中段压力分布变化较为平缓，其上下表面均无激波。
同时，由于中央机体具有了较大的厚度，从而保证了了足够的装载空间。利用中央机体上表面的尾部布置发动机，通过中央机体对发动机噪音进行有效屏蔽，降低的噪音水平。
附图说明
附图1无尾翼身融合飞机俯视图；
附图2中央机体A-A线剖视图；
附图3中央机体B-B线剖视图；
附图4中央机体C-C线剖视图；
附图5中央机体D-D线剖视图；
附图6前加载后卸载翼型示意图。其中：
1.无尾翼身融合飞机的中央机体  2.中央机体根部  3.内侧控制面  4.外侧控制面
5.中央机体梢部  6.中央机体根部前缘顶点  7.内侧控制面前缘顶点
8.外侧控制面前缘顶点  9.中央机体梢部前缘顶点  10.前加载后卸载翼型
a.前缘后掠角  L.中央机体根部弦长  l梢·中央机体梢部弦长
s内·内侧控制面与中央机体根部的展向距离
s外·外侧控制面与中央机体根部的展向距离
s梢·中央机体梢部与中央机体根部的展向距离
d.中央机体梢部前缘顶点距中央机体根部前缘顶点的弦向距离
具体实施方式
本实施例是一种用于无尾翼身融合飞机的中央机体。中央机体根部2与该中央机体对称面重合，中央机体梢部5位于中央机体对称面的两侧。本实施例中，以中央机体的一侧加以描述。
中央机体包括中央机体根部2、内侧控制面3、外侧控制面4和中央机体梢部5，并通过上述4个不同的控制面，采用线性插值获得中央机体1的三维构型。
本实施例中，中央机体平面形状为由中央机体根部弦长与梢部弦长为两边、中央机体梢部距中央机体根部的展向距离为高构成的梯形，中央机体根部2的弦长L为30m，中央机体梢部5的弦长l梢＝0.61916L，中央机体前缘后掠角a为36.59°，且中央机体梢部5距中央机体根部2的展向距离s梢＝0.28133L。中央机体根部前缘顶点6的坐标为(0，0，0)，根据上述几何参数能够确定中央机体梢部前缘顶点9距中央机体根部前缘顶点6的弦向距离d＝0.20884L，中央机体梢部前缘顶点9坐标为(0.20884L，0.28133L，0)。
中央机体的根部与中央机体的梢部之间分布有内侧控制面3和外侧控制面4。所述内侧控制面3邻近中央机体根部2，距中央机体根部2的展向距离s内＝0.06634L。该内侧控制面前缘顶点7的坐标为(0.049247L，0.06634L，0)。内侧控制面3的弦长为0.910196L。
所述外侧控制面4邻近中央机体的梢部，距中央机体根部2的展向距离s外＝0.17567L。该外侧控制面前缘顶点8的坐标为(0.130414L，0.17567L，0)。外侧控制面4的弦长为0.762185L。
所述中央机体根部2处截面形状如图2所示。构成中央机体根部2的翼型采用前加载后卸载翼型10，将翼型的前缘点置于中央机体根部前缘顶点6处，并将翼型的横坐标x和纵坐标y分别放大L倍，即得到中央机体根部2的截面形状。
所述的内侧控制面3处截面形状如图3所示，构成内侧控制面3的基本翼型亦采用前加载后卸载翼型10。将翼型的前缘点置于内侧控制面前缘顶点7，并将翼型的横坐标x放大0.910196L倍，纵坐标y放大0.983011L倍，得到内侧控制面3的截面形状。
所述的外侧控制面4处截面形状如图4所示，构成外侧控制面4的基本翼型亦采用前加载后卸载翼型10。将翼型的前缘点置于外侧控制面前缘顶点8，并将翼型的横坐标x放大0.762185L倍，纵坐标y放大0.838403L倍，得到外侧控制面4的截面形状。
所述的中央机体梢部5处截面形状如图5所示，构成中央机体梢部5的基本翼型亦采用前加载后卸载翼型10。将翼型的前缘点置于中央机体梢部前缘顶点9，并将翼型的横坐标x放大0.61916L倍，纵坐标y放大0.631543L倍，得到中央机体梢部5的截面形状。
上述各基本翼型数据点如下表所示，其中翼型的前缘点为(0，0)。
翼型上表面数据点
  x   y   x   y   x   y
  0.000000   0.000000   0.269503   0.055267   0.653904   0.060218
  0.000598   0.002524   0.288774   0.056664   0.673081   0.058222
  0.00164   0.005107   0.30799   0.05793   0.692208   0.056054
  0.003526   0.008032   0.327139   0.059138   0.71128   0.053647
  0.00679   0.01126   0.346316   0.060287   0.730414   0.05107
  0.011996   0.015171   0.365495   0.061341   0.74939   0.048365
  0.020192   0.02014   0.384758   0.062212   0.76843   0.04559
  0.032295   0.025797   0.403999   0.063086   0.787418   0.042718
  0.047543   0.031083   0.423287   0.063821   0.806246   0.039804
  0.064404   0.035419   0.442666   0.064553   0.824978   0.036754
  0.082115   0.038782   0.461926   0.065149   0.843857   0.03355
  0.100332   0.041363   0.481302   0.06557   0.862629   0.030195
  0.118643   0.043323   0.500665   0.065939   0.88122   0.026542
  0.137199   0.044965   0.519874   0.066109   0.899709   0.022586
  0.155665   0.046484   0.539145   0.066019   0.918209   0.018339
  0.174339   0.047891   0.558425   0.065798   0.936602   0.013681
  0.193414   0.049413   0.5775   0.065287   0.955137   0.008926
  0.212576   0.050847   0.596643   0.064432   0.973153   0.004544
  0.231472   0.052405   0.615782   0.063322   0.989995   0.001277
  0.250336   0.053788   0.634887   0.061937   1   0
翼型下表面数据点
  x   y   x   y   x   y
  0.000000   0.00000   0.255063   -0.07049   0.640164   -0.0647
  0.000319   -0.00179   0.273968   -0.07156   0.659407   -0.06325
  0.001164   -0.00419   0.293149   -0.07242   0.678602   -0.06177
  0.002749   -0.00683   0.31224   -0.07308   0.697878   -0.06012
  0.005572   -0.00953   0.331511   -0.07348   0.717141   -0.05834
  0.010004   -0.01249   0.350807   -0.07376   0.736351   -0.05642
  0.016963   -0.01579   0.370072   -0.07404   0.755557   -0.05433
  0.027811   -0.01977   0.389323   -0.07411   0.774486   -0.05212
  0.042282   -0.02423   0.408632   -0.07411   0.792981   -0.04954
  0.057884   -0.02896   0.427903   -0.07405   0.811149   -0.04697
  0.074712   -0.03413   0.447194   -0.0738   0.829329   -0.04404
  0.090931   -0.0391   0.466466   -0.07347   0.847493   -0.04082
  0.107546   -0.04409   0.485693   -0.07293   0.865893   -0.03749
  0.125352   -0.04917   0.504982   -0.07233   0.884577   -0.03372
  0.143539   -0.0539   0.5243   -0.07159   0.90316   -0.02986
  0.161847   -0.05804   0.543496   -0.07072   0.921819   -0.02561
  0.180269   -0.06167   0.562772   -0.0697   0.940175   -0.02114
  0.198677   -0.06464   0.582057   -0.0686   0.958026   -0.0162
  0.217404   -0.06708   0.601422   -0.06736   0.983039   -0.00747
  0.236101   -0.06896   0.620836   -0.06605   1   0
通过CFD(计算流体力学)数值仿真分析，验证了无尾翼身融合飞机的中央机体具备了较好的气动性能。
本实施例中，由于所采用的前加载后卸载翼型在马赫数为0.8跨声速状态下，翼型上下表面均为无激波状态；压力分布具有明显的前加载后卸载的特征，有利于减小翼型的低头力矩，是纵向控制的有效手段。并且所采用的前加载后卸载翼型相对厚度为13.87％，能够满足翼身融合飞机中央机体的装载要求。

Claims (1)

1.一种无尾翼身融合飞机的中央机体，其特征在于，中央机体根部与该中央机体对称面重合，中央机体梢部位于中央机体对称面的两侧；本发明以中央机体的一侧加以描述：
中央机体包括中央机体根部、内侧控制面、外侧控制面和中央机体梢部，并将所述中央机体根部、内侧控制面、外侧控制面和中央机体梢部通过线性插值获得中央机体的三维构型；
中央机体平面形状为由中央机体根部弦长与梢部弦长为两边、中央机体梢部距中央机体根部的展向距离为高构成的梯形，中央机体根部的弦长为L，中央机体梢部的弦长l梢＝0.61916L，中央机体前缘后掠角a为36.59°，且中央机体梢部距中央机体根部的展向距离s梢＝0.28133L；中央机体根部前缘顶点坐标为(0，0，0)；根据上述几何参数确定中央机体梢部前缘顶点距中央机体根部前缘顶点的弦向距离d＝0.20884L，中央机体梢部前缘顶点坐标为(0.20884L，0.28133L，0)；所述内侧控制面邻近中央机体根部，距中央机体根部的展向距离s内＝0.06634L；该内侧控制面前缘顶点的坐标为(0.049247L，0.06634L，0)；
所述外侧控制面邻近中央机体的梢部，距中央机体根部的展向距离s外＝0.17567L；该外侧控制面前缘顶点的坐标为(0.130414L，0.17567L，0)；
中央机体根部的翼型、内侧控制面的翼型、外侧控制面的翼型和中央机体梢部截面的翼型均采用前加载后卸载翼型；在成形所述中央机体根部的截面形状时，将所述前加载后卸载翼型的前缘点置于中央机体根部前缘顶点处，并将翼型的横坐标x和纵坐标y分别放大L倍，即可得到中央机体根部的截面形状；在成形所述内侧控制面截面形状时，将所述前加载后卸载翼型的前缘点置于内侧控制面前缘顶点，并将翼型的横坐标x放大0.910196L倍，纵坐标y放大0.983011L倍，得到内侧控制面的截面形状；在成形所述外侧控制面截面形状时，将所述前加载后卸载翼型的前缘点置于外侧控制面前缘顶点，并将翼型的横坐标x放大0.762185L倍，纵坐标y放大0.838403L倍，得到外侧控制面（4）的截面形状；在成形所述中央机体梢部截面形状时，将所述前加载后卸载翼型的前缘点置于中央机体梢部前缘顶点，并将翼型的横坐标x放大0.61916L倍，纵坐标y放大0.631543L倍，得到中央机体梢部的截面形状；
上述各基本翼型数据点如表所示：
翼型上表面数据点 
  x   y   x   y   x   y   0.000000   0.000000   0.269503   0.055267   0.653904   0.060218   0.000598   0.002524   0.288774   0.056664   0.673081   0.058222   0.00164   0.005107   0.30799   0.05793   0.692208   0.056054   0.003526   0.008032   0.327139   0.059138   0.71128   0.053647   0.00679   0.01126   0.346316   0.060287   0.730414   0.05107   0.011996   0.015171   0.365495   0.061341   0.74939   0.048365   0.020192   0.02014   0.384758   0.062212   0.76843   0.04559   0.032295   0.025797   0.403999   0.063086   0.787418   0.042718   0.047543   0.031083   0.423287   0.063821   0.806246   0.039804   0.064404   0.035419   0.442666   0.064553   0.824978   0.036754   0.082115   0.038782   0.461926   0.065149   0.843857   0.03355   0.100332   0.041363   0.481302   0.06557   0.862629   0.030195   0.118643   0.043323   0.500665   0.065939   0.88122   0.026542   0.137199   0.044965   0.519874   0.066109   0.899709   0.022586   0.155665   0.046484   0.539145   0.066019   0.918209   0.018339   0.174339   0.047891   0.558425   0.065798   0.936602   0.013681   0.193414   0.049413   0.5775   0.065287   0.955137   0.008926   0.212576   0.050847   0.596643   0.064432   0.973153   0.004544   0.231472   0.052405   0.615782   0.063322   0.989995   0.001277   0.250336   0.053788   0.634887   0.061937   1   0
翼型下表面数据点
  x   y   x   y   x   y   0.000000   0.00000   0.255063   -0.07049   0.640164   -0.0647   0.000319   -0.00179   0.273968   -0.07156   0.659407   -0.06325   0.001164   -0.00419   0.293149   -0.07242   0.678602   -0.06177   0.002749   -0.00683   0.31224   -0.07308   0.697878   -0.06012   0.005572   -0.00953   0.331511   -0.07348   0.717141   -0.05834   0.010004   -0.01249   0.350807   -0.07376   0.736351   -0.05642   0.016963   -0.01579   0.370072   -0.07404   0.755557   -0.05433   0.027811   -0.01977   0.389323   -0.07411   0.774486   -0.05212   0.042282   -0.02423   0.408632   -0.07411   0.792981   -0.04954   0.057884   -0.02896   0.427903   -0.07405   0.811149   -0.04697   0.074712   -0.03413   0.447194   -0.0738   0.829329   -0.04404   0.090931   -0.0391   0.466466   -0.07347   0.847493   -0.04082   0.107546   -0.04409   0.485693   -0.07293   0.865893   -0.03749   0.125352   -0.04917   0.504982   -0.07233   0.884577   -0.03372   0.143539   -0.0539   0.5243   -0.07159   0.90316   -0.02986   0.161847   -0.05804   0.543496   -0.07072   0.921819   -0.02561   0.180269   -0.06167   0.562772   -0.0697   0.940175   -0.02114   0.198677   -0.06464   0.582057   -0.0686   0.958026   -0.0162   0.217404   -0.06708   0.601422   -0.06736   0.983039   -0.00747   0.236101   -0.06896   0.620836   -0.06605   1   0
其中翼型的前缘点为(0，0)。 
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