CN209126978U - 一种双机身飞机 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种双机身飞机，包括两个机身，机翼及尾翼，所述两个机身通过机翼连接为一体，所述两个机身尾部设置有尾翼，每个所述机身的左右两侧均设置有发动机。该双机身飞机，既可以满足外挂物搭载空间需求，同时能够减轻机身结构重量和减小干扰阻力，比目前机翼布置四台及以上发动机的双机身飞机具有更高的经济性，而且可以降低单发停车时不对称推力引起的偏航力矩，降低飞机偏航控制代价。
Description
技术领域
本实用新型属于飞行器布局设计领域，具体涉及一种双机身飞机。
背景技术
目前世界上研制出了两款用于空中投放任务的双机身飞机，白骑士2号和平流层发射Stratolaunch。这类飞机一般具有左右两个机身且间距较大，在两个机身中间的机翼下方挂载太空船、空射火箭等外挂投放物。这种双机身的布局既保证了大尺寸物体挂载的空间需求，又使得位于飞机对称面的大重量的搭载物在投放前和投放后飞机左右的受力平衡，是目前比较理想的空中挂载平台。
目前这类因为飞机考虑外挂物空间要求将发动机均布置在左右机身外侧机翼下。由于双发飞机存在单发停车偏航控制代价太大不可接受的问题，这些发动机均采用四台及以上发动机，如白骑士2号采用四台涡扇发动机吊挂在左右机身外侧的机翼下，平流层发射Stratolaunch采用了六台涡扇发动机吊挂在左右机身外侧的机翼下。这种发动机布局虽然解决了双发布局中单发停车偏航控制代价太大的问题，但是这么多发动机带来的因发动机短舱和吊挂而产生结构重量的增加也是明显的。为保证发动机和机身以及发动机之间的干扰阻力在可接受的范围内，内侧发动机与机身之间、外侧发动机和内侧发动机之间必须保证一定的距离，这导致最外侧的发动机距离飞机对称面距离较大。为保证单发失效飞机可控，必须增加垂尾面积，从而导致机身重量增加。阻力和重量的增加导致这类飞机航时和航程的缩减，同时经济性指标也变差。
实用新型内容
针对上述问题，本实用新型提供了一种双机身飞机，既可以满足外挂物搭载空间需求，同时能够减轻机身结构重量和减小阻力，比目前机翼布置四台及以上发动机的双机身飞机具有更高的经济性,而且可以降低单发停车时不对称推力引起的偏航力矩，降低飞机偏航控制代价。
本实用新型要解决的技术问题采用以下技术方案来实现：
一种双机身飞机，包括两个机身，机翼及尾翼，所述两个机身通过机翼连接为一体，所述两个机身尾部设置有尾翼，每个所述机身的左右两侧均设置有发动机。
本实用新型的双机身飞机通过将四台发动机分别布置在两个机身的左右两侧，两个机身外侧的发动机之间的距离小于发动机布置在机翼上时最外侧两个发动机之间的距离，因此单台发动机停车时不对称推力引起的偏航力矩减小，在相同航向稳定性的情况下机身的垂尾的面积减小，从而减轻双机身的结构重量。其次，将发动机布置在机身左右两侧，发动机的发动机短舱在安装时可以部分借用机身结构，减轻双机身飞机的结构重量。最后，由于四台发动机置于双机身的左右两侧，单个机身两侧的发动机之间由于机身的隔断不产生干扰阻力，两个机身之间的距离较远，干扰阻力小，因此，减小了双机身飞机的干扰阻力。干扰阻力和重量的减小，延长了双机身飞机的航时和航程，提高了该类飞机的经济性。
优选的，每个所述机身中部的左右两侧设置有发动机。
采用上述优选方案，当四台发动机置于机身中部的左右两侧时，由于机身尾部变窄，发动机尾喷口高温喷流对机身的影响较小，同时发动机的重量对全机重心的影响在可接受的范围内。发动机短舱可以部分借用机身结构，减小飞机横截面积，减小全机结构重量和减小阻力。
优选的，每个所述机身前端的左右两侧设置有发动机。
采用上述优选方案，当四台发动机置于双机身前端的左右两侧时，由于发动机安装于机身前端，导致飞机的重心相对前移，为保证一定纵向稳定余度减少了平尾面积，从而减轻了飞机的结构重量，减小了阻力。
优选的，所述尾翼包括置于每个所述机身尾部上的垂尾，两个所述垂尾之间设置有平尾。
采用上述优选方案，平尾和垂尾之间相互形成端板效应，气动效率更高。
优选的，两个所述垂尾上部之间设置有平尾。
采用上述优选方案，当平尾设置在垂尾上部之间时，平尾和垂尾的气动效率最高。
优选的，所述尾翼包括置于每个所述机身尾部上的垂尾，每个所述垂尾上设置有平尾。
采用上述优选方案，平尾和垂尾之间相互形成端板效应，气动效率高。
优选的，每个所述垂尾上部设置有平尾。
采用上述优选方案，当平尾设置在每个所述垂尾上部时，平尾和垂尾的气动效率最高。
优选的，每个所述机身后端设置有腹鳍。根据航向安定性的要求设置或者不设置腹鳍。
优选的，所述发动机为涡扇发动机或涡喷发动机中的任意一种。
附图说明
图1发动机置于机身中部左右两侧的结构示意图；
图2发动机置于机身前端左右两侧的结构示意图。
图中标记：1-机身；2-机翼；3-平尾；4-垂尾；5-发动机；6-腹鳍。
具体实施方式
为了使本实用新型的目的、技术方案及优点更加清楚明白，下面结合附图和具体实施例对本实用新型进行详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。
实施例1
如图1，图2所示，一种双机身飞机，包括两个机身1，机翼2及尾翼，所述两个机身1通过机翼2连接为一体，所述两个机身1尾部设置有尾翼，每个所述机身1的左右两侧均设置有发动机5。两个机身1通过机翼2连接为一体，机翼2的位置根据机身1的重心位置的定位而确定，如图1，图2所示，由于发动机5置于机身1的不同位置，导致飞机的重心位置变化，从而机翼2处于机身1的位置发生变化。每个所述机身1的左右两侧均设置发动机5，即该双机身飞机设置有四台发动机5，四台发动机置于双机身的左右两侧，则两台发动机5置于两个机身1的外侧，两台发动机5置于两个机身1的内侧，发动机5这样布局使得置于两个机身1外侧的发动机之间的距离小于发动机布置在机翼上时最外侧两台发动机之间的距离，因此当单台发动机停车时，不对称推力引起的偏航力矩减小，在相同航向稳定性的情况下机身1的垂尾4的面积减小。其次，由于发动机短舱部分与机身重合，因此在安装发动机短舱时，可以部分借用机身1结构，从而减轻双机身飞机的结构重量。最后，由于四台发动机5置于双机身的左右两侧，单个机身1两侧的发动机5之间由于机身1的隔断不产生干扰阻力，两台位于机身1内侧的发动机5由于距离较远，干扰阻力小，因此，从整体上来说减小了双机身飞机的干扰阻力。因此，干扰阻力的减小和结构重量的减小，使得该类飞机的航时和航程增加，提高双飞机机身的经济性。此外，在各翼面上还布置有操作舵面，根据需要还可以在机翼上布置增升装置、扰流板等，轮式滑跑起降的飞机还包括起落架，有人驾驶飞机在左机身或右机身头部还布置有驾驶舱，这些均为本领域技术人员的公知常识，此处不再进行详细的赘述。
实施例2
如图1所示，在实施例1的基础上，每个所述机身1中部的左右两侧设置有发动机5。发动机5置于所述机身1中部的左右两侧时，由于机身尾部变窄，发动机尾喷口高温喷流对机身的影响较小，同时发动机的重量对全机重心的影响在可接受的范围内。发动机短舱可以部分借用机身结构，减小飞机横截面积，减小全机结构重量和减小阻力。本实施例中，其它未描述的内容与上述实施例相同，此处不再赘述。
实施例3
如图2所示，在实施例1的基础上，每个所述机身1前端的左右两侧设置有发动机。由于发动机5安装于机身1前端，导致飞机的重心相对前移，而飞机的重心在飞机焦点前百分之几到十几平均气动弦，因此，飞机的重心前移会导致飞机的焦点前移，而焦点位置与平尾3面积正相关，因此焦点前移，平尾3面积减小，从而减轻了飞机的结构重量，减小了阻力。本实施例中，其它未描述的内容与上述实施例相同，此处不再赘述。
实施例4
如图1所示，在实施例1的基础上，所述尾翼包括置于每个所述机身1尾部上的垂尾4，两个所述垂尾4之间设置有平尾3。1副平尾3设置在两个垂尾4之间，平尾3可以安装在垂尾4之间的任意位置处。这样的尾翼布局，使得平尾3和垂尾4之间相互形成端板效应，气动效率更高。本实施例中，其它未描述的内容与上述实施例相同，此处不再赘述。
实施例5
如图1所示，在实施例4的基础上，两个所述垂尾4上部之间设置有平尾3。在这种尾翼的布局方式中，当平尾3设置在垂尾4之间的上部时，平尾3和垂尾4的气动效率最高。本实施例中，其它未描述的内容与上述实施例相同，此处不再赘述。
实施例6
如图2所示，在实施例1的基础上，所述尾翼包括置于每个所述机身1尾部上的垂尾4，每个所述垂尾4上设置有平尾3。每个垂尾4的任意位置上可以设置平尾3，共设置两个平尾3，两个平尾3置于同一水平面上。该实施例是尾翼的另一种布局，同样可以使得平尾3和垂尾4之间相互形成端板效应，气动效率更高。本实施例中，其它未描述的内容与上述实施例相同，此处不再赘述。
实施例7
如图2所示，在实施例6的基础上，每个所述垂尾上部设置有平尾。在这种尾翼布局的方式中，当两个平尾3均设置在两个所述垂尾4的上部时，可以使得平尾3和垂尾4的气动效率最高。本实施例中，其它未描述的内容与上述实施例相同，此处不再赘述。
实施例8
如图1所示，在实施例1的基础上，每个所述机身1后端设置有腹鳍6。根据航向安定性要求可以设置腹鳍6，将腹鳍6安装在每个所述机身1的后端，共设置两个腹鳍6，也可以不设置腹鳍6。本实施例中，其它未描述的内容与上述实施例相同，此处不再赘述。
实施例9
在实施例1-8的基础上，所述发动机5为涡扇发动机或涡喷发动机中的任意一种。
以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，应当指出的是，凡在本实用新型的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。
Claims (9)
1.一种双机身飞机，包括两个机身，机翼及尾翼，所述两个机身通过机翼连接为一体，所述两个机身尾部上设置有尾翼，其特征在于，每个所述机身的左右两侧均设置有发动机。
2.根据权利要求1所述的一种双机身飞机，其特征在于，每个所述机身中部的左右两侧设置有发动机。
3.根据权利要求1所述的一种双机身飞机，其特征在于，每个所述机身前端的左右两侧设置有发动机。
4.根据权利要求1所述的一种双机身飞机，其特征在于，所述尾翼包括置于每个所述机身尾部上的垂尾，两个所述垂尾之间设置有平尾。
5.根据权利要求4所述的一种双机身飞机，其特征在于，两个所述垂尾上部之间设置有平尾。
6.根据权利要求1所述的一种双机身飞机，其特征在于，所述尾翼包括置于每个所述机身尾部上的垂尾，每个所述垂尾上设置有平尾。
7.根据权利要求6所述的一种双机身飞机，其特征在于，每个所述垂尾上部设置有平尾。
8.根据权利要求1所述的一种双机身飞机，其特征在于，每个所述机身后端设置有腹鳍。
9.根据权利要求1-8任一项所述的一种双机身飞机，其特征在于，所述发动机为涡扇发动机或涡喷发动机中的任意一种。
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| CN201821763567.4U CN209126978U (zh) | 2018-10-29 | 2018-10-29 | 一种双机身飞机 |
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| CN (1) | CN209126978U (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112607025A (zh) * | 2020-12-24 | 2021-04-06 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机 |
| RU2815133C1 (ru) * | 2023-09-11 | 2024-03-11 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Национальный исследовательский Центр "Институт имени Н.Е. Жуковского" (ФГБУ "НИЦ "Институт имени Н.Е. Жуковского") | Летательный аппарат и его механизированное крыло |
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2018
- 2018-10-29 CN CN201821763567.4U patent/CN209126978U/zh active Active
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