多用途通用机体基本结构的飞机制造技术

一种飞机，包括： 一具有下部结构的三角形机翼； 一包括一安装在所述三角形机翼前面的驾驶舱的前机身；和 一安装在所述前机身和所述机翼所具有的下部结构下面的推进系统支撑框架。（*该技术在2016年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术是1995年12月15日提出的专利申请No．08／572，814的延续。本专利技术涉及飞机和飞机机体结构以及它们的制造方法。具体地说，涉及设计的适于标准组件制造的机体结构，该机体结构上的部件具有高度的通用性，可使同样的机体结构用于不同的飞机形式。现代军用飞机的需求是多样的。例如，有些飞机必需适合在航空母舰上飞行，这包括所述飞机要紧凑，能够在航空母舰物理尺寸的限制下起降。在一些应用中，一些军用飞机必需能够垂直降落。而在其它的应用中，则希望具有传统的起降特性的飞机。同样，对于驾驶舱结构，武器设备结构等也具有不同的需求。至今，军用飞机的制造一直很昂贵。在某种程度上，这是由于为满足不同的需求如推进系统，飞行状态，驾驶舱结构以及武器设备结构，飞机制造商要设计各自不同的机体结构以满足不同的需求。由于各部件缺乏通用性而无法达到经济规模，使得制造成本居高不下。因而，以可接受的成本制造高性能的作战飞机一直是很困难的。岂今为至，如何从一种可通过容易地修改而满足对推进系统、驾驶舱结构等的不同需求的单一的，通用的基本机体结构来发展出一族各具特色的飞机的方法还不得而知。我们需要的是一种用于飞机制造的方法，该方法可达到高度的零件通用程度和可接受的成本，且同时具有先进的技术和高性能。本专利技术包括一种用于高性能军用飞机制造的标准组件制造方法。应用本专利技术可使飞机制造在主要部分如推进系统、驾驶舱结构满足不同设计要求的同时具有高度的零件通用性，从而以较低成本生产具有先进技术、高性能的作战飞机。例如，同样的机体结构可用于短距起飞-垂直降落飞机(STOVL)，也可用于传统起落方式的飞机(CTOL)，还可用于航空母舰舰载机型(CV)，其零件通用程度达90％以上。这一结果的实现是通过运用一种标准组件的方式来构造飞机。例如，一架飞机包括三角翼；带有安装在机翼前的驾驶舱的前机身部分；安装在机翼下方并从前机身延伸至机翼后部的推进系统支撑框架，推进系统安装在该框架内。在优选实施例中，上述机翼由热塑材料制造。为减少零件数量，应用焊接代替紧固件连接。在优选实施例中，该飞机还包括一布置在机翼后方的后机身。该后机身最好装有一推进系统的排气尾喷管以及一对倾斜垂尾。上述尾喷管带有一对可相对移动的构件用来改变尾喷管的横截面积。方向舵可安装在尾翼上。前机身部分最好装有进气道框架将进气道进气开口定位在驾驶舱之下以引导空气进入推进系统。附图说明图1是根据本专利技术优选实施例的飞机透视图。图2是根据本专利技术优选实施例的俯视透视图，为显示其内部结构去掉了外蒙皮。图3是根据本专利技术优选实施例的底部透视图，为显示其内部结构去掉了外蒙皮。图4是根据一优选实施例的飞机的部分剖开侧视图。图5用来说明根据一优选实施例的飞机的主要标准组件，为显示内部结构去掉了外蒙皮。图6表示了一优选实施例中推进系统的详细结构，并用简图表示了其周围的飞机结构。为说明本专利技术，现就一特定的优选实施例进行解释。这仅是为了对本专利技术作说明，并不意味着本专利技术的范围只限于此。参考图1、2、3和4会使读者对该飞机的整体框架结构有一清楚的认识。该飞机1包括带有驾驶舱2的前机身28；一融合的三角翼平面形状的机翼4；一对倾斜垂尾6、7；以及推进系统组合，包括由支承框架23支承的推进系统10。如图3所示，推进系统10沿飞机1中心线定位在推进系统支承框架23内。一机头下部进气道9布置在飞机1的前机身内用以引导空气进入推进系统10。一用于推进系统10的排气喷管11布置在飞机1的尾端部。内部武器舱8可安装在机翼4下方，与推进系统支承框架23相邻。除此以外或与此同时，武器也可吊装在机翼下方的外部。图5表示了构成飞机1的主要标准组件。它们分别是机翼4；装有尾翼6、7和排气喷管11的后机身／尾翼20；推进装置(此图只表示出用来安装推进系统的支承框架23)；和装有驾驶舱及推进系统进气道的前机身28。这些标准组件可分别单独制造，并可根据不同的飞机型式如战斗机或其他形式飞机的需要作必要的更改，之后，再将其装配到最后所需要的飞机上。其结果是，几种不同形式的飞机制造，其零件通用率高达90％以上。三角形机翼4是由6一整体多梁式翼盒12构成，这种结构形式用于所有的飞机构形。在优选实施例中，机翼4具有55°前缘后掠角。机翼前缘14对于CV形式飞机可在前缘设置涡流翼刀16。其他的边缘处理可根据具体的飞机用途需求而定。例如，在传统起降方式的CTOL飞机上可相应采用高速机动的前缘襟翼结构。一对截直翼尖18和用于机动飞行的前缘襟翼29(在图5中只表示在翼盒的一边)可安装在翼盒14的最外边缘，这种结构形式的翼盒适用于CV和CTOL飞机。翼盒12最好用热塑材料制造。它包括一系列大体平行的翼梁15和翼肋17，其连接形式最好采用热塑焊接。翼梁之间的间距最好约十英寸。四个翼肋17a，b，c，d沿翼盒长度成对布置。两个内侧翼肋17b，c的布置最好能与推进系统支承框架23的前后结构及其主要纵向翼肋构件保持一条直线。两个外侧翼肋17a，17d应能为飞机的外挂部位提供必需的刚度。另外的一对起落架支承翼肋19a，b，为主起落架27提供支撑和安装结构。起落架的设计可根据具体要求而定。向内收起的起落架安装在机翼4上可使全机尺寸紧凑。外挂支承翼肋21可进一步向外布置在起落架支承翼肋之外靠近翼尖的地方。若需要它可为武器系统在机翼4上的外挂提供支撑。翼盒的外蒙皮(图1所示)也最好用热塑材料制造，并用热塑焊接。或者，蒙皮或翼盒结构的其他部件也可用紧固件连接，或用热固材料或铝制造，尽管热塑焊接对于减轻重量和零件数量是十分有利的。机翼4采用整体融合的三角形平面形状并带有明显的下反角，其翼剖面采用超音速薄翼型。此结构加强了弦向的抗弯刚度，而该刚度通常是由机身提供的。该部件是飞机1的主要部件，其他部件均与之相连。因此，机翼4既起机翼结构的作用又起机身结构的作用。此外，它还在其内部提供足够容积的内部油箱以满足飞机的航程要求。后机身／尾翼组件20包括倾斜垂尾6，7以及用于推进系统排气的整体结构二维矢量推力喷管11(见以下的讨论)。方向舵36安装在每个垂尾6，7上。尾喷管11包括一对液压驱动构件，通过操纵该构件可增大或减小排气截面积，且可在STOVL的飞行状态时关闭该喷管。我们将看到另一个标准组件是推进装置。图5表示了三种形式的推进系统支承框架23，24，25，分别适应CV，CTOL及STOVL飞机形式。每种支承框架23，24，25具有相同的基本结构，即有一系列带有大体圆形的孔40的平行结构的支承件38。在平行构件之间安装纵向肋39构成支承推进系统10的框架。支承框架23最好大部分采用钛蜂窝基本结构。基本框架构形可随不同的飞机需求作改动。例如，适于CV的框架23包括适应弹射／阻拦载荷的结构变动，而STOVL的框架25在沿着肋39靠近其中部具有用于安装升力喷管26的结构改动。如图6所示，推进系统10包括一具有高增压比的涵道风扇喷气发动机43，该发动机带有一涵道风扇和压气机段44，通过风扇涵道45提供涵道风扇空气。紧接在风扇涵道45之后的是涡轮段46及主升力喷管增压室47。与主升力喷管增压室47相连的是尾管48，与该尾管相连的是巡航喷管49，它通过喷管11排出风扇气流及发动机喷气流。喷管11最好装有一本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】

【专利技术属性】
技术研发人员：罗伯特·W·伯纳姆，迈克尔·F·菲茨帕特里克，丹尼斯·A·米伦伯格，约瑟夫·K·肖贝伦，劳伦斯·B·特伦，
申请(专利权)人：波音公司，
类型：发明
国别省市：