飞机设计方法与方案技术

一种全面超越F22和T50，并领先其半代到一代的战斗机方案。该战斗机具有超高机动性、优秀的隐身气动外形、高超音速和短距离起降能力等优势。“大纵向迎风面设计原则”、“稳定三角形”、“快速性问题的研究”以及“机身侧斜线布局”等方法为飞机的设计提供了新的思路。在“快速性问题的研究”中涉及的研制高超音速飞行器影响到第六代战斗机、洲际导弹的反导和航天工程等。而用量子统计物理研发的新空气动力仿真模型和用前沿边条突破热障的方法，是打开高超音速飞行之门的两把关键钥匙。

【技术实现步骤摘要】
【专利说明】飞机设计方法与方案 本专利技术涉及飞机设计方法与方案。 -种全面超越F22和巧0,并领先其半代到一代的战斗机方案。该战斗机具有超高 机动性、优秀的隐身气动外形、高超音速和短距离起降能力等优势。"大纵向迎风面设计原 贝IJ"、"稳定H角形"、"快速性问题的研究及"机身侧斜线布局"等方法为飞机的设计提供 了新的思路。在"快速性问题的研究"中涉及的研制高超音速飞行器影响到第六代战斗机、 洲际导弹的反导和航天工程等。而用量子统计物理研发的新空气动力仿真模型和用前沿边 条突破热障的方法，是打开局超首速飞行之n的两把关键钥匙。[000引 1.大纵向迎风面 纵向迎风面是指战斗机俯视图的全部面积。有效纵向迎风面是考虑了水平尾翼与 鸭翼的不同影响因素后，经过修正的纵向迎风面面积。 1. 1战斗机的急转弯飞行 急转弯飞行是战斗机机动性的一个重要方面。战斗机的急转弯飞行是将转弯开始 时的速度矢量变换成最终转向的速度矢量。 战斗机的急转弯飞行大致可分为前半程和后半程。前半程；战斗机利用有效纵向 迎风面进行转弯制动和速度矢量的转换。当满足了机身与最终转向的夹角小于等于45°或 者机身转过90°的条件后，发动机开始逐步参与进急转弯的工作。此时急转弯由前半程逐 渐进入后半程。后半程：主要用发动机参与转弯制动和在最终转向方向加速。包括过最终 转向用发动机参与急转弯。 1. 2战斗机的结构特性与急转弯飞行的能量源 结构特性；战斗机的结构特点决定了其纵向抗过载能力较强，侧向次之，上下面较 弱。 能量源一：急转弯开始时初始方向的较大动能。此动能随着转弯的进程而变化，初 期很大，随着初始方向的速度减小而快速下降。 能量源二：战斗机的发动机。特点：推力持久、可控。 1. 3战斗机的新急转弯方法H步曲 第一步：用侧后矢量喷管操控战斗机沿机身纵轴滚转，用副翼固定滚转后的位置； 用控制驼面等增大迎风面。利用大纵向迎风面进行转弯制动和速度矢量的转换。 第二步：减小侧后矢量喷管的旋转力矩，用侧后矢量喷管和副翼控制回转机身减 小迎风面；在侧向位或近侧向位，利用战斗机本身产生并由侧后矢量喷管控制的机身侧向 旋转力矩，实现战斗机的快速转向。该过程有一保护机制，防止转过侧向位。此外，根据需 要侧后矢量喷管的偏转角和喷气量都能够快速地做调整。 第H步；用发动机参与转弯制动并在最终转向方向加速。包括：机身转过最终转 向，用发动机做转弯制动和在最终转向方向进行加速。 上面过程的详细叙述；i.用侧后矢量喷管滚转机身。ii.用副翼稳定滚转后的机 身位置。此时，副翼和侧后矢量喷管产生的相反旋转力矩互相抵消。iii.用水平控制驼面 等增大迎风面，利用有效纵向迎风面进行转弯制动和速度矢量的转换。急转弯的前半程在 此过程中开始。iv减小侧后矢量喷管的旋转力矩，回转机身减小迎风面；根据需要控制在 侧向位置或近侧向位置。V.利用飞机本身的侧向旋转力矩和侧后矢量喷管的侧向力矩， 用侧后矢量喷管控制实现机身的快速转向。该过程有一个保护机制，防止机身转过侧向位。 其中，侧后矢量喷管的偏转角和喷气量根据需要都在不断地做快速调整；调整出来的多余 气体，由正后方的矢量喷管同步排出。Vi.根据飞机所处的不同位置，发动机逐渐加大推力。 当满足了机身与最终转向的夹角小于等于45°或者机身转过90°的条件后，转弯进入后 半程。vii.机身转过最终转向位置后，发动机也参与进转弯制动并在最终转向方向加速。 viii.调正航向，完成急转弯过程。 1.4大纵向迎风面的设计原则 从上面的分析中可W得出结论；在基本不减小最大使用过载，不增加机体结构重 量的情况下，通过合理布局、选择材料、优化结构设计，尽可能地增大单位重量的有效纵向 迎风面面积。 战斗机采用大纵向迎风面设计主要是因为；i.大纵向迎风面能够更好地利用战 斗机急转弯开始时的初始动能。更有效地减小初始方向的速度。ii.大纵向迎风面和上面 介绍的新急转弯方法都符合战斗机的结构特性。iii.大纵向迎风面还可W不影响过最终转 向用发动机参与急转弯。 该处推介的新急转弯方法，规避了用战斗机最薄弱的上下面直接翻转，降低了对 材料和结构的要求。其侧向快速转向方法，还为尾喷管参与急转弯扩展了发挥作用的范围。 急转弯时，大纵向迎风面也意味着产生同样的制动和速度矢量转换效果，机身的 迎风角较小。从此角度也可W看作，降低了对材料和结构的要求。 我认为战斗机机动性的优劣主要由两项指标决定；i.单位重量的有效纵向迎风 面面积；ii.推重比。单位重量的有效纵向迎风面面积决定了急转弯前半程的效率。战斗 机的推重比决定了急转弯后半程的效率和加速性、爬升率。评价战斗机的机动性，应该用单 位空机重量的有效纵向迎风面面积和空机推重比两项指标。 此外，控制系统若不能满足急转弯和高机动动作的需求也会影响战斗机的机动 性。战斗机在实战中的表现还与雷达及航电系统有关。飞行员与机载武器也是影响其战场 表现的因素之一。 2.稳定S角形 2. 1H角形最大航向稳定角计算公式[003。 式中：目为最大航向稳定角，1为立角形的后边长，d为重必到后边的距离。 2. 2稳定H角形与无垂直尾翼飞机 喷气式战斗机的重必比较靠后。去掉了垂直尾翼后，战斗机的侧向气动力矩前部 大于后部。为了便于控制，需要气动外形有一定的航向稳定性。H角形机身等形成的稳定 H角形能够为无垂直尾翼飞机提供需要的航向稳定性。 3.快速性问题的研究 3. 1高超音速 高超音速是指飞行器在大气层中用5倍W上的音速到第一宇宙速度之间进行飞 行的速度。高超音速飞行器的实现有两个重要意义： i.高超音速飞行器的实现意味着后核武器时代的开始。理由是用高超音速飞行器 作为战略导弹的面防御反导平台，是一种经济、高效的方法。因为它能够实现战略导弹的防 御成本低于进攻成本。并且能够实现多目标、多批次拦截和有很高的拦截概率。在此条件 下国家导弹防御系统的全面部署将成为可能。而拥有大量进攻性战略核导弹的思想也将变 的没有意义。不战而屈人之兵的道理可W使超级核大国放弃大量拥有核武器的作法。世界 因此也将进入后核武器时代。[003引ii.高超音速飞行器的实现能够极大地降低航天工程的成本。美国旧的航天飞机 失败的根本原因是其用亚音速飞行器做高超音速飞行所至。高超音速飞行器用于航天工 程，有望实现航天器的单级或一级半入轨；它还能够实现水平起飞、水平降落，成为真正的 航天飞机。 3. 2弹性气体与塑性气体 飞行器的速度接近音速时会出现音障。为了克服音障，RichardWhitcomb提出了 著名的面积律。化chardWhitcomb的面积律反映的是空气的弹性特性。该面积律的适用范 围是弹性气体。当飞行器的速度大约为2. 5倍音速时，会出现热障。此时，空气相对于飞行 器来说塑性的比例已经很大。对于用5倍W上音速进行高超音速飞行的飞行器来说，空气 几乎完全呈现塑性特性。化chardWhitcomb的面积律不适用于塑性气体。 3. 3飞碟问题的思考 基于对空气特性的认识，我认为碟形飞行器是进行高超音速飞行的理想飞行器。 原因是飞碟主要飞行在塑性气体中。在塑性气体中飞行的飞行器，主要W切割、分离空气的 方式进行飞行。不同于在弹性气体中飞行的飞行器，主要W挤压空本文档来自技高网...

【技术保护点】
前沿边条其特征在于，前沿边条是一种带状导热板，该带状导热板安装在飞行器的迎风面；当导热板的迎风端生热时，导热板能够降低迎风端的温度。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：张焰，
申请(专利权)人：张焰，
类型：发明
国别省市：河南;41