高隐身无平尾升力体布局飞机制造技术

本发明专利技术公开一种高隐身无平尾升力体布局飞机，包括机身(1)、位于机身(1)两侧的左主翼(21)和右主翼(22)、位于机身后部的喷口(3)、位于机身(1)侧部的进气道(41、42)，在所述左主翼(21)远离机身(1)的一端设有左小翼(51)，在右主翼(22))远离机身(1)的一端设有右小翼(52)，所述左小翼(51)与右小翼(52)的外形相同，左小翼(51)的外倾角与机身(1)左侧部进气道(41)唇口外倾角平行，右小翼(52)的外倾角与机身(1)右侧部进气道(42)唇口外倾角平行。本发明专利技术的无平尾升力体布局飞机，气动性能好，隐身效果佳。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于隐身战斗机
，特别是一种气动性能强，隐身效果好的高隐身无平尾升力体布局飞机。
技术介绍
无平尾升力体布局飞机包括鸭式布局或无尾三角翼布局的飞机。为改善小展弦比高升力无平尾升力体布局飞机的偏航安定性和实现偏航操纵，并提高隐身性能，在后机身尾喷口的侧上方设置了比常规战斗机垂尾面积小一个量级、外倾的双垂尾。双垂尾结构会在机体尾部上表面产生逆压梯度，升力系数损失加大；来自机体前部的脱体涡会引起不稳定，机体的升阻特性恶化；在超音速飞行条件下尾喷口膨胀区激波对垂直安定面造成不利影响。由于双垂尾的设置，当飞机处于跨音速和亚音速机动飞行及过失速飞行状态时，由于垂尾完全处于主翼和后机身的紊乱低能量气流中，垂尾的偏航效率急剧下降；在超音速侧滑时，膨胀的喷流向垂尾背风面移动，使机尾和垂尾局部背风面的压大增大，从而产生反向侧力及不稳定的航向力距，降低垂尾的偏航安定效率。为提高飞机垂直安定面的尾容量，而垂尾的面积又不能加大，则在后机身下部与垂尾相对应的地方增设腹鳍。腹鳍的存在使飞机尾部增加了两个侧向的雷达反射平面，导致侧向特定角度上平面RCS值的增加。垂尾外侧面与尾撑上表面之间、尾撑下表面与腹鳍外侧面之间以及垂尾后缘与尾撑之间、发动机喷管与尾撑之间的开缝分别呈锐角状态，均会导致行波RCS值的增强。因此，该类飞机在后半球方向上不具备理想的隐身能力。另外，当飞机处于超音速飞行状态时，腹鳍将在来流中产生激波阻力。特别时飞机在进行超音速机动飞行时，腹鳍在来流中的投影面积隨飞机迎角的增加而增大，进一步增大了激波阻力。当飞机处于跨音速和亚音速机动飞行及过失速飞行状态时，由于垂尾完全处于主翼和后机身的紊乱低能量气流中，垂尾的效率急剧下降，固定设置于机尾下面的腹鳍处于未受扰动的来流之中，能提供偏航力距的补充。但由于腹鳍是固定的，仅能提供偏航安定力距，而无法通过偏转产生偏航控制力矩。而此时垂尾气动效率低下，偏航控制力矩必须由可在水平方向上偏转的轴对称矢量喷口提供。因此，采用鸭式布局和无尾三角翼布局的飞机均无法采用雷达和红外隐身性能更好的矩形截面喷口。总之，现有技术存在的问题是：1、在后机身尾喷口的上方设置的双垂尾，升力系数损失加大，机体的升阻特性恶化；2、为保证偏航安定效率而增设的腹鳍，降低了飞机的隐身性能，超音速飞行时激波阻力大；3、为保证飞机处于跨音速和亚音速机动飞行及过失速飞行状态时的偏航控制力矩，只能采用轴对称矢量喷口，无法采用矩形截面喷口以获得更好的隐身性能。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种高隐身无平尾升力体布局飞机，气动性能强，隐身效果好。实现本专利技术目的的技术方案为：一种高隐身无平尾升力体布局飞机，包括机身、位于机身两侧的左主翼和右主翼、位于机身后部的喷口、位于机身侧部的进气道，在所述左主翼远离机身的一端设有左小翼，在右主翼远离机身的一端设有右小翼，所述左小翼与右小翼的外形相同，左小翼的外倾角与机身左侧部进气道唇口外倾角平行，右小翼的外倾角与机身右侧部进气道唇口外倾角平行。本专利技术与现有技术相比，其显著优点为：1、升力系数损失小，升阻特性好：本专利技术将常规的双垂尾结构改为双主翼梢的小翼，减小了升力系数损失，优化了机体的升阻特性；2、隐身性能好：取消了由于双垂尾结构必需的腹鳍，提高了飞机的隐身性能；3、超音速飞行时激波阻力小：取消了由于双垂尾结构必需的腹鳍，同时超音速飞行时激波阻力减小；4、升阻特性好：翼梢小翼有效地抑制了飞机在亚、跨音速大迎角机动飞行时产生的基本翼翼尖涡，减小了由翼尖涡引起的诱导阻力，因而有效地提高了单位重量剩余推力SEP值（SEP值为总推力减去总阻力之差与飞机当地空速之积除以飞机当时重量）；并且由于翼梢小翼的拉力效应，进一步提高了机翼的升阻特性；5、采用矩形矢量喷口：作为进一步改进，本专利技术的气动布局使飞机减少了在大迎角和过失速机动状态下的偏航操纵对矢量喷口偏航力矩的依赖，从而可以采用矩形矢量喷口，以充分发挥矩形矢量喷口机尾修形阻力低、雷达和红外隐身性能均好的特点。下面结合附图对本专利技术作进一步详细描述。附图说明图1是本专利技术高隐身无平尾升力体布局飞机的俯视图。图2是图1的右侧视图。图3是图1的前视图。图中，机身1、左主翼21、右主翼22、喷口3、左侧部进气道41、右侧部进气道42、左小翼51、右小翼52、左固定面511、左方向舵512、右固定面521、右方向舵522。具体实施方式如图1、2、3所示，本专利技术高隐身无平尾升力体布局飞机，包括机身1、位于机身1两侧的左主翼21和右主翼22、位于机身后部的喷口3、位于机身1侧部的进气道41、42，在所述左主翼21远离机身1的一端设有左小翼51，在右主翼22远离机身1的一端设有右小翼52，所述左小翼51与右小翼52的外形相同，左小翼51的外倾角与机身1左侧部进气道41唇口外倾角平行，右小翼52的外倾角与机身1右侧部进气道42唇口外倾角平行。本专利技术将常规的双垂尾结构改为双主翼梢的小翼，即左小翼51与右小翼52，减小了升力系数损失，优化了机体的升阻特性。另一方面由于取消了由于双垂尾结构必需的腹鳍，提高了飞机的隐身性能，同时超音速飞行时激波阻力减小。左小翼51与右小翼52的整体外形与现有技术中垂尾相同，也可根据需要重新设计。进一步地，所述左小翼51包括与左主翼21固定连接的左固定面511和与左固定面511活动连接的左方向舵512，所述右小翼52包括与右主翼22固定连接的右固定面521和与右固定面521活动连接的右方向舵522。本专利技术的主翼梢的小翼，不仅具有端板作用、能耗散翼尖涡、减小诱导阻力、产生部分升力和向前的气动拉力、推迟基本翼翼尖失速和提高副翼操纵效率的功能，而且由于安装了方向舵，还进一步改善了主翼的气动性能。具体为：无论在巡航状态和起降状态，通过改变左右小翼后缘舵面偏角以改变左右小翼所产生的环量，可以明显地改变基本翼有气动特性，具体归结如下：(a)左右小翼舵面内偏减小了机翼进有升力系数，偏角越大升力系数减小量越为明显。舵面内偏时，翼尖涡向内、向下偏移，舵面外偏增加了机翼的升力系数，偏角越大升力提高亦越为明显。其原因为：当舵面内偏时，小翼弯度变小，作用在小翼上的升力变小，从而作用在基本翼升力方向上的升力分量亦减小。而当小翼舵面外偏时则正好相反，舵面外偏时，翼尖涡向上、向外偏移，说明更有利于衰减翼尖涡。(b)左右小翼舵面的内外偏转使基本翼的阻力系数相对于舵面不偏均有所增高，舵面偏角越大，阻力系数增量出越大。当小翼的舵面的内外偏转用度相同时，舵面内偏时的阻力系数大于舵面外偏的阻力系数。(c)左右小翼舵面的偏转使得机翼的升阻比相对于舵面不偏时有所下降，升阻比下减小量隨着偏角的增加而增加。在舵面分别向内、向外等用度偏转的条件下，舵面内偏时的气动损失大于舵面外偏。(d)左右小翼舵面内偏减小了机翼的俯仰力矩系数，偏角越大，机翼的俯仰力矩系数减小越为明显。即，舵面的内偏减弱了机翼的机翼的纵向安定性，减小量与偏角增量呈正比；反之，舵面的外偏增强了机翼的纵向稳定性，俯仰力矩增量与外偏角增量呈正比。根椐加装舵面的左右小翼这一特性，可分别针对飞机起飞、巡航、降落阶段的不同气动要求，分别采取使左右小翼舵面同步外偏、不偏和同步内偏的措施改善气动条件，以提高飞机在上述各阶段中本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种高隐身无平尾升力体布局飞机，包括机身(1)、位于机身(1)两侧的左主翼(21)和右主翼(22)、位于机身后部的喷口(3)、位于机身(1)侧部的进气道(41、42)，其特征在于：在所述左主翼(21)远离机身(1)的一端设有左小翼(51)，在右主翼(22))远离机身(1)的一端设有右小翼(52)，所述左小翼(51)与右小翼(52)的外形相同，左小翼(51)的外倾角与机身(1)左侧部进气道(41)唇口外倾角平行，右小翼(52)的外倾角与机身(1)右侧部进气道(42)唇口外倾角平行。

【技术特征摘要】
1.一种高隐身无平尾升力体布局飞机，包括机身(1)、位于机身(1)两侧的左主翼(21)和右主翼(22)、位于机身后部的喷口(3)、位于机身(1)侧部的进气道(41、42)，其特征在于：在所述左主翼(21)远离机身(1)的一端设有左小翼(51)，在右主翼(22))远离机身(1)的一端设有右小翼(52)，所述左小翼(51)与右小翼(52)的外形相同，左小翼(51)的外倾角与机身(1)左侧部进气道(41)唇口外倾角平行，右小翼(52)的外倾角与机身(1)右侧部进气道(42)唇口外倾角平行。2.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于：所述左小翼(51)包括与左主翼(21)固定连接的左固定面(511)和与左固定面(511)活动连接的左方向舵(512)，所述右小翼(52)包括与右主翼(22)固定连接的右固定面(521)和与右固定面(521)...

【专利技术属性】
技术研发人员：戈晓宁，
申请(专利权)人：戈晓宁，
类型：发明
国别省市：江苏;32