一種采用混合翼身的飛行器氣動外形制造技術

一種采用混合翼身的飛行器氣動外形。以所述混合翼身飛行器一側氣動外形為例，沿機體展向分別為中央機體、過渡段和外翼段，并且所述的過渡段位于中央機體與外翼段之間，并且中央機體、過渡段和外翼段的面積比為1∶0.350：0.554。由于本實用新型專利技術采取的技術方案，使阻力發散馬赫數Madd=0.83，最大升阻比Kmax＝25，比翼身融合布局提高8.7％，使本實用新型專利技術比翼身融合布局具有更高的氣動效率和良好的升阻性能。本實用新型專利技術的縱向力矩靜穩定為裕度3％，基本達到了巡航飛行時的自配平設計要求。同時，本實用新型專利技術具有更大的裝載空間。（*該技術在2022年保護過期，可自由使用*）

【技術實現步驟摘要】

本專利技術涉及飛行器設計領域，具體是一種采用混合翼身的飛行器氣動外形。
技術介紹
隨著20世紀80年代翼身融合飛翼布局的巨型戰略轟炸機B2的首次試飛，人們對此類外形應用于民航旅客機或運輸機的可能性產生了濃厚興趣和探討。波音從20世紀90年代初開始研究翼身融合體外形的技術上和商業上的可行性和概念設計研究，隨后歐洲、俄羅斯和日本等也相繼開展類似的研究。相對于常規布局，翼身融合布局的優點主要表現在以下幾點，采用翼身融合無尾布局，大大減小了浸濕面積，具備了較高的氣動效率；由于氣動效率的提高，減小了燃油消耗，并降低了氮氧化物的排放，具有較高的環境優勢；寬大 的中央機體具備了裝載空間大和結構效率高優點；將發動機置于寬大機體上表面，有效屏蔽了發動機噪音同時避免了噪音被機翼下表面反射，有利于減小噪音水平。但，翼身融合布局也有相應缺陷，如專利US-20090152392A1所描述的翼身融合布局，較厚的中央機體和過渡段在跨聲速飛行時易產生激波；外翼段后掠角較大，氣動效率較低且不利于縱向平衡控制，限制翼身融合布局氣動性能的進一步提高，中央機體較短，無法布置更多的逃逸艙門，難于滿足適航要求。
技術實現思路
為克服現有翼身融合布局技術中存在的氣動效率和縱向操縱能力的不足，本專利技術提出了一種采用混合翼身的飛行器氣動外形。以所述混合翼身飛行器一側氣動外形為例，沿機體展向分別為中央機體、過渡段和外翼段，并且所述的過渡段位于中央機體與外翼段之間，并且中央機體、過渡段和外翼段的面積比為I O. 350 0.554;a.中央機體采用前加載后卸載翼型；中央機體包括中央機體根部控制面、中央機體中部控制面、中央機體梢部控制面；中央機體的平面形狀為梯形；中央機體的投影面積為全機半模投影面積的52.5% ;中央機體前緣后掠角α為65° ;中央機體根部控制面弦長L4 = 38m ;中央機體梢部控制面距中央機體根部控制面的展向距離S6_4 = 6. 8342m,中央機體梢部控制面前緣頂點的坐標為(15. 0740m,6. 8341m,O. 7000m)，中央機體梢部控制面弦長L6 = 20. 7739m ;中央機體中部控制面距中央機體根部控制面的展向距離S5-4 =3. 4171m ;中央機體中部控制面的弦長為29. 3869m,中央機體中部控制面前緣頂點的坐標為(7. 5370m, 3. 4171m, O. 3500m)；中央機體根部控制面的翼型的前緣頂點與中央機體根部控制面前緣頂點重合，并將所述中央機體根部控制面的翼型的橫坐標X和縱坐標I均放大38倍，得到中央機體根部控制面的截面形狀；中央機體中部控制面的翼型的前緣頂點與中央機體中部控制面前緣頂點重合，并將所述中央機體中部控制面的翼型的橫坐標X放大29. 3869倍，縱坐標y放大31. 0119倍，得到中央機體中部控制面的截面形狀；中央機體梢部控制面的翼型的前緣頂點與中央機體梢部控制面前緣頂點重合，并將所述中央機體梢部控制面的翼型的橫坐標X放大20. 7739倍，縱坐標y放大22. 9655倍，得到中央機體梢部控制面的截面形狀；b.過渡段包括中央機體梢部控制面、過渡段中部控制面、過渡段梢部控制面；過渡段的平面形狀為梯形，且中央機體梢部控制面即為過渡段的根部；過渡段的投影面積為全機半模投影面積的18. 4%;過渡段前緣后掠角β為50° ;過渡段梢部控制面距中央機體梢部控制面的展向距離S8_6 = 4. 8464m，過渡段梢部控制面前緣頂點的坐標為(20. 6963m,11.6804m, I. 4000m)，過渡段梢部控制面弦長L8 = 8. 3942m ；過渡段中部控制面距中央機體梢部控制面的展向距離S7_6 = 2. 4232m ;通過以上幾何關系確定過渡段中部控制面的弦長為14. 5841m，過渡段中部控制面前緣頂點的坐標為 (17. 8851m,9. 2572m,I. 0500m)；過渡段中部控制面的翼型采用前加載后卸載翼型；過渡段中部控制面的翼型的前緣頂點與過渡段中部控制面前緣頂點重合，并將翼型的橫坐標X放大14. 5841倍,縱坐標y放大14. 6570倍，得到過渡段中部控制面的截面形狀；過渡段梢部控制面的翼型采用超臨界翼型；過渡段梢部控制面的翼型的前緣頂點與過渡段梢部控制面前緣頂點重合，并將翼型的橫坐標X和縱坐標y分別放大8. 3942倍，得到過渡段梢部控制面的截面形狀；c.外翼段包括過渡段梢部控制面、外翼段中部控制面、外翼段梢部控制面，并通過所述的過渡段梢部控制面、外翼段中部控制面和外翼段梢部控制面，采用線性插值的方法獲得外翼段的三維構型；外翼段的過渡段梢部控制面即為外翼段的根部；外翼段的投影面積為全機半模投影面積的29. 1% ;外翼段前緣后掠角Y為26° ;外翼段梢部控制面距過渡段梢部控制面的展向距離Sich8 = 19. 8794m，外翼段梢部控制面前緣頂點的坐標為(30. 3429m, 31. 5600m,I. 400m)，外翼段梢部控制面弦長L10 = 2. 8132m ；外翼段中部控制面距過渡段梢部控制面的展向距離S9_8 = 9. 9397m ;外翼段中部控制面的弦長為5. 6037m，外翼段中部控制面前緣頂點的坐標為(25. 5196m，21. 6202m，I. 4000m)；外翼段中部控制面的翼型采用超臨界翼型；外翼段中部控制面的翼型的前緣頂點與外翼段中部控制面前緣頂點重合，并將翼型繞所述的前緣頂點按照右手法則旋轉I. 7度，形成負幾何扭轉；將翼型的橫坐標X和縱坐標I分別放大5. 6037倍，得到外翼段中部控制面的截面形狀；構成外翼梢部控制面的翼型采用翼梢翼型；將構成外翼梢部控制面的翼型的前緣頂點與外翼段梢部控制面前緣頂點重合，將翼型的橫坐標X和縱坐標I分別放大2. 8132倍，得到外翼段梢部控制面的截面形狀。所述前加載后卸載翼型的翼型數據如表一所示，其中翼型前緣點為(0，0)；表一前加載后卸載翼型的翼型數據本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種采用混合翼身的飛行器氣動外形；其特征在于，沿機體展向分別為中央機體、過渡段和外翼段，并且所述的過渡段位于中央機體與外翼段之間，并且中央機體、過渡段和外翼段的面積比為1∶0.350∶0.554；a.中央機體采用前加載后卸載翼型；中央機體包括中央機體根部控制面、中央機體中部控制面、中央機體梢部控制面；中央機體的平面形狀為梯形；中央機體的投影面積為全機半模投影面積的52.5％；中央機體前緣后掠角α為65°；中央機體根部控制面弦長L4＝38m；中央機體梢部控制面距中央機體根部控制面的展向距離S6？4＝6.8342m，中央機體梢部控制面前緣頂點的坐標為(15.0740m，6.8341m，0.7000m)，中央機體梢部控制面弦長L6＝20.7739m；中央機體中部控制面距中央機體根部控制面的展向距離S5？4＝3.4171m；中央機體中部控制面的弦長為29.3869m，中央機體中部控制面前緣頂點的坐標為(7.5370m，3.4171m，0.3500m)；中央機體根部控制面的翼型的前緣頂點與中央機體根部控制面前緣頂點重合，并將所述中央機體根部控制面的翼型的橫坐標x和縱坐標y均放大38倍，得到中央機體根部控制面的截面形狀；中央機體中部控制面的翼型的前緣頂點與中央機體中部控制面前緣頂點重合，并將所述中央機體中部控制面的翼型的橫坐標x放大29.3869倍，縱坐標y放大31.0119倍，得到中央機體中部控制面的截面形狀；中央機體梢部控制面的翼型的前緣頂點與中央機體梢部控制面前緣頂點重合，并將所述中央機體梢部控制面的翼型的橫坐標x放大20.7739倍，縱坐標y放大22.9655倍，得到中央機體梢部控制面的截面形狀；b.過渡段包括中央機體梢部控制面、過渡段中部控制面、過渡段梢部控制面；過渡段的平面形狀為梯形，且中央機體梢部控制面即為過渡段的根部；過渡段的投影面積為全機半模投影面積的18.4％；過渡段前緣后掠角β為50°；過渡段梢部控制面距中央機體梢部控制面的展向距離S8？6＝4.8464m，過渡段梢部控制面前緣頂點的坐標為(20.6963m，11.6804m，1.4000m)，過渡段梢部控制面弦長L8＝8.3942m；過渡段中部控制面距中央機體梢部控制面的展向距離S7？6＝2.4232m；通過以上幾何關系確定過渡段中部控制面的弦長為14.5841m，過渡段中部控制面前緣頂點的坐標為(17.8851m，9.2572m，1.0500m)；過渡段中部控制面的翼型采用前加載后卸載翼型；過渡段中部控制面的翼型的前緣 頂點與過渡段中部控制面前緣頂點重合，并將翼型的橫坐標x放大14.5841倍，縱坐標y放大14.6570倍，得到過渡段中部控制面的截面形狀；過渡段梢部控制面的翼型采用超臨界翼型；過渡段梢部控制面的翼型的前緣頂點與過渡段梢部控制面前緣頂點重合，并將翼型的橫坐標x和縱坐標y分別放大8.3942倍，得到過渡段梢部控制面的截面形狀；c.外翼段包括過渡段梢部控制面、外翼段中部控制面、外翼段梢部控制面，并通過所述的過渡段梢部控制面、外翼段中部控制面和外翼段梢部控制面，采用線性插值的方法獲得外翼段的三維構型；外翼段的過渡段梢部控制面即為外翼段的根部；外翼段的投影面積為全機半模投影面積的29.1％；外翼段前緣后掠角γ為26°；外翼段梢部控制面距過渡段梢部控制面的展向距離S10？8＝19.8794m，外翼段梢部控制面前緣頂點的坐標為(30.3429m，31.5600m，1.400m)，外翼段梢部控制面弦長L10＝2.8132m；外翼段中部控制面距過渡段梢部控制面的展向距離S9？8＝9.9397m；外翼段中部控制面的弦長為5.6037m，外翼段中部控制面前緣頂點的坐標為(25.5196m，21.6202m，1.4000m)；外翼段中部控制面的翼型采用超臨界翼型；外翼段中部控制面的翼型的前緣頂點與外翼段中部控制面前緣頂點重合，并將翼型繞所述的前緣頂點按照右手法則旋轉1.7度，形成負幾何扭轉；將翼型的橫坐標x和縱坐標y分別放大5.6037倍，得到外翼段中部控制面的截面形狀；構成外翼梢部控制面的翼型采用翼梢翼型；將構成外翼梢部控制面的翼型的前緣頂點與外翼段梢部控制面前緣頂點重合，將翼型的橫坐標x和縱坐標y分別放大2.8132倍，得到外翼段梢部控制面的截面形狀。...

【技術特征摘要】
1.一種采用混合翼身的飛行器氣動外形；其特征在于，沿機體展向分別為中央機體、過渡段和外翼段，并且所述的過渡段位于中央機體與外翼段之間，并且中央機體、過渡段和外翼段的面積比為1 O. 350 0.554; a.中央機體采用前加載后卸載翼型；中央機體包括中央機體根部控制面、中央機體中部控制面、中央機體梢部控制面；中央機體的平面形狀為梯形；中央機體的投影面積為全機半模投影面積的52.5% ;中央機體前緣后掠角α為65° ;中央機體根部控制面弦長L4=38m ;中央機體梢部控制面距中央機體根部控制面的展向距離S6_4 = 6. 8342m,中央機體梢部控制面前緣頂點的坐標為(15. 0740m, 6. 8341m, O. 7000m)，中央機體梢部控制面弦長L6=20. 7739m ;中央機體中部控制面距中央機體根部控制面的展向距離S5_4 = 3. 4171m ;中央機體中部控制面的弦長為29. 3869m,中央機體中部控制面前緣頂點的坐標為(7. 5370m,·3.4171m,O. 3500m)； 中央機體根部控制面的翼型的前緣頂點與中央機體根部控制面前緣頂點重合，并將所述中央機體根部控制面的翼型的橫坐標X和縱坐標I均放大38倍，得到中央機體根部控制面的截面形狀； 中央機體中部控制面的翼型的前緣頂點與中央機體中部控制面前緣頂點重合，并將所述中央機體中部控制面的翼型的橫坐標X放大29. 3869倍，縱坐標y放大31. 0119倍，得到中央機體中部控制面的截面形狀； 中央機體梢部控制面的翼型的前緣頂點與中央機體梢部控制面前緣頂點重合，并將所述中央機體梢部控制面的翼型的橫坐標X放大20. 7739倍，縱坐標y放大22. 9655倍，得到中央機體梢部控制面的截面形狀； b.過渡段包括中央機體梢部控制面、過渡段中部控制面、過渡段梢部控制面；過渡段的平面形狀為梯形，且中央機體梢部控制面即為過渡段的根部；過渡段的投影面積為全機半模投影面積的18.4% ;過渡段前緣后掠角β為50° ;過渡段梢部控制面距中央機體梢部控制面的展向距離S8_6 = 4. 8464m，過渡段梢部控制面前緣頂點的坐標為(20.6963m，·11.6804m, I. 4000m)，過渡段梢部控制面弦長L8 = 8. 3942m ;過渡段中部控制面距中央機體梢部控制面的展向距離S7_6 = 2. 4232m ;通過以上幾何關系確定過渡段中部控制面的弦長為14. 5841m，過渡段中部控制面前緣頂點的坐標為(17. 8851...

【專利技術屬性】
技術研發人員：李沛峰，張彬乾，陳真利，沈冬，林宇，褚胡冰，王元元，
申請(專利權)人：西北工業大學，
類型：實用新型
國別省市：