專利名稱：斜置翼身融合飛機(jī)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種被設(shè)計(jì)為飛行得足夠快而使得壓縮性阻力變得明顯的飛行體。
背景技術(shù)：
過去，人們開發(fā)出諸如B-2轟炸機(jī)之類的翼身融合飛機(jī)，而且人們也開發(fā)出如圖1 中所示的具有橢圓形或近橢圓形機(jī)翼平面形狀的斜置飛翼。 通過使暴露于空氣流的表面積最小化，諸如B-2之類的翼身融合飛機(jī)比單純的飛 翼實(shí)現(xiàn)更小的阻力。這通過具有中心主體而實(shí)現(xiàn)，該中心主體在機(jī)翼平面形狀中盡可能實(shí) 際上接近于圓，但通常在前部具有尖頭以減小壓縮性阻力，并且在側(cè)部附接有機(jī)翼以增大 翼展，從而減小由于形成升力造成的誘導(dǎo)阻力。具有圓形機(jī)翼平面形狀的機(jī)翼基于圓在給 定封閉面積時(shí)具有最小周長(zhǎng)或者球在給定表面積時(shí)具有最大體積的相同原因具有最小量 的表面積內(nèi)體積比。翼身融合飛機(jī)還由于后掠翼可類似于水平尾面作用而在更靠后的重心 具有固有的俯仰穩(wěn)定性。翼身融合飛機(jī)的進(jìn)一步的背景在R.H.Liebeck，" Design of the Blended-Wing-Body Subsonic Transport (翼身融合亞音速運(yùn)輸機(jī)的設(shè)計(jì))，〃 Journal Of Aircraft, Vol. 41， No. 1， January-February 2004，卯.10-25中給出，該文獻(xiàn)在此通過弓l 用并入本文。 過去已提出的斜置飛翼飛機(jī)具有類似于圖1所示的機(jī)翼平面形狀以不同傾斜角 飛行的橢圓形或近橢圓形機(jī)翼，從而在不同馬赫數(shù)下對(duì)壓縮性阻力和誘導(dǎo)阻力進(jìn)行權(quán)衡。 圖l所示的設(shè)計(jì)從其由R. T. Jones在20世紀(jì)50年代提出后保持相對(duì)不變。斜翼研究歷史在 M. Hirschberg， D. Hart禾口 T. Beutner的〃 ASummary of a Half-Century of Oblique Wing Research" 45th AIAA AerospaceSciences Meeting and Exhibit,AIM Paper 2007-150， Jan. 2007中可見，該文獻(xiàn)在此通過引用并入本文。 在低速下的飛機(jī)可沿接近于零掠角的低速方向2飛行，以使由于升力的誘導(dǎo)阻力 最小。在高速下，壓縮性阻力變得更為重要并最終占優(yōu)。不過，由于升力所致的壓縮性阻力 和由于內(nèi)體積所致的壓縮性阻力可通過使升力和體積沿飛行方向伸展得更遠(yuǎn)而減小。這 樣，隨著飛機(jī)飛行越來(lái)越快，機(jī)翼后掠至越來(lái)越大的掠角，以在誘導(dǎo)阻力與壓縮性阻力特性 之間權(quán)衡最優(yōu)。垂直于機(jī)翼的空氣速度分量可保持亞音速，以有效地使機(jī)翼和空氣非常類 似于亞音速飛行翼相互作用。發(fā)動(dòng)機(jī)6通常被構(gòu)想為安裝在機(jī)翼底部上的旋轉(zhuǎn)吊艙中。機(jī) 翼的較小弦長(zhǎng)和有限的厚度使得更難以將發(fā)動(dòng)機(jī)集成到機(jī)翼中，而且為了使飛機(jī)形成具有 足以使乘客可在艙中站立的足夠厚的機(jī)翼，飛機(jī)必須很大能裝載大約六百名乘客。最大的 可能圓5在圖l所示的飛機(jī)的機(jī)翼平面形狀上繪制?？梢姡搱A為僅包圍小百分比的飛機(jī) 的機(jī)翼平面形狀面積的小圓。由此可以確定，該飛機(jī)具有大的表面積內(nèi)體積比，因而在高速和低速構(gòu)形中均具有大量表面摩擦。而且，由于所述圓較小，且對(duì)于用在此飛翼式飛機(jī)上的
翼型的弦長(zhǎng)而言存在有限的厚度極限，因而我們可以知道飛行器的厚度將不會(huì)很大，從而
使得封裝飛行器更為困難或者要求飛行器大于例如希望其包含用于乘客或其它部件的艙。 過去，人們還曾提出也具有傳統(tǒng)機(jī)身的斜翼飛機(jī)。由于機(jī)翼與機(jī)身之間相互作用
而產(chǎn)生問題，而且由于機(jī)身的體積造成的高壓縮性阻力導(dǎo)致大多數(shù)設(shè)計(jì)者轉(zhuǎn)向飛翼式構(gòu)形。 斜置飛翼飛機(jī)比諸如B-2隱形轟炸機(jī)之類的翼身融合飛機(jī)具有更大的表面積體 積比，而且其還需要很靠前的重心，或者不穩(wěn)定且難以控制，并且通常必須設(shè)置有先進(jìn)的人 工穩(wěn)定系統(tǒng)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明將翼身融合飛機(jī)與飛翼式斜翼飛機(jī)的優(yōu)點(diǎn)相結(jié)合。本發(fā)明將翼身融合飛機(jī)
的低浸濕面積和自然穩(wěn)定性的優(yōu)點(diǎn)與斜置飛翼的可變后掠和低壓縮性阻力的優(yōu)點(diǎn)相結(jié)合。


圖1是傳統(tǒng)斜置飛翼式飛機(jī)的平面圖(現(xiàn)有技術(shù))。
圖2是本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的平面圖。
圖3是本發(fā)明的另一實(shí)施例的平面圖。 圖4是圖2中所示的本發(fā)明的實(shí)施例的后視圖，其采用與前掠翼27和中心主體25 的前緣9垂直的低速構(gòu)形。 圖5是根據(jù)圖2的剖視圖，其中從平行于前緣9的左翼向內(nèi)觀看，如圖2中的線 5-5所示。
具體實(shí)施例方式
參見圖2，中心翼型部分，在此被稱為"中心主體"25被設(shè)計(jì)成始于飛機(jī)機(jī)翼平面 形狀中心處以虛線顯示的圓7。漸縮過渡區(qū)域15和13添加在所述圓的兩側(cè)上，以形成中心 主體25的左側(cè)和右側(cè)，前掠翼27和后掠翼29然后附接到中心主體25，如圖2中的平面圖 所示。中心主體25自身是具有翼型截面的機(jī)翼部分。前掠翼27優(yōu)選地具有前緣9，該前 緣9是中心主體的前掠過渡區(qū)域15的前緣的延伸部。后掠翼29具有在俯仰軸39之后的 空氣動(dòng)力學(xué)中心，以有助于在繞俯仰軸39俯仰中使飛行器穩(wěn)定。用于這種構(gòu)形的俯仰軸39 被限定為平行于前掠翼的四分之一翼弦，但穿過飛行器的重心，如圖2所示。優(yōu)選地，后掠 翼空氣動(dòng)力學(xué)中心比前掠翼空氣動(dòng)力學(xué)中心遠(yuǎn)在俯仰軸39之后。為了俯仰和橫滾中利用 對(duì)應(yīng)最小阻力的最小控制表面偏斜平衡飛機(jī)，用于圖2中所示構(gòu)形的后掠翼29相對(duì)于前掠 翼27優(yōu)選具有正二面角和較小傾角。對(duì)于大掠角的偏航調(diào)整，垂直安定面23可位于后掠 翼29的端部。對(duì)于希望偏航至較小掠角的斜翼，本發(fā)明比傳統(tǒng)斜翼飛機(jī)具有更少的問題， 如將在下文中所述。不過，對(duì)于選定的特定設(shè)計(jì)，如果飛機(jī)仍然希望旋轉(zhuǎn)至較小掠角，則應(yīng) 使更多的垂直安定面23位于機(jī)翼上方而不是下方。在機(jī)翼上方的這種安定面面積產(chǎn)生向 內(nèi)(在這種情況下向右)的力，以阻止飛機(jī)自然旋轉(zhuǎn)回到較小掠角。通過使安定面位于機(jī)翼 的更上方，安定面還用作小翼以減小誘導(dǎo)阻力，這是因?yàn)橄?的小翼將自然地產(chǎn)生向內(nèi)力，并且，位于機(jī)翼上方向內(nèi)推的安定面通過防止機(jī)翼下方的高壓空氣沿翼尖移動(dòng)并移動(dòng)到機(jī) 翼的頂表面上將自然地傾向用作小翼。如果后掠翼30后掠得更后，例如，如圖3所示的構(gòu) 形所示，則飛機(jī)在一些情況下會(huì)固有地更穩(wěn)定，或者，對(duì)于相同程度的自然穩(wěn)定性，重心會(huì) 更靠后。不過，采用如圖2所示朝向的后掠翼，飛行器具有更大的展弦比，并可能在相同前 掠翼掠角下具有更小的誘導(dǎo)阻力。在低速下，圖2所示構(gòu)形的前向翼和后向翼均可具有零 后掠，從而使其更適于使用層流翼型。 考慮本發(fā)明的另一方式是小展弦比的斜置飛翼式飛機(jī)，其可實(shí)現(xiàn)低的表面積體積 比，不過其添加有翼尖延伸部以實(shí)現(xiàn)更固有的俯仰穩(wěn)定性，且為了由于產(chǎn)生升力所致的低 誘導(dǎo)阻力實(shí)現(xiàn)必要的翼展。這些更短的翼弦翼尖延伸部被設(shè)計(jì)成每平方英尺機(jī)翼平面形狀 面積比中心斜翼部分產(chǎn)生大得多的升力，從而補(bǔ)償其較小的翼弦。這些翼尖延伸部通常根 據(jù)增大的迎角以較大的升力系數(shù)操作實(shí)現(xiàn)上述目的，增大的迎角來(lái)源于1)翼尖延伸部在 其它抬升表面下游的升流場(chǎng)中的位置；或2)由于增大的傾角所致的增大的俯仰角；或3) 根據(jù)前掠翼上的二面角所致的增大的俯仰。翼尖延伸部通常還會(huì)產(chǎn)生更大的升力系數(shù)，這 是因?yàn)橹行闹黧w通常會(huì)使用具有較小的升力系數(shù)但提供所需升起俯仰力矩的上撓翼型。翼 尖延伸部還可通過偏斜的后緣襟翼或其它升力增強(qiáng)裝置產(chǎn)生更大的升力系數(shù)，不過這通常 不是優(yōu)選方案。翼尖延伸部應(yīng)被設(shè)計(jì)成每平方英尺機(jī)翼面積提供中心斜翼部分的平均升 力的兩倍(且優(yōu)選為三倍)或更大的升力，不過，較小的升力，例如每平方英尺多出30%至 60 %的升力，對(duì)需要在停轉(zhuǎn)翼尖延伸部前需要高度機(jī)動(dòng)性能的一些設(shè)計(jì)可能是有意義的。
A.如何布置本發(fā)明的機(jī)翼平面形狀
圖2顯示出本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的平面圖。 最大的可能圓7已在飛機(jī)機(jī)翼平面形狀上繪出。相對(duì)于如圖1所示的現(xiàn)有的斜 翼飛機(jī)，更大百分比的機(jī)翼平面形狀面積布置在此圓內(nèi)，從而針對(duì)該構(gòu)形形成更小的表面 積內(nèi)體積比以及更小的表面摩擦阻力。因此，設(shè)計(jì)本發(fā)明的最優(yōu)構(gòu)形通過繪制圓開始。然 后，在圓的任一側(cè)上繪制與圓相切并向前和向右以及向后和向左快速漸縮的直線(或者對(duì) 于鏡像布置反之亦然)，從而在中心主體25的左側(cè)和右側(cè)形成過渡區(qū)域13和15。最后，機(jī) 翼29或30和27附接到中心主體25的左側(cè)和右側(cè)。翼弦在圓7兩側(cè)的過渡區(qū)域13和15 中漸縮得越快，則表面積體積比越小而且也越好。不過，翼弦漸縮得越慢，則與體積相關(guān)的 壓縮性阻力通常也越小。結(jié)果，這形成設(shè)計(jì)權(quán)衡。如果飛機(jī)的最高速度很大，則過渡區(qū)域13 和15中的翼弦漸縮在理論上會(huì)更平緩；而飛機(jī)的最高速度越小，則翼弦漸縮得越快。即使 對(duì)于高速飛行器，中心圓內(nèi)的面積應(yīng)大于總機(jī)翼平面形狀面積的25 % ，而且通常為機(jī)翼平 面形狀面積的33%或更多。對(duì)于低速飛行器，中心圓內(nèi)的面積應(yīng)大于總機(jī)翼平面形狀面積 的40% ，且優(yōu)選地大于50% 。 55%以上至60%接近試圖使壓縮性阻力最小的實(shí)際設(shè)計(jì)的上 限。弦長(zhǎng)的漸縮或漸擴(kuò)速率由平面圖中的前緣表面與后緣表面(9和19以及17和21)之 間的掠角差限定。在所示構(gòu)形中，被選擇以描述飛機(jī)外模線的翼型部分垂直于俯仰軸39布 置。如果飛行器用于軍事目的并且考慮雷達(dá)秘密行動(dòng)，則諸如9和31的前緣可平行于諸如 21的后緣，且前緣54可平行于后緣19，以減小包含在設(shè)計(jì)中的雷達(dá)尖峰信號(hào)的數(shù)量。
飛行器被設(shè)計(jì)飛行得越快，則希望在前掠翼27及其過渡區(qū)域15的前緣9上相對(duì) 于飛行方向的掠角越大。不過，通常過渡區(qū)域13的前緣17上的掠角應(yīng)保持小于90度，從 而使其在高速和低速飛行中均保持前緣。同樣，前掠過渡區(qū)域15的后緣19應(yīng)后掠小于90
7度，從而使其在高速和低速飛行中均保持后緣。結(jié)果，漸縮角或過渡區(qū)域15的前緣9與后 緣19之間的角度通常應(yīng)小于90度，且優(yōu)選地小于85度，是前掠過渡區(qū)域15的前緣9相對(duì) 于飛行方向的所希望的最大掠角的負(fù)值。類似地，漸縮角或后掠過渡區(qū)域13的前緣17與 后緣21之間的角度應(yīng)小于90度，且優(yōu)選地小于85度，是后掠過渡區(qū)域13的后緣21相對(duì) 于飛行方向的所希望的最大掠角的負(fù)值。 圖2和3顯示出對(duì)于可替代的后掠翼構(gòu)形29和30的兩種不同掠角。圖2所示的 后掠翼構(gòu)形29具有與前掠翼27相同或近似相同的掠角，由此兩個(gè)機(jī)翼均可恰在馬赫錐之 后后掠，因而空氣與機(jī)翼的相互作用非常類似于其在亞音速飛行中的相互作用而幾乎或完 全沒有沖擊波，但仍實(shí)現(xiàn)具有最小誘導(dǎo)阻力的最大展弦比。展弦比是翼展的平方除以機(jī)翼 的平面形狀面積。圖2的構(gòu)形針對(duì)后掠翼可表示所希望的最小掠角。 不過，圖3所示可替代的后掠翼構(gòu)形30由于飛行器在俯仰時(shí)通常更穩(wěn)定而通常在 俯仰穩(wěn)定性和控制方面具有較小的風(fēng)險(xiǎn)，這是因?yàn)?，?duì)于相同程度的固有和人工穩(wěn)定性，后 掠翼30的壓力空氣動(dòng)力學(xué)中心更靠后且飛行器重心會(huì)更靠后。如圖3所示的后掠翼30也 使升降副翼控制表面60和61在俯仰軸39后更靠后，從而使其具有更大的力矩臂，用于對(duì) 飛行器提供俯仰控制。在圖3中，為了使升降副翼61更具空氣動(dòng)力學(xué)效率，用于升降副翼 61的鉸接線63顯示為比后掠翼30成更小的掠角。由此可見，鉸接線63比前掠翼27A相對(duì) 于高速飛行方向3后掠得更多，從而使其在馬赫錐之后仍能后掠。 如圖3所示的更大后掠的機(jī)翼30通常將更易于設(shè)計(jì)，以在不停轉(zhuǎn)情況下應(yīng)對(duì)由中 心主體25和前掠翼27A產(chǎn)生的寬范圍變化的升流角。不過，作為迎角函數(shù)的升力曲線斜率 或升力系數(shù)變化由于較小的掠角而對(duì)于后掠翼29比對(duì)于機(jī)翼30更陡，只要機(jī)翼29未停 轉(zhuǎn)，這將往往使兩種構(gòu)形之間的俯仰穩(wěn)定性差異減小。如果使用垂直安定面23，則后掠翼構(gòu) 形30對(duì)于相同尺寸的垂直安定面23也提供更大的垂直尾部體積。掠角不同于機(jī)翼29和 30掠角的后掠翼當(dāng)然也是可行的，但通常將在這兩種構(gòu)形之間。后掠翼30的前緣18相對(duì) 于前掠翼27的前緣9的增大的掠角應(yīng)小于80度，且優(yōu)選地小于75度，是前掠翼27的前緣 9的高速飛行時(shí)最大的設(shè)計(jì)掠角的負(fù)值。
B.實(shí)現(xiàn)低壓縮性阻力特性 本發(fā)明實(shí)現(xiàn)低壓縮性阻力，這種壓縮性阻力是與接近或超過聲速相關(guān)的阻力，其 中空氣類似于壓縮氣體起作用。低壓縮性阻力通過具有類似于先前斜翼沿一個(gè)方向后掠、 從飛行器一端到另一端沿一個(gè)方向后掠以保持等壓線或恒壓線的翼型。不過，本發(fā)明與先 前斜翼的不同之處在于，在接近于飛行器中心線存在更快的厚度、翼弦和體積的快速積累。 不同于先前斜翼，相對(duì)于前掠翼27，四分之一弦線1 (以虛線顯示，并顯示出從翼型的前緣 至后緣的四分之一路程的部位)和半弦線(未示出)的掠角優(yōu)選地在中心主體25的中心 線的兩側(cè)上的過渡區(qū)域13和15中增大，其中翼型的翼弦和厚度更快地漸擴(kuò)或漸縮。四分 之一弦線和半弦線的增大的掠角往往補(bǔ)償由于這種體積快速漸擴(kuò)或漸縮相關(guān)的體積可能 導(dǎo)致的增大的壓縮性阻力。增大的后掠為空氣提供更多時(shí)間以移出增大的截面積的路徑。 在圖2和3所示的優(yōu)選實(shí)施例中，四分之一翼弦在前掠過渡區(qū)域15中后掠得更多，這是因 為，后緣19明顯向后掠，而前緣9與前掠翼27和27A保持相同的掠角。而且，四分之一翼弦 在后掠過渡區(qū)域13中后掠得更多，這是因?yàn)?，前?7明顯向后掠，而后緣21保持與前掠翼 27和27A的前緣9相近的適合掠角。例如通過增大前過渡區(qū)域15中的前緣9和后緣19的后掠可實(shí)現(xiàn)更大的翼弦掠角。雖然未示出，不過，修正半弦線(顯示出由翼型的前緣與后緣 之間的半程的點(diǎn)形成的線，如垂直于在前掠翼27上繪制這種的半弦線布置)也可在圖2和 3上繪制，并將具有類似于四分之一弦線的外觀，但將更好地呈現(xiàn)飛行器的前緣與后緣之間 的平均形狀。對(duì)于圖2和3所示的構(gòu)形，半弦線在前過渡區(qū)域15和后過渡區(qū)域13中比在 前掠翼27中后掠得更多且恰超過20度。這種用于高速飛機(jī)的增大的掠角應(yīng)超過10度且 優(yōu)選地超過15度。對(duì)于較低速度的飛行器，增大的掠角往往實(shí)際上更大并由于前掠翼不以 高掠角操作的事實(shí)而成為可能。對(duì)于較低速度的飛行器，增大的后掠應(yīng)超過20度，并優(yōu)選 地超過25度，在超過30度的情況下接近實(shí)際極限。 為了進(jìn)一步減小壓縮性阻力，飛行器優(yōu)選地進(jìn)行面積律。名為RichardWhitcomb 博士的NACA研究員發(fā)現(xiàn)，波阻力與飛行器體積分布的二次導(dǎo)數(shù)(或曲率)相關(guān)。在體積分 布曲率最小化的Sears-Haack面積分布中出現(xiàn)最小的波阻力。雖然面積律對(duì)于斜翼并非關(guān) 鍵，但仍然是有益的。通過調(diào)節(jié)翼型厚度的面積律可以保持如圖2和3所示與在平面圖中 描述飛行器輪廓的兩組平行線相關(guān)的小雷達(dá)截面設(shè)計(jì)，否則可導(dǎo)致在特定區(qū)域(例如在機(jī) 翼27和29到過渡區(qū)域15和13的連接部)的體積分布曲率大于預(yù)期值。
C.如何確定析,翼和中心主體的傾角 這種飛機(jī)由于飛行器的高度非對(duì)稱性質(zhì)而非常不同尋常。結(jié)果，飛行器的左側(cè)和 右側(cè)會(huì)明顯不同。為了確定翼傾角，應(yīng)從低速、低后掠方向的飛機(jī)開始。對(duì)于圖2所示構(gòu) 形，飛行器不需要旋轉(zhuǎn)超過機(jī)翼27和29與飛行方向成直角的部位。結(jié)果，即使當(dāng)飛機(jī)在其 最小掠角時(shí)，前掠翼27的四分之一弦線1也在后掠翼29和中心主體25的弦線1之前。結(jié) 果，中心主體25通常將在升流中飛離前掠翼27。而且，后掠翼29或30將在升流中飛離中 心主體25和前掠翼27/27A。希望在飛機(jī)的展翼上具有橢圓形升力分布，其中后緣襟翼盡可 能接近中立以使阻力最小。為了實(shí)現(xiàn)這一目的，在圖5中以夸大形式顯示的前掠翼27被給 予相對(duì)于中心主體25的最大傾角26，這是因?yàn)榍奥右?7不具有來(lái)自其它表面的升流益處 而且不得不相對(duì)于大翼弦中心主體25以更高的翼載操作，以實(shí)現(xiàn)在飛行器展翼上的橢圓 形升力分布。根據(jù)設(shè)計(jì)，后掠翼29或30可相對(duì)于中心主體25具有負(fù)傾角28。后掠翼29 或30具有在中心主體25和前掠翼27/27A的升流中飛行的益處，因此，根據(jù)特定設(shè)計(jì)，可能 需要較小傾角以形成相同量的升力。不過，與此相反，類似于前掠翼27，后掠翼29或30也 具有比中心主體25的中心小得多的翼弦，由此必須具有大得多的翼載，以實(shí)現(xiàn)在整個(gè)飛行 器上的橢圓形升力分布。 還可以有益的是，中心主體25的翼型是上撓翼型，以提供正的飛行器上仰力矩， 用于通過更靠前的重心來(lái)調(diào)整飛行器以增大穩(wěn)定性。由于此中心主體25的大翼弦，這可在 不過載和停轉(zhuǎn)后緣的風(fēng)險(xiǎn)的情況下實(shí)現(xiàn)。圖3所示的后掠翼30因其更高程度的后掠設(shè)計(jì) 通常比圖2所示的后掠翼29的結(jié)構(gòu)需要更大的正傾角。在最小控制表面偏斜的情況下圖 3所示構(gòu)形的前掠翼與后掠翼之間的升力平衡僅利用如下所述的曲線線性二面角比圖2所 示的可能在前掠翼27與后掠翼29之間需要不同傾角的構(gòu)形更容易實(shí)現(xiàn)。
D.如何確定翼二面角 —旦已經(jīng)確定用于低速飛行的翼傾角而實(shí)現(xiàn)在翼展上形成橢圓形升力分布的最 接近的步驟且控制表面處于中立位置，則所述構(gòu)形可后掠至最大后掠位置且機(jī)翼的曲線線 性二面角可用于再次實(shí)現(xiàn)橢圓形升力分布。這將實(shí)施如下。在此大掠角的情況下，通常在飛行器上越靠前，則機(jī)翼越需要增大迎角以產(chǎn)生足夠升力。而且，越靠后，則機(jī)翼越需要減 小迎角，這是因?yàn)闄C(jī)翼的該部分在前方在所有機(jī)翼部分的升流中飛行。這可通過具有二面 角而實(shí)現(xiàn)，所述二面角類似于圖4所示，其中圖4是圖2中的飛機(jī)的沿垂直于俯仰軸39的 方向向后看的視圖?？磮D4中的飛機(jī)的前視圖的左側(cè)，中心主體25和前掠翼27緩慢上彎 而具有越來(lái)越大的二面角。當(dāng)機(jī)翼相對(duì)于行進(jìn)方向后掠時(shí)，上反角越大，則越向外/向前， 在翼型上的該部位有效提供增大的迎角以補(bǔ)償機(jī)翼后掠的影響。向右看，中心主體25和后 掠翼29通常也以曲線線性二面角越來(lái)越上彎。當(dāng)機(jī)翼后掠時(shí)，由于后掠翼29的掠角，增大 的上反角導(dǎo)致局部翼型的迎角減小，以補(bǔ)償由于來(lái)自前翼部分27和中心翼部分25的升流 而可能會(huì)出現(xiàn)的增大的相對(duì)升力。在后向過渡區(qū)域13和后向翼30上的四分之一翼弦1的 更大后掠角也可用于減小與增大飛行器掠角相關(guān)的橫滾影響，并由此減小在飛機(jī)這些部分 上的二面角的所需量。如果必要或希望，則使用二面角也可用于解決局部升流問題。例如， 如果在用于特定設(shè)計(jì)的高速過程中如圖2中所示構(gòu)形的后掠翼29的從后掠較大的前緣17 至后掠較適中的前緣31的過渡導(dǎo)致局部較大的升流，并且由此在機(jī)翼29的翼根處具有高 于預(yù)期的迎角，則二面角可在機(jī)翼29與過渡區(qū)域13相交的這一區(qū)域中(如在圖4中以夸 大形式在部位33處所示)明顯增大。如果此過渡區(qū)域的升流影響由此部位向外較小，則上 反角可降低，如在圖4中以夸大形式在部位50處所示，以沿翼展保持正確的升力分布。雖 然估計(jì)這不是問題，不過，如果這成為問題，則前緣襟翼可位于機(jī)翼29的根部的部位33，以 防止在高重力加速度(g)的機(jī)動(dòng)飛行中空氣由于高迎角可能離開過渡區(qū)域13的高后掠前 緣17而停轉(zhuǎn)。 當(dāng)在機(jī)動(dòng)飛行過程中飛行器牽引正重力加速度(g)時(shí)，機(jī)翼往往上彎至更大角度
以有效形成更大的上反角，這是因?yàn)轱w行器不必是使重量恰好分布在升力所處部位的理想
翼展載重器(spanloader)。在理論上，如果飛行器的機(jī)翼剛度和質(zhì)量分布恰好合適，則類似
于增大的二面角作用的翼偏斜可補(bǔ)償由于機(jī)動(dòng)飛行產(chǎn)生的更大的升流氣流，因而將需要更
小的控制表面移動(dòng)以根據(jù)特定設(shè)計(jì)空速來(lái)重新調(diào)整飛機(jī)。 E.如何實(shí)現(xiàn)偏航穩(wěn)定性和控制 在圖2的實(shí)施例中，垂直安定面23為以高掠角高速飛行的飛行器提供偏航穩(wěn)定 性，其中飛行器沿方向3飛行。當(dāng)用于偏航穩(wěn)定性和控制時(shí)，垂直安定面23圍繞基本垂直的 軸線旋轉(zhuǎn)并且保持大致指向飛行方向。由于后掠翼29或30在升流中飛離中心主體25和 前掠翼27/27A，因而機(jī)翼29或30往往比前掠翼27/27A承受更小的阻力。在先前斜翼飛機(jī) 上，這導(dǎo)致難以處理的相當(dāng)大的偏航力矩。圖2所示的本發(fā)明的實(shí)施例對(duì)此很少存在問題， 這是因?yàn)榍奥右?7的弦線1現(xiàn)在在后掠翼29的弦線之前，使得與機(jī)翼二面角相關(guān)且前后 分開明顯距離的向內(nèi)翼力沿相反方向產(chǎn)生偏航力矩，以部分地或完全地消除這種影響。圖 3中所示的具有后掠翼30的構(gòu)形也往往限制這種偏航影響，這是因?yàn)?，后掠?0上相對(duì)于 前掠翼27A增大的升流可通過使機(jī)翼30比機(jī)翼29具有更大的后掠角并由此具有更小的展 弦比被部分地或完全地補(bǔ)償。 抵消傳統(tǒng)斜翼飛機(jī)偏航影響的另一方式是，如圖2所示，將發(fā)動(dòng)機(jī)的推力中心52 設(shè)置在中心主體25上的飛行器重心之后。通過這種方式，當(dāng)飛行器逆時(shí)針偏航高速飛行 時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力線37相對(duì)于如圖2中所示飛行器重心近處25停止向右移動(dòng)。利用在飛 行器重心之后在部位52處排出飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)廢氣，推力轉(zhuǎn)向器也可用于產(chǎn)生偏航力矩。對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在中心主體25中固定位置的構(gòu)形，推力轉(zhuǎn)向器總是需要調(diào)節(jié)以改變從低速 至高速飛行所用的飛行器的掠角/偏航角并保持發(fā)動(dòng)機(jī)廢氣基本指向后方。另一方式當(dāng)然 是具有兩個(gè)沿側(cè)向相互分開的發(fā)動(dòng)機(jī)，并在兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)之間改變推力以抵消偏航力。在高 速時(shí)，安裝在后掠翼29或30上的垂直安定面23提供多個(gè)尾部體積和強(qiáng)大的偏航控制系 統(tǒng)。如果機(jī)翼仍然傾向于偏航至較小掠角，則有利的是，使更多或所有垂直安定面23位于 機(jī)翼29上方，這是因?yàn)?，如果垂直安定?3產(chǎn)生抵消此偏航影響的向內(nèi)力，則其也將用作 小翼以改善后掠翼29或30的效率。具有在機(jī)翼29上方的垂直安定面當(dāng)然還將有助于著 陸時(shí)的離地距離。最有效的小翼需要對(duì)位于機(jī)翼上方的區(qū)域產(chǎn)生向內(nèi)力并對(duì)位于下方的區(qū) 域產(chǎn)生向外力。希望在機(jī)翼上方和下方的區(qū)域?qū)崿F(xiàn)適合平衡，從而使垂直尾翼23作為小翼 而最有效地操作。越希望機(jī)翼無(wú)后掠，則越希望機(jī)翼29上方的垂直尾翼23的面積更大，反 之亦然。 應(yīng)注意，如果描述垂直安定面23的向內(nèi)取向力的中心線的直線越過飛行器的俯 仰軸39，則垂直安定面23將產(chǎn)生飛行器的上仰力矩。如果垂直安定面的力的中心線低于飛 行器的俯仰軸或者對(duì)反向的安定面力而言，則情況相反。這是在飛行器以大掠角高速飛行 時(shí)很重要的進(jìn)一步的軸關(guān)聯(lián)。為了使垂直安定面23的力與飛行器俯仰力矩盡可能脫離關(guān) 聯(lián)，垂直安定面23可向外傾斜，使得在飛行器處于大掠角時(shí)垂直安定面23產(chǎn)生的力更接近 地指向穿過飛行器俯仰軸的線。 在低速和小掠角時(shí)，飛機(jī)的垂直安定面23可以不位于飛機(jī)重心之后足夠遠(yuǎn)，以通 過僅產(chǎn)生側(cè)力提供所有必要的偏航控制。在這些情況下，飛機(jī)可使用諸如副翼之類的阻力 裝置，其類似于B-2而分為上、下部分，以增大飛機(jī)一側(cè)或另一側(cè)上的阻力。垂直安定面23 與相鄰副翼35結(jié)合也可定位以形成阻力，例如，使安定面23從其如圖2所示的位置逆時(shí)針 旋轉(zhuǎn)。這將導(dǎo)致安定面23停止作為小翼操作，由此增大翼阻力并減小翼升力。副翼35然 后可向下偏斜后緣，以補(bǔ)償減小的升力以及也產(chǎn)生更大阻力。 在此小后掠位置，垂直安定面23也可有助于提供直接側(cè)力能力，從而使飛行員更
易于在飛機(jī)跑道上操控，而不必使飛機(jī)傾斜轉(zhuǎn)彎，并允許采用更短的起落架，而不太擔(dān)心翼
尖撞上飛機(jī)跑道。 F.如何實(shí)現(xiàn)俯仰控制 這種飛機(jī)的俯仰被限定為圍繞如圖2和3所示的軸39旋轉(zhuǎn)。圖3所示構(gòu)形使用 相對(duì)平直的升降副翼控制系統(tǒng)。不過，由于俯仰軸39的不同尋常的限定，因而機(jī)翼30的左 升降副翼61提供更為接近的單純俯仰控制，而右升降副翼40提供更為接近的單純橫滾控 制。 圖2所示構(gòu)形更復(fù)雜且更不同尋常。后緣襟翼41和43可用于以與在先前斜置飛 機(jī)上使用的相同方式使飛機(jī)俯仰。使后緣向上偏斜使飛行器重心之后的升力減小而導(dǎo)致飛 行器上仰，反之亦然。此外，如果需要更大的俯仰動(dòng)力，則向上偏斜襟翼36和副翼35后緣 將導(dǎo)致更大的升起俯仰力矩。為抵消這通常會(huì)引發(fā)的左橫滾，副翼40 (可能還有襟翼38和 42)也可向上偏斜后緣。襟翼42對(duì)俯仰幾乎沒有或完全沒有影響，但確實(shí)有助于抵消橫滾。 雖然由襟翼38和副翼40產(chǎn)生的力實(shí)際上稍稍處于穿過飛行器重心的俯仰軸39之前并由 此實(shí)際上產(chǎn)生俯沖力矩，但這種俯沖力矩遠(yuǎn)小于來(lái)自表面35和36的上仰力矩。利用這些 控制表面的單純升起俯仰力矩當(dāng)然能夠以其它方式產(chǎn)生，例如，向內(nèi)襟翼36向上偏斜后緣且副翼35反向適度偏斜以抵消橫滾影響。 俯仰控制也可通過其它方式增強(qiáng)，例如，通過發(fā)動(dòng)機(jī)推力導(dǎo)向。在重心之后向上偏 斜發(fā)動(dòng)機(jī)廢氣將產(chǎn)生機(jī)身的上仰力矩。吹過后緣襟翼43和41的頂部或底部的發(fā)動(dòng)機(jī)廢氣 會(huì)增大這些襟翼的效率。如果希望更大的俯仰穩(wěn)定性和控制能力，則可通過使襟翼43向右 外延使得襟翼43的右端外懸于后緣19的線的右方來(lái)擴(kuò)大襟翼43。這種擴(kuò)展至后緣19右 方的襟翼區(qū)域的壓力影響中心遠(yuǎn)在飛行器俯仰軸39和重心之后，而且因其到達(dá)飛行器中 心的右方，因而在用于俯仰控制時(shí)也用于抵消襟翼36的橫滾影響。更大的俯仰穩(wěn)定性可通 過使飛行器重心更向前移并在中心主體25上使用上撓翼型實(shí)現(xiàn)，從而利用足夠的升起俯 仰力矩重新調(diào)整飛行器，并仍通過后掠翼29具有足夠的升力，以在飛機(jī)的整個(gè)翼展上獲得 最優(yōu)的橢圓形升力分布。通常，對(duì)于本發(fā)明，中心主體25上的上撓翼型是優(yōu)選的。
當(dāng)飛機(jī)以掠角飛行時(shí)，垂直安定面23也可圍繞俯仰軸產(chǎn)生俯仰力矩。通常，對(duì)于 大多數(shù)飛機(jī)，各控制之間的關(guān)聯(lián)被認(rèn)為是不希望出現(xiàn)的，且垂直安定面23(如果僅位于機(jī) 翼29上方或下方)的俯仰影響可通過使其向外傾斜而減小，由此垂直安定面23的往往會(huì) 以其他方式分別產(chǎn)生升起或俯沖力矩的力被在重心之后分別導(dǎo)致相反的俯沖或升起力矩 的升力抵消。不過，通過設(shè)置上下方向舵，飛機(jī)可根據(jù)需要分別移動(dòng)所述方向舵以形成飛行 器的俯仰力矩，同時(shí)抵消飛行器的偏航力矩。
G.如何實(shí)現(xiàn)橫滾控制 這種飛機(jī)的橫滾軸被限定為垂直于俯仰軸39。橫滾控制類似于其它飛機(jī)使用副翼 35和40實(shí)現(xiàn)，其可在必要時(shí)通過襟翼38和36增強(qiáng)。由于表面35和36比表面38和40對(duì) 飛機(jī)產(chǎn)生更多的俯仰影響，因而襟翼41和43可與表面35和36相反作用以抵消俯仰影響。 可替代地，僅副翼40因其圍繞俯仰軸39幾乎沒有影響可用于小的橫滾調(diào)節(jié)。
H.發(fā)動(dòng)機(jī)集成 發(fā)動(dòng)機(jī)可位于機(jī)翼上方或下方的吊艙中，所述吊艙旋轉(zhuǎn)以保持發(fā)動(dòng)機(jī)朝向相對(duì) 風(fēng)，或者，發(fā)動(dòng)機(jī)可構(gòu)建在中心主體25中。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)被構(gòu)建在機(jī)翼中時(shí)，進(jìn)氣和排氣噴嘴必 須能夠以不同的飛機(jī)偏航角/掠角操作。已經(jīng)開發(fā)出多種推力導(dǎo)向噴嘴，例如，以類似方式 用于這種飛行器上的用在F-22猛禽和V/ST0L型聯(lián)合攻擊戰(zhàn)斗機(jī)上的推力導(dǎo)向噴嘴。由于 本發(fā)明中構(gòu)建在機(jī)翼中的發(fā)動(dòng)機(jī)的需要，進(jìn)氣口也已被構(gòu)建成從不同方向有效吸入空氣。 F-15鷹式戰(zhàn)斗機(jī)是這樣的示例，其中，進(jìn)氣口斜道向下旋轉(zhuǎn)約45度，從而在飛機(jī)成不同迎 角時(shí)有效吸入空氣。對(duì)此應(yīng)用而言更簡(jiǎn)單的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口構(gòu)形也是可行的，這是因?yàn)轱w機(jī) 通常不會(huì)以小掠角超音速飛行且通常不會(huì)以大掠角緩慢飛行。由于大弦中心主體25的更 大深度和長(zhǎng)度，通常將噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)集成在這種斜置飛翼的機(jī)翼內(nèi)比集成在以前的斜翼飛機(jī) 中更容易。另外，本發(fā)明中的發(fā)動(dòng)機(jī)集成類似于在較早的斜置飛翼中所用的發(fā)動(dòng)機(jī)集成。
I.俯仰和橫滾穩(wěn)定性 圖2顯示出這種具有后掠翼29的飛行器的虛線四分之一弦線1。前掠翼27的四 分之一弦線1及其過渡區(qū)域15在俯仰軸39之前的距離小于后掠翼29的四分之一翼弦及 其過渡區(qū)域13在俯仰軸39之后的距離。而且，后掠結(jié)構(gòu)29和13是在前方任何結(jié)構(gòu)的升 流中飛行且其還具有小翼/垂直安定面23，因此當(dāng)出現(xiàn)陣風(fēng)時(shí)，后掠結(jié)構(gòu)29和13往往比前 掠結(jié)構(gòu)15和27獲得更大升力。所有這些因素有助于飛行器的俯仰穩(wěn)定性。在具有可向前 或向后移動(dòng)以改變重心位置的壓艙物的驗(yàn)證機(jī)的飛行中，已成功飛行的飛機(jī)的重心在中心主體上的翼弦的31%至39. 5%之間(包括31%和39. 5%)。這顯然是相當(dāng)靠后的重心。 不過，為了進(jìn)一步改善穩(wěn)定性，前掠翼27可改進(jìn)為通過飛行器迎角得到較小升力。例如，機(jī) 翼27的頂表面中的45度復(fù)合層和底表面中的-45度的層在機(jī)翼27由于陣風(fēng)或由于飛行 器上仰而向上偏斜時(shí)可使機(jī)翼27的向下扭轉(zhuǎn)前緣。實(shí)現(xiàn)相同結(jié)果的另一方式是，添加如圖 3所示的翼尖51，其壓力中心在機(jī)翼27A的彈性軸55之后，因而當(dāng)機(jī)翼遭遇陣風(fēng)或飛行器 上仰時(shí)，機(jī)翼將向下扭轉(zhuǎn)前緣。這用作自然的陣風(fēng)減緩系統(tǒng)并增大了飛行器的俯仰穩(wěn)定性。 這種翼尖51因其在高速飛行時(shí)未后掠將是類似于F-104機(jī)翼的很薄的結(jié)構(gòu)，以使壓縮性阻 力最小。翼尖51的其它益處是，通過增大翼展而增大了大掠角飛行器的浸濕展弦比。薄翼 比同等的厚翼更重，但由于翼尖51是具有相對(duì)較低彎曲負(fù)載的短結(jié)構(gòu)，因而沖擊最小，而 且實(shí)現(xiàn)了與當(dāng)飛行器具有明顯更長(zhǎng)的機(jī)翼27的線性延伸部的大掠角而將會(huì)具有更大表面 積以及可能具有更大重量時(shí)相同的翼展增大。此外，通過主動(dòng)控制此翼尖51上的副翼表面 53，機(jī)翼27A可主動(dòng)向下扭轉(zhuǎn)以抵消向上的空氣陣風(fēng)。而且，使翼尖51的空氣動(dòng)力學(xué)中心 處于機(jī)翼27A的彈性軸55之后，為機(jī)翼27A提供緩沖和扭轉(zhuǎn)穩(wěn)定性。副翼53也可被主動(dòng) 驅(qū)動(dòng)，而為機(jī)翼27A扭轉(zhuǎn)提供額外的緩沖，以使顫振的發(fā)作延遲并彌補(bǔ)失穩(wěn)關(guān)聯(lián)，從而在機(jī) 翼的扭轉(zhuǎn)和彎曲模式之間形成偏移翼尖。用于預(yù)先檢測(cè)空氣陣風(fēng)的傳感器和翼尖附近的加 速計(jì)和速率陀螺可用于閉路控制系統(tǒng)，以盡量使翼尖處的垂直加速度最小并對(duì)扭轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)提 供緩沖力。使翼尖處的垂直加速度最小還應(yīng)有助于整個(gè)飛行器的乘坐質(zhì)量。對(duì)在扭轉(zhuǎn)時(shí)不 是很硬的機(jī)翼27A而言，副翼53將總是與傳統(tǒng)副翼相反地作用，從而副翼53上的額外升力 使機(jī)翼向下扭轉(zhuǎn)前緣，形成升力的凈減而不是凈增。不過，恰在翼尖51內(nèi)側(cè)的控制表面40 和38仍類似于副翼以傳統(tǒng)方式作用，翼尖副翼53可用于防止通常導(dǎo)致高速噴氣運(yùn)輸機(jī)控 制反效的機(jī)翼扭轉(zhuǎn)。應(yīng)理解的是，如圖3所示的前掠翼的翼尖延伸部51可用于圖2所示構(gòu) 形上。還應(yīng)理解的是，圖2所示的更為傳統(tǒng)的前掠翼設(shè)計(jì)27也可用于圖3所示構(gòu)形上。
還應(yīng)理解的是，飛機(jī)可具有類似于B-2轟炸機(jī)的系統(tǒng)，其可使燃料在前油箱與后 油箱之間移動(dòng)以完全精確控制飛行器的重心，除非處于零燃料狀態(tài)。
.T.如何在地,面上具有穩(wěn)定的平臺(tái)而仍然能夠旋轉(zhuǎn)起飛. 存在多種方式以允許飛機(jī)在地面上時(shí)擱置在其起落架上很穩(wěn)定，而同時(shí)能夠容易 地旋轉(zhuǎn)以起飛。這種飛行器已經(jīng)比以前的OAW(斜置飛翼式)飛機(jī)具有更好的地面穩(wěn)定性， 這是因?yàn)轱w行器相對(duì)于俯仰軸39進(jìn)一步前后擴(kuò)展而允許可能更長(zhǎng)的軸距和更大的俯仰力 矩能力。由于飛行器具有更小翼展且飛行器重量更集中于中心線附近，因而飛行器沿橫滾 和偏航軸還具有更小的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。 針對(duì)直接側(cè)力而使用垂直安定面23可用于使飛機(jī)在著陸時(shí)不必明顯傾斜轉(zhuǎn)彎， 因此可具有更短的起落架。而且，發(fā)動(dòng)機(jī)推力可利用飛行器重心下方的推力線或者通過使 后起落架的轉(zhuǎn)向架之后的發(fā)動(dòng)機(jī)廢氣向上偏斜而用于輔助飛機(jī)上仰進(jìn)行起飛。另一方式 是，具有正好位于飛行器重心之后的一個(gè)或多個(gè)起落架支柱以提供良好的地面穩(wěn)定性，不 過其可在起飛橫滾過程中在其它起落架支柱之前完全或部分地縮回以允許容易的旋轉(zhuǎn)。如 果飛機(jī)跑道和滑行道適合于起落架以利于更好的地面穩(wěn)定性，而且后掠翼尖不太可能會(huì)接 觸地面(特別是由于希望具有在翼機(jī)下方延伸的一些垂直安定面/小翼23)，則起落架的寬 間距通常是優(yōu)選的。 如果飛行器具有所有能夠操控的起落架轉(zhuǎn)向架，則飛機(jī)可沿其縱向滑行，從而可進(jìn)入緊密空間中，并允許此飛機(jī)與其它類似飛機(jī)相鄰密集停放。 本發(fā)明還具有其它潛在優(yōu)點(diǎn)。飛機(jī)在高速時(shí)可偏航至小掠角，從而可能實(shí)現(xiàn)較高 機(jī)動(dòng)性和高壓縮性阻力，例如在空對(duì)空作戰(zhàn)過程中快速減速和轉(zhuǎn)彎而迫使敵人越過其位 置。而且，飛機(jī)在低速時(shí)可偏航至大掠角，以增大誘導(dǎo)阻力，例如在著陸過程中實(shí)現(xiàn)更陡的 滑翔道傾斜角。飛機(jī)還可比其它飛機(jī)更好地應(yīng)對(duì)側(cè)風(fēng)著陸。 雖然飛翼式飛機(jī)已經(jīng)被顯示并且常作為本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施例，但應(yīng)注意的是，本 發(fā)明還可應(yīng)用于斜翼和機(jī)身構(gòu)形。在這種情況下，機(jī)身優(yōu)選地安裝在本發(fā)明的斜翼的下方， 類似于以前的斜翼/機(jī)身飛機(jī)。 根據(jù)前述公開內(nèi)容，在所附權(quán)利要求的范圍內(nèi)，本發(fā)明的飛機(jī)的多種其它變例對(duì) 于本領(lǐng)域技術(shù)人員將是可以想到的。由于在不背離本發(fā)明的范圍的情況下在前述結(jié)構(gòu)中可 進(jìn)行各種改變，因而包含在上述說明中的或顯示在附圖中的所有內(nèi)容應(yīng)被理解為是示例性 的，而不是限制性的。
1權(quán)利要求
一種被設(shè)計(jì)用于減小的表面積體積比的斜翼飛機(jī)，所述飛機(jī)具有斜翼，所述斜翼包括在所述機(jī)翼一側(cè)上的前掠翼部分和在所述機(jī)翼相反側(cè)上的后掠翼部分；連接所述前掠翼部分和后掠翼部分的中心傾斜翼型部分，所述中心傾斜翼型部分在其中心線附近具有的翼弦大于所述前掠翼部分或后掠翼部分任一個(gè)的翼弦；隨著所述中心傾斜翼型部分朝向所述前掠翼部分和后掠翼向外延伸，所述中心傾斜翼型部分的翼弦比所述前掠翼部分或后掠翼部分漸縮更快；所述中心傾斜翼型部分被成形為不僅僅用作圓形整流裝置以便以不同斜翼角填充斜翼與機(jī)身之間的間隙；所述中心傾斜翼型部分不是X機(jī)翼構(gòu)形中的第二機(jī)翼。
2. 如權(quán)利要求1所述的斜翼飛機(jī)，其中，所述中心傾斜翼型部分的修正半弦線的全部 或一部分比所述前掠翼部分的修正半弦線更為后掠。
3. 如權(quán)利要求2所述的斜翼飛機(jī)，其中，所述中心傾斜翼型部分的所述修正半弦線的 全部或一部分比所述前掠翼部分的修正半弦線后掠10度以上。
4. 如權(quán)利要求2所述的斜翼飛機(jī)，其中，所述中心傾斜翼型部分的所述修正半弦線的 全部或一部分比所述前掠翼部分的修正半弦線后掠15度以上。
5. 如權(quán)利要求2所述的斜翼飛機(jī)，其中，所述中心傾斜翼型部分的所述修正半弦線的 全部或一部分比所述前掠翼部分的修正半弦線后掠20度以上。
6. 如權(quán)利要求1所述的斜翼飛機(jī)，其中，超過25%的總機(jī)翼平面形狀面積能夠位于完 全布置在所述機(jī)翼平面形狀面積上的最大圓內(nèi)。
7. 如權(quán)利要求1所述的斜翼飛機(jī)，其中，超過33%的總機(jī)翼平面形狀面積能夠位于完 全布置在所述機(jī)翼平面形狀面積上的最大圓內(nèi)。
8. 如權(quán)利要求1所述的斜翼飛機(jī)，其中，超過40%的總機(jī)翼平面形狀面積能夠位于完 全布置在所述機(jī)翼平面形狀面積上的最大圓內(nèi)。
9. 如權(quán)利要求1所述的斜翼飛機(jī)，其中，超過50%的總機(jī)翼平面形狀面積能夠位于完 全布置在所述機(jī)翼平面形狀面積上的最大圓內(nèi)。
10. 如權(quán)利要求1所述的斜翼飛機(jī)，其中，所述機(jī)翼的超過50%的輪廓在平面圖中基本 由兩組平行線構(gòu)成。
11. 如權(quán)利要求1所述的斜翼飛機(jī)，其中，所述后掠翼部分的前緣比所述中心傾斜翼型 部分的后過渡區(qū)域的前緣后掠得更少。
12. 如權(quán)利要求11所述的斜翼飛機(jī)，其中，附接到所述中心傾斜翼型部分上的所述后 過渡區(qū)域的后緣襟翼沿所述前掠翼部分的方向向外并相對(duì)于由所述前過渡區(qū)域的后緣描 述的直線向后延伸。
13. 如權(quán)利要求1所述的斜翼飛機(jī)，其中，在平面圖中，限定所述前過渡區(qū)域和前掠翼 部分的前緣的直線基本平行且毗鄰。
14. 如權(quán)利要求1所述的斜翼飛機(jī)，其中，所述前掠翼部分比所述中心翼型部分和后掠 翼部分具有更大的傾角。
15. 如權(quán)利要求1所述的斜翼飛機(jī)，其中，所述機(jī)翼包含二面角，所述二面角被設(shè)計(jì)成 抵消在所述機(jī)翼以不同掠角飛行時(shí)出現(xiàn)的非對(duì)稱升力變化。
16. 如權(quán)利要求1所述的斜翼飛機(jī)，其中，所述中心翼型部分的部分在所述前掠翼或后掠翼附接到所述中心翼型部分的部位比所述前掠翼或后掠翼更厚。
17. 如權(quán)利要求1所述的斜翼飛機(jī)，其中，所述中心翼型部分的最大弦長(zhǎng)在所述前掠翼 附接到所述中心翼型部分之處比所述前掠翼的弦長(zhǎng)大50%以上。
18. 如權(quán)利要求1所述的斜翼飛機(jī)，其中，所述中心翼型部分的最大弦長(zhǎng)在所述后掠翼 附接到所述中心翼型部分之處比所述后掠翼的弦長(zhǎng)大50%以上。
19. 如權(quán)利要求1所述的斜翼飛機(jī)，其中，所述飛機(jī)是沒有機(jī)身的飛翼式飛機(jī)。
20. 如權(quán)利要求1所述的斜翼飛機(jī)，其中，用于推動(dòng)所述機(jī)翼的發(fā)動(dòng)機(jī)位于所述中心傾 斜翼型部分內(nèi)。
21. 如權(quán)利要求20所述的斜翼飛機(jī)，其中，所述發(fā)動(dòng)機(jī)包含推力偏向裝置。
22. 如權(quán)利要求1所述的斜翼飛機(jī)，其中，所述機(jī)翼被設(shè)計(jì)成以不同斜角飛行。
23. 如權(quán)利要求1所述的斜翼飛機(jī)，包括在所述前掠翼上的翼尖，所述翼尖具有較小的 厚度翼弦比，在不使用樞軸的情況下被附接，且相對(duì)于所述前掠翼的其余部分向外傾斜。
24. 如權(quán)利要求1所述的斜翼飛機(jī)，其中，所述后掠翼包括具有以小于所述后掠翼的后 掠角的角度后掠的鉸接線的升降副翼。
25. 如權(quán)利要求1所述的斜翼飛機(jī)，其中，所述中心翼型部分使用上撓翼型。
26. 如權(quán)利要求1所述的斜翼飛機(jī)，其中，在前掠翼部分或后掠翼部分上使用層流翼型。
27. —種小展弦比斜翼和用于所述小展弦比斜翼以改進(jìn)空氣動(dòng)力學(xué)效率的前、后翼尖 延伸部；所述斜翼在添加所述翼尖延伸部之前具有小于5的展弦比；所述翼尖延伸部被設(shè) 計(jì)成每平方英尺機(jī)翼平面形狀面積比所述斜翼產(chǎn)生大至少30%以上的升力。
28. 如權(quán)利要求27所述的小展弦比斜翼和翼尖延伸部，其中，所述斜翼在添加所述翼 尖延伸部之前具有小于4的展弦比。
29. 如權(quán)利要求27所述的小展弦比斜翼和翼尖延伸部，其中，所述翼尖延伸部被設(shè)計(jì) 成每平方英尺產(chǎn)生所述斜翼部分的平均升力的兩倍或更大的升力。
30. 如權(quán)利要求27所述的小展弦比斜翼和翼尖延伸部，其中，所述斜翼使用上撓翼型。
31. 如權(quán)利要求27所述的小展弦比斜翼和翼尖延伸部，其中，所述前翼尖延伸部的修 正半弦線的掠角小于所述斜翼部分的掠角。
32. 如權(quán)利要求27所述的小展弦比斜翼和翼尖延伸部，其中，所述機(jī)翼的超過50%的 輪廓在平面圖中基本由兩組平行線構(gòu)成。
33. 如權(quán)利要求27所述的小展弦比斜翼和翼尖延伸部，其中，所述后翼尖延伸部的前 緣比所述中心斜翼部分的后過渡區(qū)域的前緣后掠得更少。
34. 如權(quán)利要求27所述的小展弦比斜翼和翼尖延伸部，其中，限定所述斜翼部分的前 過渡區(qū)域和前掠翼尖延伸部的前緣的直線基本平行且毗鄰。
35. 如權(quán)利要求27所述的小展弦比斜翼和翼尖延伸部，其中，所述前掠翼尖延伸部比 所述中心斜翼和后掠翼尖延伸部具有更大的傾角。
36. 如權(quán)利要求27所述的小展弦比斜翼和翼尖延伸部，其中包含二面角以抵消在所述 機(jī)翼以不同掠角飛行時(shí)出現(xiàn)的非對(duì)稱升力變化。
37. —種用于設(shè)計(jì)斜翼以使表面積體積比最小的方法，所述方法包括在平面圖中布 置圍繞最大可能圓繪制的中心翼型部分，在所述圓的相反側(cè)上的前掠過渡區(qū)域和后掠過渡區(qū)域向外側(cè)移動(dòng)漸縮直到所述過渡區(qū)域附接到前掠翼部分和后掠翼部分；所述前翼部分和后翼部分比所述前過渡區(qū)域和后過渡區(qū)域具有更小的錐度比；所述前過渡區(qū)域和后過渡區(qū) 域向外移動(dòng)漸縮的速率由權(quán)衡研究確定，該權(quán)衡研究對(duì)力爭(zhēng)快速漸縮過渡區(qū)域?qū)崿F(xiàn)較小表 面積體積比的期望與利用較小錐度比使壓縮性阻力最小化的需要進(jìn)行權(quán)衡。
38. —種沒有機(jī)身的飛翼式斜翼飛機(jī)，所述飛機(jī)被設(shè)計(jì)用于減小的表面積體積比，所述 飛機(jī)具有斜翼，所述斜翼包括在所述機(jī)翼一側(cè)上的前掠翼部分和在所述機(jī)翼相反側(cè)上的后掠翼部分； 連接所述前掠翼部分和后掠翼部分的中心傾斜翼型部分，所述中心傾斜翼型部分在其 中心線附近具有的翼弦大于所述前掠翼部分或后掠翼部分任一個(gè)的翼弦；隨著所述中心傾 斜翼型部分朝向所述前掠翼部分和后掠翼向外延伸，所述中心傾斜翼型部分的所述翼弦比 所述前掠翼部分或后掠翼部分漸縮更快。
39. —種翼身融合的斜置飛機(jī)。
40. —種被設(shè)計(jì)成針對(duì)不同的性能特性以不同偏航角在不同飛行條件下飛行的翼身融 合飛機(jī)。
41. 一種翼身融合飛機(jī)，其中，所述飛機(jī)的左側(cè)明顯不同于所述飛機(jī)的右側(cè)的鏡像。
全文摘要
一種斜翼飛機(jī)(1)，其被設(shè)計(jì)用于減小的表面積體積比。所述飛機(jī)具有斜翼，所述斜翼包括在所述機(jī)翼一側(cè)上的前掠翼部分(27)和在所述機(jī)翼相反側(cè)上的后掠翼部分(29)。中心傾斜翼型部分(25)連接所述前掠翼部分和后掠翼部分。所述中心傾斜翼型部分在其中心線附近的具有的翼弦大于所述前掠翼部分或后掠翼部分的翼弦。隨著所述中心傾斜翼型部分朝向所述前掠翼和后掠翼部分向外延伸，所述中心傾斜翼型部分的翼弦比所述前掠翼部分或后掠翼部分漸縮更快。所述中心傾斜翼型部分被成形為不僅僅用作圓形整流裝置以便以不同斜翼角填充斜翼與機(jī)身之間的間隙，也不是X機(jī)翼構(gòu)形中的第二機(jī)翼。優(yōu)選地，所述飛機(jī)是飛翼式飛機(jī)。
文檔編號(hào)B64C3/40GK101795939SQ200880105018
公開日2010年8月4日 申請(qǐng)日期2008年8月29日 優(yōu)先權(quán)日2007年8月29日
發(fā)明者威廉·蘭道爾·麥克唐奈 申請(qǐng)人:高級(jí)產(chǎn)品開發(fā)有限責(zé)任公司