專利名稱：一種采用混合翼身的飛行器氣動(dòng)外形的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域，具體是一種采用混合翼身的飛行器氣動(dòng)外形。
背景技術(shù)：
隨著20世紀(jì)80年代翼身融合飛翼布局的巨型戰(zhàn)略轟炸機(jī)B2的首次試飛，人們對(duì)此類外形應(yīng)用于民航旅客機(jī)或運(yùn)輸機(jī)的可能性產(chǎn)生了濃厚興趣和探討。波音從20世紀(jì)90年代初開始研究翼身融合體外形的技術(shù)上和商業(yè)上的可行性和概念設(shè)計(jì)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(duì)于常規(guī)布局，翼身融合布局的優(yōu)點(diǎn)主要表現(xiàn)在以下幾點(diǎn)，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(dòng)效率；由于氣動(dòng)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(huán)境優(yōu)勢(shì)；寬大的中央機(jī)體具備了裝載空間大和結(jié)構(gòu)效率高優(yōu)點(diǎn)；將發(fā)動(dòng)機(jī)置于寬大機(jī)體上表面，有效屏蔽了發(fā)動(dòng)機(jī)噪音同時(shí)避免了噪音被機(jī)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(yīng)缺陷，如專利US-20090152392A1所描述的翼身融合布局，較厚的中央機(jī)體和過渡段在跨聲速飛行時(shí)易產(chǎn)生激波；外翼段后掠角較大，氣動(dòng)效率較低且不利于縱向平衡控制，限制翼身融合布局氣動(dòng)性能的進(jìn)一步提高，中央機(jī)體較短，無法布置更多的逃逸艙門，難于滿足適航要求。

發(fā)明內(nèi)容
為克服現(xiàn)有翼身融合布局技術(shù)中存在的氣動(dòng)效率和縱向操縱能力的不足，本發(fā)明提出了一種采用混合翼身的飛行器氣動(dòng)外形。以所述混合翼身飛行器一側(cè)氣動(dòng)外形為例，沿機(jī)體展向分別為中央機(jī)體、過渡段和外翼段，并且所述的過渡段位于中央機(jī)體與外翼段之間，并且中央機(jī)體、過渡段和外翼段的面積比為I O. 350 0.554;a.中央機(jī)體采用前加載后卸載翼型；中央機(jī)體包括中央機(jī)體根部控制面、中央機(jī)體中部控制面、中央機(jī)體梢部控制面；中央機(jī)體的平面形狀為梯形；中央機(jī)體的投影面積為全機(jī)半模投影面積的52.5% ;中央機(jī)體前緣后掠角α為65° ;中央機(jī)體根部控制面弦長L4 = 38m ;中央機(jī)體梢部控制面距中央機(jī)體根部控制面的展向距離S6_4 = 6. 8342m,中央機(jī)體梢部控制面前緣頂點(diǎn)的坐標(biāo)為(15. 0740m,6. 8341m,O. 7000m)，中央機(jī)體梢部控制面弦長L6 = 20. 7739m ;中央機(jī)體中部控制面距中央機(jī)體根部控制面的展向距離S5-4 =3. 4171m ;中央機(jī)體中部控制面的弦長為29. 3869m,中央機(jī)體中部控制面前緣頂點(diǎn)的坐標(biāo)為(7. 5370m, 3. 4171m, O. 3500m)；中央機(jī)體根部控制面的翼型的前緣頂點(diǎn)與中央機(jī)體根部控制面前緣頂點(diǎn)重合，并將所述中央機(jī)體根部控制面的翼型的橫坐標(biāo)X和縱坐標(biāo)I均放大38倍，得到中央機(jī)體根部控制面的截面形狀；中央機(jī)體中部控制面的翼型的前緣頂點(diǎn)與中央機(jī)體中部控制面前緣頂點(diǎn)重合，并將所述中央機(jī)體中部控制面的翼型的橫坐標(biāo)X放大29. 3869倍，縱坐標(biāo)y放大31. 0119倍，得到中央機(jī)體中部控制面的截面形狀；中央機(jī)體梢部控制面的翼型的前緣頂點(diǎn)與中央機(jī)體梢部控制面前緣頂點(diǎn)重合，并將所述中央機(jī)體梢部控制面的翼型的橫坐標(biāo)X放大20. 7739倍，縱坐標(biāo)y放大22. 9655倍，得到中央機(jī)體梢部控制面的截面形狀；b.過渡段包括中央機(jī)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(jī)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(jī)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(jī)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(diǎn)的坐標(biāo)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(jī)體梢部控制面的展向距離S7_6 = 2. 4232m ;通過以上幾何關(guān)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(diǎn)的坐標(biāo)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(diǎn)與過渡段中部控制面前緣頂點(diǎn)重合，并將翼型的橫坐標(biāo)X放大14. 5841倍,縱坐標(biāo)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(diǎn)與過渡段梢部控制面前緣頂點(diǎn)重合，并將翼型的橫坐標(biāo)X和縱坐標(biāo)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(gòu)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(jī)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(diǎn)的坐標(biāo)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(diǎn)的坐標(biāo)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(diǎn)與外翼段中部控制面前緣頂點(diǎn)重合，并將翼型繞所述的前緣頂點(diǎn)按照右手法則旋轉(zhuǎn)I. 7度，形成負(fù)幾何扭轉(zhuǎn)；將翼型的橫坐標(biāo)X和縱坐標(biāo)I分別放大5. 6037倍，得到外翼段中部控制面的截面形狀；構(gòu)成外翼梢部控制面的翼型采用翼梢翼型；將構(gòu)成外翼梢部控制面的翼型的前緣頂點(diǎn)與外翼段梢部控制面前緣頂點(diǎn)重合，將翼型的橫坐標(biāo)X和縱坐標(biāo)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(shù)據(jù)如表一所示，其中翼型前緣點(diǎn)為(0，0)；表一前加載后卸載翼型的翼型數(shù)據(jù)
權(quán)利要求
1.一種采用混合翼身的飛行器氣動(dòng)外形；其特征在于，沿機(jī)體展向分別為中央機(jī)體、過渡段和外翼段，并且所述的過渡段位于中央機(jī)體與外翼段之間，并且中央機(jī)體、過渡段和外翼段的面積比為I O. 350 0.554; a.中央機(jī)體采用前加載后卸載翼型；中央機(jī)體包括中央機(jī)體根部控制面、中央機(jī)體中部控制面、中央機(jī)體梢部控制面；中央機(jī)體的平面形狀為梯形；中央機(jī)體的投影面積為全機(jī)半模投影面積的52.5% ;中央機(jī)體前緣后掠角α為65° ;中央機(jī)體根部控制面弦長L4=38m ;中央機(jī)體梢部控制面距中央機(jī)體根部控制面的展向距離S6_4 = 6. 8342m,中央機(jī)體梢部控制面前緣頂點(diǎn)的坐標(biāo)為(15. 0740m, 6. 8341m, O. 7000m)，中央機(jī)體梢部控制面弦長L6=20. 7739m ;中央機(jī)體中部控制面距中央機(jī)體根部控制面的展向距離S5_4 = 3. 4171m ;中央機(jī)體中部控制面的弦長為29. 3869m,中央機(jī)體中部控制面前緣頂點(diǎn)的坐標(biāo)為(7. 5370m,·3.4171m,O. 3500m)； 中央機(jī)體根部控制面的翼型的前緣頂點(diǎn)與中央機(jī)體根部控制面前緣頂點(diǎn)重合，并將所述中央機(jī)體根部控制面的翼型的橫坐標(biāo)X和縱坐標(biāo)I均放大38倍，得到中央機(jī)體根部控制面的截面形狀； 中央機(jī)體中部控制面的翼型的前緣頂點(diǎn)與中央機(jī)體中部控制面前緣頂點(diǎn)重合，并將所述中央機(jī)體中部控制面的翼型的橫坐標(biāo)X放大29. 3869倍，縱坐標(biāo)y放大31. 0119倍，得到中央機(jī)體中部控制面的截面形狀； 中央機(jī)體梢部控制面的翼型的前緣頂點(diǎn)與中央機(jī)體梢部控制面前緣頂點(diǎn)重合，并將所述中央機(jī)體梢部控制面的翼型的橫坐標(biāo)X放大20. 7739倍，縱坐標(biāo)y放大22. 9655倍，得到中央機(jī)體梢部控制面的截面形狀； b.過渡段包括中央機(jī)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(jī)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(jī)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(jī)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(diǎn)的坐標(biāo)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(jī)體梢部控制面的展向距離S7_6 = 2. 4232m ;通過以上幾何關(guān)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(diǎn)的坐標(biāo)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(diǎn)與過渡段中部控制面前緣頂點(diǎn)重合，并將翼型的橫坐標(biāo)X放大14. 5841倍,縱坐標(biāo)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(diǎn)與過渡段梢部控制面前緣頂點(diǎn)重合，并將翼型的橫坐標(biāo)X和縱坐標(biāo)I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(gòu)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(jī)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(diǎn)的坐標(biāo)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(diǎn)的坐標(biāo)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(diǎn)與外翼段中部控制面前緣頂點(diǎn)重合，并將翼型繞所述的前緣頂點(diǎn)按照右手法則旋轉(zhuǎn)I. 7度，形成負(fù)幾何扭轉(zhuǎn)；將翼型的橫坐標(biāo)X和縱坐標(biāo)y分別放大5. 6037倍，得到外翼段中部控制面的截面形狀； 構(gòu)成外翼梢部控制面的翼型采用翼梢翼型；將構(gòu)成外翼梢部控制面的翼型的前緣頂點(diǎn)與外翼段梢部控制面前緣頂點(diǎn)重合，將翼型的橫坐標(biāo)X和縱坐標(biāo)y分別放大2. 8132倍，得到外翼段梢部控制面的截面形狀。
2.如權(quán)利要求I所述一種采用混合翼身的飛行器氣動(dòng)外形；其特征在于，所述前加載后卸載翼型的翼型數(shù)據(jù)如表一所示，其中翼型前緣點(diǎn)為(0，0)； 表一前加載后卸載翼型的翼型數(shù)據(jù)
3.如權(quán)利要求I所述一種釆用混合翼身的飛行器氣動(dòng)外形；其特征在于，所述超臨界翼型的翼型數(shù)據(jù)如表二所示，其中翼型前緣點(diǎn)為(0，0)； 表二超臨界翼型的翼型數(shù)據(jù)
4.如權(quán)利要求I所述一種釆用混合翼身的飛行器氣動(dòng)外形；其特征在于，所述翼梢翼型的翼型數(shù)據(jù)如表三所示，其中翼型前緣點(diǎn)為(0，0)；表三翼梢翼型的翼型數(shù)據(jù)
全文摘要
一種采用混合翼身的飛行器氣動(dòng)外形。以所述混合翼身飛行器一側(cè)氣動(dòng)外形為例，沿機(jī)體展向分別為中央機(jī)體、過渡段和外翼段，并且所述的過渡段位于中央機(jī)體與外翼段之間，并且中央機(jī)體、過渡段和外翼段的面積比為1∶0.3500.554。由于本發(fā)明采取的技術(shù)方案，使阻力發(fā)散馬赫數(shù)Madd=0.83，最大升阻比Kmax＝25，比翼身融合布局提高8.7％，使本發(fā)明比翼身融合布局具有更高的氣動(dòng)效率和良好的升阻性能。本發(fā)明的縱向力矩靜穩(wěn)定為裕度3％，基本達(dá)到了巡航飛行時(shí)的自配平設(shè)計(jì)要求。同時(shí)，本發(fā)明具有更大的裝載空間。
文檔編號(hào)B64C1/00GK102730181SQ201210143930
公開日2012年10月17日 申請(qǐng)日期2012年5月11日 優(yōu)先權(quán)日2012年5月11日
發(fā)明者張彬乾, 李沛峰, 林宇, 沈冬, 王元元, 褚胡冰, 陳真利 申請(qǐng)人:西北工業(yè)大學(xué)