專利名稱：一種無尾翼身融合飛機(jī)的中央機(jī)體的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域，具體是ー種無尾翼身融合飛機(jī)的中央機(jī)體。
背景技術(shù)：
無尾翼身融合飛機(jī)作為ー種新概念的布局形式，其優(yōu)越的氣動和綜合性能已逐漸得到航空エ業(yè)界的認(rèn)可，相對于常規(guī)布局的飛機(jī)，無尾翼身融合布局具有以下幾個優(yōu)點(diǎn)，減小了浸濕面積，具備了較高的氣動效率，因而減小了燃油消耗、降低了氮氧化物的排放；將發(fā)動機(jī)置于寬大機(jī)體上表面，減小噪音水平；寬大的中央機(jī)體易于裝載。無尾翼身融合飛機(jī)具備了眾多的優(yōu)勢，但中央機(jī)體的設(shè)計(jì)依然是ー個難點(diǎn)。中央機(jī)體由翼型剖面構(gòu)成，因而翼型設(shè)計(jì)是關(guān)鍵。首先，無尾翼身融合飛機(jī)的中央機(jī)體必須滿足裝載要求，因此要求中央機(jī)體翼型相對厚度較大，而較大相對厚度的翼型在跨聲速飛行時易產(chǎn)生較強(qiáng)的激波，使得阻力増大；其次，中央機(jī)體是升カ體，需產(chǎn)生升力，這也是無尾翼身·融合飛機(jī)區(qū)別于常規(guī)布局飛機(jī)的ー個重要特點(diǎn)；最后，由于取消了尾翼，如何保證飛機(jī)縱向平衡也成為中央機(jī)體翼型設(shè)計(jì)的難點(diǎn)之一。綜上，若中央機(jī)體采用超臨界翼型或其它現(xiàn)有翼型(如較厚的對稱翼型等)均無法滿足無尾翼身融合飛機(jī)的裝載、氣動和縱向配平的要求。
發(fā)明內(nèi)容為克服現(xiàn)有技術(shù)中存在的無法滿足無尾翼身融合飛機(jī)的裝載、氣動特性和縱向配平要求的不足，本發(fā)明提出了ー種無尾翼身融合飛機(jī)的中央機(jī)體。本發(fā)明中，中央機(jī)體根部與該中央機(jī)體對稱面重合，中央機(jī)體梢部位于中央機(jī)體對稱面的兩側(cè)。本發(fā)明以中央機(jī)體的一側(cè)加以描述中央機(jī)體包括中央機(jī)體根部、內(nèi)側(cè)控制面、外側(cè)控制面和中央機(jī)體梢部,并將所述中央機(jī)體根部、內(nèi)側(cè)控制面、外側(cè)控制面和中央機(jī)體梢部通過線性插值獲得中央機(jī)體的三維構(gòu)型。中央機(jī)體平面形狀為由中央機(jī)體根部弦長與梢部弦長為兩邊、中央機(jī)體梢部距中央機(jī)體根部的展向距離為高構(gòu)成的梯形，中央機(jī)體根部的弦長為L，中央機(jī)體梢部的弦長I梢=0. 61916L，中央機(jī)體前緣后掠角a為36. 59°，且中央機(jī)體梢部距中央機(jī)體根部的展向距離St肖=0.28133L。中央機(jī)體根部前緣頂點(diǎn)6的坐標(biāo)為(0，0，0)。根據(jù)上述幾何參數(shù)確定中央機(jī)體梢部前緣頂點(diǎn)距中央機(jī)體根部前緣頂點(diǎn)的弦向距離d = 0. 20884L,中央機(jī)體梢部前緣頂點(diǎn)9坐標(biāo)為(0. 20884L,0. 28133L，0)。所述內(nèi)側(cè)控制面鄰近中央機(jī)體根部，距中央機(jī)體根部的展向距離s肖=0. 06634L。該內(nèi)側(cè)控制面前緣頂點(diǎn)的坐標(biāo)為(0. 049247L，0. 06634L，0)。所述外側(cè)控制面鄰近中央機(jī)體的梢部，距中央機(jī)體根部的展向距離sタト=
0.17567L。該外側(cè)控制面前緣頂點(diǎn)的坐標(biāo)為(0. 130414L，0. 17567L，0)。中央機(jī)體根部的翼型、內(nèi)側(cè)控制面的翼型、外側(cè)控制面的翼型和中央機(jī)體梢部截面的翼型均釆用前加載后卸載翼型。在成形所述中央機(jī)體根部的截面形狀時，將所述前加載后卸載翼型的前緣點(diǎn)置于中央機(jī)體根部前緣頂點(diǎn)處，并將翼型的橫坐標(biāo)X和縱坐標(biāo)y分別放大L倍，即可得到中央機(jī)體根部的截面形狀。在成形所述內(nèi)側(cè)控制面截面形狀時，將所述前加載后卸載翼型的前緣點(diǎn)置于內(nèi)側(cè)控制面前緣頂點(diǎn)，并將翼型的橫坐標(biāo)X放大
0.910196L倍，縱坐標(biāo)y放大0. 98301IL倍，得到內(nèi)側(cè)控制面的截面形狀。在成形所述外側(cè)控制面截面形狀時，將所述前加載后卸載翼型的前緣點(diǎn)置于外側(cè)控制面前緣頂點(diǎn)，并將翼型的橫坐標(biāo)X放大0. 762185L倍，縱坐標(biāo)y放大0. 838403L倍，得到外側(cè)控制面4的截面形狀。在成形所述中央機(jī)體梢部截面形狀時，將所述前加載后卸載翼型的前緣點(diǎn)置于中央機(jī)體梢部前緣頂點(diǎn)，并將翼型的橫坐標(biāo)X放大0. 61916L倍，縱坐標(biāo)y放大0. 631543L倍，得到中央機(jī)體梢部的截面形狀。上述各基本翼型數(shù)據(jù)點(diǎn)如表所示，其中翼型的前緣點(diǎn)為(0，0)。翼型上表面數(shù)據(jù)點(diǎn)
權(quán)利要求1.ー種無尾翼身融合飛機(jī)的中央機(jī)體，其特征在于，中央機(jī)體根部與該中央機(jī)體對稱面重合，中央機(jī)體梢部位于中央機(jī)體對稱面的兩側(cè)；本發(fā)明以中央機(jī)體的ー側(cè)加以描述中央機(jī)體包括中央機(jī)體根部、內(nèi)側(cè)控制面、外側(cè)控制面和中央機(jī)體梢部，并將所述中央機(jī)體根部、內(nèi)側(cè)控制面、外側(cè)控制面和中央機(jī)體梢部通過線性插值獲得中央機(jī)體的三維構(gòu)型； 中央機(jī)體平面形狀為由中央機(jī)體根部弦長與梢部弦長為兩邊、中央機(jī)體梢部距中央機(jī)體根部的展向距離為高構(gòu)成的梯形，中央機(jī)體根部的弦長為L，中央機(jī)體梢部的弦長Itw =0.61916L，中央機(jī)體前緣后掠角a為36. 59°，且中央機(jī)體梢部距中央機(jī)體根部的展向距離St肖=0. 28133L ;中央機(jī)體根部前緣頂點(diǎn)坐標(biāo)為(0,0,0);根據(jù)上述幾何參數(shù)確定中央機(jī)體梢部前緣頂點(diǎn)距中央機(jī)體根部前緣頂點(diǎn)的弦向距離d = 0. 20884L,中央機(jī)體梢部前緣頂點(diǎn)坐標(biāo)為(0. 20884L，0. 28133L，0);所述內(nèi)側(cè)控制面鄰近中央機(jī)體根部，距中央機(jī)體根部的展向距離Srt= 0. 06634L ;該內(nèi)側(cè)控制面前緣頂點(diǎn)的坐標(biāo)為(0. 049247L，0. 06634L，0)；所述外側(cè)控制面鄰近中央機(jī)體的梢部，距中央機(jī)體根部的展向距離sタト=0. 17567L ;該外側(cè)控制面前緣頂點(diǎn)的坐標(biāo)為(0. 130414L，0. 17567L，0)； 中央機(jī)體根部的翼型、內(nèi)側(cè)控制面的翼型、外側(cè)控制面的翼型和中央機(jī)體梢部截面的翼型均采用前加載后卸載翼型；在成形所述中央機(jī)體根部的截面形狀吋，將所述前加載后卸載翼型的前緣點(diǎn)置于中央機(jī)體根部前緣頂點(diǎn)處，并將翼型的橫坐標(biāo)X和縱坐標(biāo)y分別放大L倍，即可得到中央機(jī)體根部的截面形狀；在成形所述內(nèi)側(cè)控制面截面形狀吋，將所述前加載后卸載翼型的前緣點(diǎn)置于內(nèi)側(cè)控制面前緣頂點(diǎn)，并將翼型的橫坐標(biāo)X放大0. 910196L倍，縱坐標(biāo)I放大0. 98301IL倍，得到內(nèi)側(cè)控制面的截面形狀；在成形所述外側(cè)控制面截面形狀吋，將所述前加載后卸載翼型的前緣點(diǎn)置于外側(cè)控制面前緣頂點(diǎn)，并將翼型的橫坐標(biāo)X放大0. 762185L倍，縱坐標(biāo)y放大0. 838403L倍，得到外側(cè)控制面(4)的截面形狀；在成形所述中央機(jī)體梢部截面形狀吋，將所述前加載后卸載翼型的前緣點(diǎn)置于中央機(jī)體梢部前緣頂點(diǎn)，并將翼型的橫坐標(biāo)X放大0. 61916L倍，縱坐標(biāo)y放大0. 631543L倍，得到中央機(jī)體梢部的截面形狀； 上述各基本翼型數(shù)據(jù)點(diǎn)如表所示
專利摘要一種無尾翼身融合飛機(jī)的中央機(jī)體。所述中央機(jī)體平面形狀為由中央機(jī)體根部弦長與梢部弦長為兩邊、中央機(jī)體梢部距中央機(jī)體根部的展向距離為高構(gòu)成的梯形。中央機(jī)體根部、內(nèi)側(cè)控制面、外側(cè)控制面和中央機(jī)體梢部通過線性插值獲得中央機(jī)體的三維構(gòu)型。中央機(jī)體根部與該中央機(jī)體對稱面重合，中央機(jī)體梢部位于中央機(jī)體對稱面的兩側(cè)。構(gòu)成中央機(jī)體的翼型采用前加載后卸載翼型。該翼型在提供較大升力的同時也提供了較大的抬頭力矩，并且提供了比現(xiàn)有翼型更強(qiáng)的縱向控制能力。本實(shí)用新型有超臨界翼型的特性，減小了跨聲速飛行時的激波阻力，提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)，克服了現(xiàn)有技術(shù)中存在的無法滿足無尾翼身融合飛機(jī)的裝載、氣動特性和縱向配平要求的不足。
文檔編號B64C3/10GK202499274SQ20122007677
公開日2012年10月24日 申請日期2012年3月3日 優(yōu)先權(quán)日2012年3月3日
發(fā)明者張彬乾, 李沛峰, 林宇, 王元元, 褚胡冰, 陳真利 申請人:西北工業(yè)大學(xué)