一種聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型的客的制造方法
【專(zhuān)利摘要】本發(fā)明公開(kāi)了一種聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型的客機(jī)，包含機(jī)身、第一前翼、第二前翼、第一后翼、第二后翼、第一端板、第二端板、垂尾、和至少一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)，其中，第一前翼、第二前翼的根部分別與機(jī)身的兩側(cè)固定連接；垂尾的根部與機(jī)身的后段固定連接；第一后翼、第二后翼的根部分別與垂尾固定連接；第一瑞板的上端與第一后翼的翼稍相連，下端與第一前翼的翼稍相連；第二瑞板的上端與第二后翼的翼稍相連，下端與第二前翼的翼稍相連；發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在機(jī)身的后段。本發(fā)明氣動(dòng)特性?xún)?yōu)于傳統(tǒng)布局，具有較大的縱向靜穩(wěn)定性，且結(jié)構(gòu)變形比單獨(dú)機(jī)翼小、結(jié)構(gòu)固有頻率比單獨(dú)機(jī)翼高。
【專(zhuān)利說(shuō)明】一種聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型的客機(jī)

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及民航客機(jī)構(gòu)型，尤其涉及一種聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型的客機(jī)。

【背景技術(shù)】
[0002] 巡航階段的客機(jī)的誘導(dǎo)阻力在總阻力中所占的比例較大，可以達(dá)到35%左右。為 了減小誘導(dǎo)阻力，提高升阻比，在設(shè)計(jì)中往往采用大展弦比后掠機(jī)翼，但這樣的機(jī)翼構(gòu)型剛 度小，容易導(dǎo)致結(jié)構(gòu)重量增加。但是民航客機(jī)必須嚴(yán)格限制結(jié)構(gòu)重量。這就帶來(lái)了一個(gè)矛 盾：大后掠、大展弦比的機(jī)翼氣動(dòng)特性好，臨界馬赫數(shù)高，巡航升阻比高，但結(jié)構(gòu)特性差，尤 其是剛度較小，翼稍變形較大，如果要提高剛度，重量又將過(guò)重。
[0003] 因此，現(xiàn)役民航客機(jī)的機(jī)翼對(duì)展弦比有著嚴(yán)格的限制，并不能完全發(fā)揮大展弦比 的優(yōu)勢(shì)。
[0004] 為了滿(mǎn)足日益苛刻的環(huán)保和經(jīng)濟(jì)性的要求，未來(lái)的客機(jī)將向著高效、節(jié)能方向發(fā) 展，因而衍生出各類(lèi)可能適應(yīng)這些要求的新構(gòu)型。聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型就是這些新構(gòu)型中的一種。并 且，隨著復(fù)合材料技術(shù)的發(fā)展，聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型越來(lái)越具備了實(shí)施的條件。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本發(fā)明所要解決的技術(shù)問(wèn)題是針對(duì)【背景技術(shù)】中所涉及的缺陷，提供一種聯(lián)結(jié)翼構(gòu) 型的客機(jī)。
[0006]本發(fā)明為解決上述技術(shù)問(wèn)題采用以下技術(shù)方案： 一種聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型的客機(jī)，包含機(jī)身、第一前翼、第二前翼、第一后翼、第二后翼、第一端 板、第二端板、垂尾、和至少一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)； 所述第一前翼、第二前翼的根部分別與所述機(jī)身的兩側(cè)固定連接； 所述垂尾的根部與所述機(jī)身的后段固定連接； 所述第一后翼、第二后翼的根部分別與所述垂尾固定連接； 所述第一瑞板的上端與所述第一后翼的翼稍相連，下端與第一前翼的翼稍相連； 所述第二瑞板的上端與所述第二后翼的翼稍相連，下端與第二前翼的翼稍相連； 所述發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在機(jī)身的后段。
[0007] 作為本發(fā)明一種聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型的客機(jī)進(jìn)一步的優(yōu)化方案，所述發(fā)動(dòng)機(jī)的個(gè)數(shù)為兩 個(gè)，對(duì)稱(chēng)安裝在所述機(jī)身的后段。
[0008] 作為本發(fā)明一種聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型的客機(jī)進(jìn)一步的優(yōu)化方案，所述第一前翼、第二前翼 的根部分別通過(guò)1號(hào)加強(qiáng)肋與所述機(jī)身的兩側(cè)固定連接，所述第一后翼、第二后翼的根部 分別通過(guò)1號(hào)加強(qiáng)肋與所述垂尾固定連接。
[0009] 作為本發(fā)明一種聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型的客機(jī)進(jìn)一步的優(yōu)化方案，所述第一前翼、第二前翼、 第一后翼、第二后翼的翼型均為NACA4415。
[0010] 作為本發(fā)明一種聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型的客機(jī)進(jìn)一步的優(yōu)化方案，所述垂尾的翼型為 NACA0010。
[0011] 作為本發(fā)明一種聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型的客機(jī)進(jìn)一步的優(yōu)化方案，所述第一前翼和第二前翼 的展長(zhǎng)、尖弦長(zhǎng)、根弦長(zhǎng)、平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)、展弦比、梯形比、平均厚度、前緣后掠角、1/4弦線(xiàn)后 掠角、安裝角、上反角分別為 1700mm、170mm、282mm、230mm、7.64、0.6、0.15、30°、28°、3°。 [0012] 作為本發(fā)明一種聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型的客機(jī)進(jìn)一步的優(yōu)化方案，所述第一后翼、第二后翼 的展長(zhǎng)、尖弦長(zhǎng)、根弦長(zhǎng)、平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)、展弦比、梯形比、平均厚度、前緣后掠角、1/4弦線(xiàn) 后掠角、安裝角、上反角分別為 1700mm、150mm、150mm、150mm、lL33、1、0. 15、-30°、-30°、 0。、-7°。
[0013]作為本發(fā)明一種聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型的客機(jī)進(jìn)一步的優(yōu)化方案，所述垂尾的展長(zhǎng)、尖弦 長(zhǎng)、根弦長(zhǎng)、平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)、展弦比、梯形比、平均厚度、前緣后掠角、1/4弦線(xiàn)后掠角分別為 237mm、259mm、259mm、259mm、0. 91、1、0.1、30°、30°。
[0014]本發(fā)明采用以上技術(shù)方案與現(xiàn)有技術(shù)相比，具有以下技術(shù)效果： 1. 聯(lián)結(jié)翼布局的氣動(dòng)特性?xún)?yōu)于常規(guī)布局，最大升阻比可達(dá)22以上，失速迎角超過(guò) 30。； 2. 由于盒式布局飛機(jī)后翼升力產(chǎn)生的低頭力矩，故這種布局的飛機(jī)往往具有較大的 縱向靜穩(wěn)定性； 3. 后部機(jī)翼除了提供一部分升力外，還能承擔(dān)部分機(jī)翼的彎曲力矩； 4. 給定翼展和重量的情況下，可以降低誘導(dǎo)阻力； 5. 升力面可以承載各種形狀的雷達(dá)天線(xiàn)，提供360°的覆蓋范圍； 6. 由于采用了多個(gè)升力面，可以減少飛機(jī)外形尺寸； 7. 在氣動(dòng)等效的情況下，聯(lián)結(jié)翼布局機(jī)翼的結(jié)構(gòu)重量為常規(guī)布局的79. 7%?88%，而 翼尖垂直方向變形僅為常規(guī)機(jī)翼的50% ; 8. 聯(lián)結(jié)翼布局的后翼有明顯的支撐作用，結(jié)構(gòu)變形比單獨(dú)機(jī)翼要小得多，結(jié)構(gòu)固有頻 率也比單獨(dú)機(jī)翼高。

【專(zhuān)利附圖】

【附圖說(shuō)明】
[0015] 圖1是聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型客機(jī)的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0016] 圖中，1_機(jī)身、2_如翼、3_后翼、4_端板、5_垂尾、6_發(fā)動(dòng)機(jī)。

【具體實(shí)施方式】
[0017]下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的技術(shù)方案做進(jìn)一步的詳細(xì)說(shuō)明： 本發(fā)明公開(kāi)了一種聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型的客機(jī)，將傳統(tǒng)客機(jī)"機(jī)身_機(jī)翼-平尾-垂尾"的典型 構(gòu)型改成"機(jī)身-前翼-后翼-垂尾"的新式構(gòu)型，前翼與后翼的翼根分別與前機(jī)身和后機(jī) 身連接，前翼與后翼的翼稍分別與端板的下端和上端連接，形成了前后翼連接在一起的"聯(lián) 結(jié)翼"構(gòu)型。
[0018]如圖1所示，本發(fā)明包括機(jī)身、前翼、后翼、垂尾、端板、發(fā)動(dòng)機(jī)共6個(gè)部分，其中，前 翼根部通過(guò)1號(hào)加強(qiáng)肋與機(jī)身連接，后翼根部通過(guò)1號(hào)加強(qiáng)肋與垂尾連接，垂尾根部與機(jī)身 后段連接，前翼與后翼在翼稍通過(guò)端板連接，前翼翼稍連接在端板下端，后翼翼稍連接在端 板上端，2臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在后機(jī)身兩側(cè)。其中機(jī)翼參數(shù)見(jiàn)表1。

【權(quán)利要求】
1. 一種聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型的客機(jī)，其特征在于，包含機(jī)身、第一前翼、第二前翼、第一后翼、第 二后翼、第一端板、第二端板、垂尾、和至少一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)； 所述第一前翼、第二前翼的根部分別與所述機(jī)身的兩側(cè)固定連接； 所述垂尾的根部與所述機(jī)身的后段固定連接； 所述第一后翼、第二后翼的根部分別與所述垂尾固定連接； 所述第一瑞板的上端與所述第一后翼的翼稍相連，下端與第一前翼的翼稍相連； 所述第二瑞板的上端與所述第二后翼的翼稍相連，下端與第二前翼的翼稍相連； 所述發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在機(jī)身的后段。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型的客機(jī)，其特征在于，所述發(fā)動(dòng)機(jī)的個(gè)數(shù)為兩個(gè)， 對(duì)稱(chēng)安裝在所述機(jī)身的后段。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型的客機(jī)，其特征在于，所述第一前翼、第二前翼的 根部分別通過(guò)1號(hào)加強(qiáng)肋與所述機(jī)身的兩側(cè)固定連接，所述第一后翼、第二后翼的根部分 別通過(guò)1號(hào)加強(qiáng)肋與所述垂尾固定連接。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型的客機(jī)，其特征在于，所述第一前翼、第二前翼、 第一后翼、第二后翼的翼型均為NACA4415。
5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型的客機(jī)，其特征在于，所述垂尾的翼型為 NACA0010。
6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型的客機(jī)，其特征在于，所述第一前翼和第二前翼 的展長(zhǎng)、尖弦長(zhǎng)、根弦長(zhǎng)、平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)、展弦比、梯形比、平均厚度、前緣后掠角、1/4弦線(xiàn)后 掠角、安裝角、上反角分別為 1700mm、170mm、282mm、230mm、7.64、0.6、0.15、30°、28°、3°。
7. 根據(jù)權(quán)利要求6所述的聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型的客機(jī)，其特征在于，所述第一后翼、第二后翼 的展長(zhǎng)、尖弦長(zhǎng)、根弦長(zhǎng)、平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)、展弦比、梯形比、平均厚度、前緣后掠角、1/4弦線(xiàn) 后掠角、安裝角、上反角分別為 1700mm、150mm、150mm、150mm、lL 33、1、0. 15、-30°、-30°、 0。、-7°。
8. 根據(jù)權(quán)利要求7所述的聯(lián)結(jié)翼構(gòu)型的客機(jī)，其特征在于，所述垂尾的展長(zhǎng)、尖弦 長(zhǎng)、根弦長(zhǎng)、平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)、展弦比、梯形比、平均厚度、前緣后掠角、1/4弦線(xiàn)后掠角分別為 237mm、259mm、259mm、259mm、0. 91、1、0.1、30°、30°。
【文檔編號(hào)】B64C1/00GK104443344SQ201410638778
【公開(kāi)日】2015年3月25日 申請(qǐng)日期:2014年11月13日 優(yōu)先權(quán)日:2014年11月13日
【發(fā)明者】張陳力子, 宋曉玉 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)