變體無人戰(zhàn)斗的制造方法
【專利摘要】本實(shí)用新型公開了一種變體無人戰(zhàn)斗機(jī)，采用折疊機(jī)翼的變體方式改變機(jī)翼掠向、展弦比和翼型，提高氣動(dòng)外形在寬飛行包線內(nèi)的適應(yīng)能力；發(fā)動(dòng)機(jī)巧妙結(jié)合渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，解決此類發(fā)動(dòng)機(jī)流道共用少、死重多、超聲速燃燒難實(shí)現(xiàn)等問題；在氣動(dòng)外形方面，將乘波體機(jī)頭與機(jī)身、鴨翼與邊條、機(jī)翼前緣缺口與前掠折疊外翼相結(jié)合互補(bǔ)，保證了無人戰(zhàn)斗機(jī)在寬速度區(qū)間、多飛行姿態(tài)下的高性能。在發(fā)動(dòng)機(jī)方面，將風(fēng)扇轉(zhuǎn)子設(shè)置在低壓壓氣機(jī)和高壓壓氣機(jī)之間并減速傳動(dòng)、燃?xì)忸A(yù)冷等設(shè)計(jì)結(jié)合利用，大幅提升發(fā)動(dòng)機(jī)的整體性能；本實(shí)用新型將流場(chǎng)推力矢量技術(shù)與二元矢量噴管相疊加，獲得了±40°的噴流偏轉(zhuǎn)角，大幅提升了無人戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)動(dòng)能力和可控性。
【專利說明】變體無人戰(zhàn)斗機(jī)
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本實(shí)用新型涉及一種無人戰(zhàn)斗機(jī)。
【背景技術(shù)】
[0002]近年來，圍繞著未來戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)展的各種可能性，人們進(jìn)行了廣泛的探索。主要方向之一有:更快的飛行速度，更高的飛行高度和無人化控制。要求其能夠兼顧在各種高度、各種姿態(tài)下的飛行性能。更加注重超遠(yuǎn)程打擊能力，突出超高速飛行，并進(jìn)一步強(qiáng)化現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)在中低空的亞聲速機(jī)動(dòng)性和超聲速機(jī)動(dòng)性。
實(shí)用新型內(nèi)容
[0003]本實(shí)用新型所要解決的技術(shù)問題是提供一種能夠根據(jù)飛行環(huán)境、飛行剖面以及作戰(zhàn)任務(wù)等需要，自主地改變氣動(dòng)構(gòu)型，優(yōu)化飛行性能的變體無人戰(zhàn)斗機(jī)。
[0004]為解決上述技術(shù)問題，本實(shí)用新型的技術(shù)方案是:變體無人戰(zhàn)斗機(jī)，在低速模態(tài)或高速模態(tài)下工作或相互轉(zhuǎn)換，包括機(jī)頭和機(jī)身，所示機(jī)頭的后部?jī)蓚?cè)有鴨翼，所述機(jī)身的兩側(cè)固定設(shè)有后掠內(nèi)翼，所述后掠內(nèi)翼的翼梢設(shè)有前掠折疊外翼，所述機(jī)身的后部上方設(shè)有一對(duì)全動(dòng)式垂直尾翼，所述機(jī)身內(nèi)安裝有兩臺(tái)組合發(fā)動(dòng)機(jī)，所述組合發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣口位于所述機(jī)身的底部前端，所述機(jī)身的尾部對(duì)應(yīng)于所述組合發(fā)動(dòng)機(jī)安裝有兩矢量噴口。
[0005]所述機(jī)頭設(shè)計(jì)為乘波體機(jī)頭。
[0006]所述后掠內(nèi)翼的翼型為超臨界翼型；所述前掠折疊外翼的翼型為“Λ”形彈翼；在低速模態(tài)下，所述前掠折疊外翼沿所述后掠內(nèi)翼的翼梢展開；在高速模態(tài)下，所述前掠折疊外翼翻轉(zhuǎn)并貼合在所述后掠內(nèi)翼的底面，所述前掠折疊外翼的翼型變?yōu)榈退倌B(tài)翼型的倒置；所述鴨翼后部的機(jī)身上設(shè)有向兩側(cè)延展的邊條。
[0007]所述組合發(fā)動(dòng)機(jī)包括渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。
[0008]所述沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)包括設(shè)有外涵道進(jìn)氣口的外涵道，所述外涵道的前端為外涵進(jìn)氣道，所述外涵道進(jìn)氣口位于所述機(jī)身下部和所述乘波體機(jī)頭末端；所述機(jī)身上設(shè)有氧化劑燃料箱和還原劑燃料箱；所述外涵進(jìn)氣道的內(nèi)表面設(shè)有燃料噴注口。
[0009]所述渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在所述外涵道內(nèi)，包括設(shè)有內(nèi)涵道進(jìn)氣口的內(nèi)涵進(jìn)氣道，所述內(nèi)涵進(jìn)氣道內(nèi)安裝有低壓壓氣機(jī)，所述內(nèi)涵道進(jìn)氣口位于所述外涵進(jìn)氣道內(nèi)，所述內(nèi)涵道進(jìn)氣口為分瓣且可以完全關(guān)閉的錐形罩殼，所述錐形罩殼關(guān)閉后外形為一個(gè)尖部向前的錐體；所述內(nèi)涵進(jìn)氣道后設(shè)有風(fēng)扇轉(zhuǎn)子，所述風(fēng)扇轉(zhuǎn)子包括風(fēng)扇葉片、風(fēng)扇葉柄和轉(zhuǎn)子體，所述風(fēng)扇葉片位于所述外涵道內(nèi)；位于所述風(fēng)扇轉(zhuǎn)子后的所述外涵道內(nèi)設(shè)有主內(nèi)涵道，所述主內(nèi)涵道內(nèi)安裝有高壓壓氣機(jī)，所述高壓壓氣機(jī)后的所述主內(nèi)涵道內(nèi)設(shè)有預(yù)壓室，所述預(yù)壓室之后設(shè)有內(nèi)涵燃燒室，所述內(nèi)涵燃燒室內(nèi)設(shè)有燃料噴注口 ；所述內(nèi)涵燃燒室后設(shè)有一級(jí)高壓渦輪，所述高壓渦輪與所述高壓壓氣機(jī)通過高壓轉(zhuǎn)子軸固定連接；所述高壓渦輪后設(shè)有兩級(jí)低壓渦輪，所述低壓渦輪轉(zhuǎn)向與高壓渦輪相反；所述低壓渦輪與低壓壓氣機(jī)通過低壓轉(zhuǎn)子軸固定連接，所述風(fēng)扇轉(zhuǎn)子通過風(fēng)扇變速裝置與所述低壓轉(zhuǎn)子軸連接；所述高壓轉(zhuǎn)子軸為空心軸且套裝在所述低壓轉(zhuǎn)子軸外，所述風(fēng)扇轉(zhuǎn)子安裝在所述低壓轉(zhuǎn)子軸上。
[0010]所述低壓渦輪后的所述主內(nèi)涵道設(shè)有主內(nèi)涵道排氣口，所述主內(nèi)涵道排氣口設(shè)有可調(diào)大小且能夠完全關(guān)閉的排氣調(diào)節(jié)片；所述主內(nèi)涵道排氣口位于所述外涵道內(nèi)；所述矢量噴口和所述主內(nèi)涵道排氣口之間設(shè)有作為加力燃燒室的外涵道延長(zhǎng)段。
[0011]所述主內(nèi)涵道外的所述外涵道的空間設(shè)置為外涵燃燒室。
[0012]所述矢量噴口為二元矩形矢量噴口，包括兩個(gè)上下可偏轉(zhuǎn)±20°的導(dǎo)流塊。
[0013]作為優(yōu)選的技術(shù)方案，所述前掠折疊外翼的前端相對(duì)所述后掠內(nèi)翼更靠前，所述前掠折疊外翼和所述后掠內(nèi)翼之間的縫隙相對(duì)靠后，而且所述前掠折疊外翼前半段的下弧線平直向下傾斜；
[0014]作為對(duì)上述技術(shù)方案的改進(jìn),所述前掠折疊外翼的最大厚度在翼弦68%處。
[0015]作為優(yōu)選的技術(shù)方案，在所述鴨翼不偏轉(zhuǎn)時(shí)，所述鴨翼與所述邊條構(gòu)成連續(xù)氣動(dòng)面。
[0016]作為對(duì)上述技術(shù)方案的改進(jìn)，所述鴨翼和所述邊條具有4°的下反角。
[0017]作為對(duì)上述技術(shù)方案的改進(jìn)，所述鴨翼的偏轉(zhuǎn)軸線在所述鴨翼的翼根弦從前端起的85%處。
[0018]作為優(yōu)選的技術(shù)方案，所述后掠內(nèi)翼的翼梢處的前緣后掠角增大并與所述前掠折疊外翼形成一個(gè)機(jī)翼前緣缺口。
[0019]作為優(yōu)選的技術(shù)方案，所述后掠內(nèi)翼具有4°的下反角。
[0020]作為優(yōu)選的技術(shù)方案，所述外涵道進(jìn)氣口設(shè)有可以上下偏轉(zhuǎn)一定角度的下唇口。
[0021]作為優(yōu)選的技術(shù)方案，所述還原劑燃料箱內(nèi)裝有液態(tài)氫或液態(tài)碳?xì)浠衔?，所述氧化劑燃料箱?nèi)裝有液態(tài)氧。
[0022]作為優(yōu)選的技術(shù)方案，所述機(jī)頭下表面、整個(gè)所述外涵道內(nèi)壁設(shè)有熱交換器，所述熱交換器兼做與所述燃料噴注口連接的燃料供給管路；
[0023]作為優(yōu)選的技術(shù)方案，所述風(fēng)扇變速裝置包括轉(zhuǎn)動(dòng)安裝在所述低壓轉(zhuǎn)子軸上的中心齒輪，轉(zhuǎn)動(dòng)安裝在所述中心齒輪上的行星齒輪，所述行星齒輪外安裝有齒圈，所述齒圈固定連接有轉(zhuǎn)子體，所述轉(zhuǎn)子體外周固定安裝有所述風(fēng)扇葉柄，所述轉(zhuǎn)子體轉(zhuǎn)動(dòng)安裝在所述低壓轉(zhuǎn)子軸上；所述中心齒輪與所述低壓轉(zhuǎn)子軸之間安裝有離合器。
[0024]作為優(yōu)選的技術(shù)方案，所述風(fēng)扇葉片為可變距葉片。
[0025]作為優(yōu)選的技術(shù)方案，所述高壓壓氣機(jī)為四級(jí)軸流式整體葉盤結(jié)構(gòu)。
[0026]作為優(yōu)選的技術(shù)方案，所述主內(nèi)涵道的進(jìn)氣口處設(shè)有可以調(diào)節(jié)張開大小的導(dǎo)流片。
[0027]作為優(yōu)選的技術(shù)方案，所述預(yù)壓室內(nèi)設(shè)有熱交換器，所述熱交換器兼做與所述燃料噴注口連接的燃料供給管路；
[0028]作為優(yōu)選的技術(shù)方案，所述導(dǎo)流塊內(nèi)設(shè)有一個(gè)中空的引射通道，所述引射通道設(shè)有一個(gè)作為進(jìn)氣口的引射入口 ；所述引射通道設(shè)有三個(gè)引射出口，位于所述矢量噴口擴(kuò)張段起始位置設(shè)有主引射出口，位于所述矢量噴口擴(kuò)張段中部和尾部分別設(shè)有中部引射出口和尾部引射出口，所述主引射出口、中部引射出口和尾部引射出口均安裝有控制閥門。
[0029]作為優(yōu)選的技術(shù)方案，所述引射入口為格柵式進(jìn)氣口。
[0030]由于采用了上述技術(shù)方案，本實(shí)用新型采用折疊機(jī)翼的變體方式改變機(jī)翼掠向、展弦比和翼型，提高氣動(dòng)外形在寬飛行包線內(nèi)的適應(yīng)能力；發(fā)動(dòng)機(jī)巧妙結(jié)合渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，解決此類發(fā)動(dòng)機(jī)流道共用少、死重多、超聲速燃燒難實(shí)現(xiàn)等問題；在氣動(dòng)外形方面，將乘波體機(jī)頭與機(jī)身、鴨翼與邊條、機(jī)翼前緣缺口與前掠折疊外翼相結(jié)合互補(bǔ)，保證了無人戰(zhàn)斗機(jī)在寬速度區(qū)間、多飛行姿態(tài)下的高性能。在發(fā)動(dòng)機(jī)方面，將風(fēng)扇轉(zhuǎn)子設(shè)置在低壓壓氣機(jī)和高壓壓氣機(jī)之間并減速傳動(dòng)、燃?xì)忸A(yù)冷等設(shè)計(jì)結(jié)合利用，大幅提升發(fā)動(dòng)機(jī)的整體性能；本實(shí)用新型將流場(chǎng)推力矢量技術(shù)與二元矢量噴管相疊加，獲得了 ±40°的噴流偏轉(zhuǎn)角，大幅提升了無人戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)動(dòng)能力和可控性。
[0031]本實(shí)用新型能夠在飛行中改變氣動(dòng)外形，能在不同飛行狀態(tài)下性能保持最佳狀態(tài)。與常規(guī)固定布局飛機(jī)相比，本實(shí)用新型飛行包線更寬，作戰(zhàn)效能更高，它能夠根據(jù)飛行環(huán)境、飛行剖面以及作戰(zhàn)任務(wù)等需要，自主地改變氣動(dòng)構(gòu)型，優(yōu)化其飛行性能。而組合發(fā)動(dòng)機(jī)整合了渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在各自適用飛行范圍內(nèi)的優(yōu)勢(shì)，使其具有可常規(guī)起降、重復(fù)使用、可靠性高、低速性能好、技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)低等優(yōu)點(diǎn)，具有很好的工程應(yīng)用前景。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0032]圖1是本實(shí)用新型實(shí)施例各部件的各個(gè)模態(tài)與速度對(duì)應(yīng)關(guān)系的示意圖；
[0033]圖2是本實(shí)用新型實(shí)施例前掠折疊外翼處于展開狀態(tài)下的立體圖；
[0034]圖3是圖2的俯視圖；
[0035]圖4是圖3的右視圖；
[0036]圖5是本實(shí)用新型實(shí)施例前掠折疊外翼處于折疊狀態(tài)下的立體圖；
[0037]圖6是圖5的右視圖；
[0038]圖7是本實(shí)用新型實(shí)施例后掠內(nèi)翼的翼型示意圖；
[0039]圖8是本實(shí)用新型實(shí)施例前掠折疊外翼的翼型示意圖；
[0040]圖9是本實(shí)用新型實(shí)施例前掠折疊外翼與后掠內(nèi)翼的閉合翼型示意圖；
[0041]圖10是前掠翼和后掠翼的氣動(dòng)效率隨速度的變化曲線；
[0042]圖11是本實(shí)用新型實(shí)施例閉合翼型的空氣動(dòng)壓示意圖，圖中上翼面形成的空氣動(dòng)壓，Nt為下翼面形成的空氣動(dòng)壓，Ng為上、下翼面形成的空氣動(dòng)壓合力，F(xiàn)#為Ng垂直于水平面的分量，F(xiàn)pfiS Ng平行于水平面的分量；
[0043]圖12是本實(shí)用新型實(shí)施例閉合翼型的激波示意圖；
[0044]圖13是本實(shí)用新型實(shí)施例乘波體機(jī)頭的截面示意圖；
[0045]圖14是本實(shí)用新型實(shí)施例大迎角姿態(tài)時(shí)鴨翼與邊條的空氣動(dòng)壓示意圖；
[0046]圖15是圖3中的I處放大圖，圖中示出了后掠內(nèi)翼與前掠折疊外翼形成的機(jī)翼前緣缺口 ；
[0047]圖16是本實(shí)用新型實(shí)施例組合發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)原理圖；
[0048]圖17是本實(shí)用新型實(shí)施例組合發(fā)動(dòng)機(jī)的核心機(jī)的結(jié)構(gòu)原理圖；
[0049]圖18是本實(shí)用新型實(shí)施例風(fēng)扇轉(zhuǎn)子的結(jié)構(gòu)原理圖；
[0050]圖19是本實(shí)用新型實(shí)施例風(fēng)扇葉片的工作原理圖；
[0051]圖20是本實(shí)用新型實(shí)施例低壓壓氣機(jī)的工作原理圖一；
[0052]圖21是本實(shí)用新型實(shí)施例低壓壓氣機(jī)的工作原理圖二 ；
[0053]圖22是本實(shí)用新型實(shí)施例組合發(fā)動(dòng)機(jī)在渦扇模態(tài)下的工作原理圖；[0054]圖23是本實(shí)用新型實(shí)施例組合發(fā)動(dòng)機(jī)在渦噴模態(tài)下的工作原理圖；
[0055]圖中:1-機(jī)頭；2-機(jī)身；3-鴨翼；4_后掠內(nèi)翼；5_前掠折疊外翼；6_垂直尾翼；7-組合發(fā)動(dòng)機(jī)；8_矢量噴口 ；81_導(dǎo)流塊；9-邊條；10_沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；11_渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)；121-外涵道進(jìn)氣口 ；121a-下唇口 ；122_外涵道延長(zhǎng)段；123-外涵進(jìn)氣道；124-外涵燃燒室；12_外涵道；13_燃料噴注口 ；141-內(nèi)涵道進(jìn)氣口 ；14_內(nèi)涵進(jìn)氣道；15_低壓壓氣機(jī)；16_錐形罩殼；17_風(fēng)扇轉(zhuǎn)子；171-風(fēng)扇葉片；172_風(fēng)扇葉柄；173_轉(zhuǎn)子體；18_主內(nèi)涵道；181-主內(nèi)涵道排氣口 ；182_排氣調(diào)節(jié)片；19_高壓壓氣機(jī)；20_預(yù)壓室；21_內(nèi)涵燃燒室；22_高壓渦輪；221-高壓轉(zhuǎn)子軸；23_低壓渦輪；231-低壓轉(zhuǎn)子軸；24_機(jī)翼前緣缺口 ；25_熱交換器；26_燃料供給管路；27_中心齒輪；28_行星齒輪；29_齒圈；30_離合器；31-導(dǎo)流片；35_前緣襟翼；36_襟副翼。
【具體實(shí)施方式】
[0056]為了對(duì)本實(shí)用新型的技術(shù)特征、目的和效果有更加清楚的理解，現(xiàn)對(duì)照【專利附圖】

【附圖說明】本實(shí)用新型的【具體實(shí)施方式】。
[0057]變體無人戰(zhàn)斗機(jī)的設(shè)計(jì)立足于幾十年以后的未來，主要應(yīng)用新技術(shù)、新概念。同時(shí)考慮其實(shí)際應(yīng)用情況，滿足對(duì)無人機(jī)、戰(zhàn)斗機(jī)和高超聲速飛行器的各項(xiàng)要求。本實(shí)用新型需要擁有不低于現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)在低速機(jī)動(dòng)上的優(yōu)勢(shì)，還有一定的亞軌道高超聲速巡航能力，以在未來戰(zhàn)爭(zhēng)中達(dá)到先發(fā)制人和遠(yuǎn)程快速全球打擊的目的。
[0058]本實(shí)用新型作為一款變體無人戰(zhàn)斗機(jī)，其各個(gè)部件、各個(gè)模態(tài)間的統(tǒng)籌兼顧也是設(shè)計(jì)點(diǎn)之一。本實(shí)用新型的氣動(dòng)外形和發(fā)動(dòng)機(jī)可以改變形態(tài)結(jié)構(gòu)和工作方式，并因此擁有不同的工作模態(tài)。本實(shí)用新型的氣動(dòng)外形分為低速模態(tài)和高速模態(tài)，本實(shí)用新型的發(fā)動(dòng)機(jī)分為渦扇模態(tài)和渦噴模態(tài)；本實(shí)用新型各部件的各個(gè)模態(tài)與速度的對(duì)應(yīng)關(guān)系如圖1所示。
[0059]如圖2、圖3、圖4和圖5所示，本實(shí)施例變體無人戰(zhàn)斗機(jī)包括機(jī)頭I和機(jī)身2，所示機(jī)頭I的后部?jī)蓚?cè)有鴨翼3,所述機(jī)身2的兩側(cè)固定設(shè)有后掠內(nèi)翼4,所述后掠內(nèi)翼4的翼梢設(shè)有前掠折疊外翼5，所述機(jī)身2的后部上方設(shè)有一對(duì)全動(dòng)式垂直尾翼6，所述機(jī)身2內(nèi)安裝有兩臺(tái)組合發(fā)動(dòng)機(jī)7，所述組合發(fā)動(dòng)機(jī)7的進(jìn)氣口位于所述機(jī)身2的底部前端，所述機(jī)身2的尾部對(duì)應(yīng)于所述組合發(fā)動(dòng)機(jī)7安裝有兩矢量噴口 8。
[0060]為了兼顧高超聲速、超聲速、亞聲速和大迎角姿態(tài)，本實(shí)施例采用折疊機(jī)翼的變體方式(簡(jiǎn)稱為折疊翼)將前掠翼與后掠翼、常規(guī)翼型與“ Λ ”形彈翼相結(jié)合，并將乘波體、鴨翼、邊條、機(jī)翼缺口等進(jìn)行結(jié)合設(shè)計(jì)，以優(yōu)化全部飛行包線和所有飛行姿態(tài)下的飛行性能。
[0061]本實(shí)施例的氣動(dòng)外形分為低速模態(tài)和高速模態(tài)，兩個(gè)模態(tài)之間的變換是通過折疊機(jī)翼來實(shí)現(xiàn)的。它的機(jī)翼分為前掠折疊外翼5和后掠內(nèi)翼4兩段，前掠折疊外翼5大角度ill掠，后掠內(nèi)翼4小角度后掠。后掠內(nèi)翼4的翼型如圖7所不，后掠內(nèi)翼4翼型類似于拉長(zhǎng)的超臨界翼型；如掠折置外翼5的翼型如圖8所不，而如掠折置外翼5的最大厚度在翼弦68%處，相對(duì)靠后。而且前掠折疊外翼5翼型前半段的上弧線十分平直地向上傾斜，外形類似于翻轉(zhuǎn)的“Λ”形彈翼。
[0062]后掠內(nèi)翼4融合連接在機(jī)身2上,而后掠內(nèi)翼4與如掠折置外翼5通過絞鏈連接，前掠折疊外翼5可在飛行時(shí)繞后掠內(nèi)翼4翼梢旋轉(zhuǎn)184°，如圖6所示。
[0063]本實(shí)施例由低速模態(tài)變高速模態(tài)時(shí)，前掠折疊外翼5由張開狀態(tài)向內(nèi)旋轉(zhuǎn)184°從而與后掠內(nèi)翼4相貼合，與后掠內(nèi)翼4形成新的如圖9所示的閉合翼型，并與鴨翼相融合，三者共同形成新的無人戰(zhàn)斗機(jī)前緣和機(jī)翼形狀，具體請(qǐng)參見圖5。由高速模態(tài)變低速模態(tài)時(shí)程序相反。
[0064]折疊翼的鉸鏈?zhǔn)阶儞Q結(jié)構(gòu)是比較簡(jiǎn)單的機(jī)械結(jié)構(gòu)，而且其折疊的變換方式相對(duì)其它方式的變機(jī)翼，具有便于維護(hù)、造價(jià)低、特別是占用空間小等優(yōu)點(diǎn)。本實(shí)施例不僅結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單而作用強(qiáng)大，既可以改變無人戰(zhàn)斗機(jī)的氣動(dòng)布局，又可以改變無人戰(zhàn)斗機(jī)的翼型。
[0065]折疊翼的實(shí)質(zhì)是在前掠翼布局和后掠翼布局之間切換，同時(shí)改變翼展和展弦比。圖12為前掠翼和后掠翼的氣動(dòng)效率隨速度的變化曲線。
[0066]從圖中可以看出，前掠翼在亞聲速時(shí)的氣動(dòng)效率大幅高于后掠翼。而在超聲速后，后掠翼逐漸開始占優(yōu)勢(shì)。折置翼使本實(shí)施例在低速t旲態(tài)時(shí)如掠折置外翼5如掠翼，亞聲速時(shí)擁有非常高的大迎角性能和機(jī)動(dòng)性。而在高速模態(tài)使本實(shí)施例變?yōu)楹舐右?，大幅度降低高超聲速飛行時(shí)的阻力。折疊翼通過改變機(jī)翼的掠向，從而使機(jī)翼在所有飛行包線內(nèi)保持最佳氣動(dòng)效率。
[0067]眾所周知，小展弦比、大后掠角的無人戰(zhàn)斗機(jī)適于高速飛行，但低速飛行時(shí)性能不佳。而大展弦比、小后掠角的無人戰(zhàn)斗機(jī)適合低速飛行，其亞聲速升阻比較大，但不適合高速飛行。由于折疊翼的作用，當(dāng)本實(shí)施例由低速模態(tài)變?yōu)楦咚倌B(tài)時(shí)，其展弦比由2.49變?yōu)?.79，機(jī)翼后掠角由19.8°變?yōu)?6.3°。從而使本實(shí)施例在低速飛行和高速飛行時(shí)都能夠保持最好的飛行性能。
[0068]由折疊翼的變換方式知，由低速模態(tài)變?yōu)楦咚倌B(tài)后，前掠折疊外翼5與后掠內(nèi)翼4相貼合，而且前掠折疊外翼5上下翻轉(zhuǎn)，其翼型變?yōu)榈退倌B(tài)翼型的倒置。如圖5所示，由于前掠折疊外翼5相對(duì)后掠內(nèi)翼4更靠前，所以此時(shí)閉合翼型的前端即為前掠折疊外翼5的前端，閉合翼型前半段的下部為前掠折疊外翼5。這使得后掠內(nèi)翼4和內(nèi)前掠折疊外翼5之間的縫隙相對(duì)靠后，而且翼型前半段的下弧線平直向下傾斜。
[0069]高超聲速飛行時(shí)的空氣動(dòng)壓非常大，而且機(jī)翼前端會(huì)產(chǎn)生斜激波。如圖11所示，閉合翼型前半段的下弧線平直向下傾斜使它能夠像“Λ”形彈翼一樣，下斜的翼面在對(duì)空氣壓縮產(chǎn)生向后的力的同時(shí)也產(chǎn)生向上的力，從而利用空氣動(dòng)壓產(chǎn)生升力。其前部形成的斜激波能進(jìn)一步強(qiáng)化這種壓縮升力。高超聲速飛行時(shí)，這種依靠空氣動(dòng)壓提供壓縮升力方式，較常規(guī)翼型擁有更高的效率。
[0070]由圖11可以看出，上翼面也會(huì)產(chǎn)生空氣動(dòng)壓，它導(dǎo)致翼型的升力減小阻力增加。上翼面空氣動(dòng)壓的大小主要取決于閉合翼型上翼面的平直程度，而正是后掠內(nèi)翼4的存在使閉合翼型的上翼面向上凸出。為了減小后掠內(nèi)翼4凸出程度,本實(shí)施例將后掠內(nèi)翼4翼型設(shè)計(jì)為中段較平直的超臨界翼型，使閉合翼型上翼面盡量平直的同時(shí)，還可以延遲高亞聲速時(shí)激波的出現(xiàn)，減小附面層分離的程度，增加臨界馬赫數(shù)和阻力發(fā)散馬赫數(shù)之間的馬赫數(shù)增量。因此可以獲得較好的高亞聲速和跨聲速飛行性能。
[0071]另外，由圖中可以看出，本實(shí)施例將后掠內(nèi)翼4部分嵌入了翻轉(zhuǎn)的前掠折疊外翼5，使后掠內(nèi)翼4、前掠折疊外翼5更加緊密的貼合，也進(jìn)一步優(yōu)化了閉合翼型的上下翼面，使之過渡更為平滑，上翼面更為平直，提高了升阻比。其次，后掠內(nèi)翼4的前緣襟翼35的調(diào)節(jié)能夠使后掠內(nèi)翼4、前掠折疊外翼5貼合更加緊密。而前掠折疊外翼5的前緣襟翼35則可以調(diào)節(jié)壓縮斜面的傾角，從而改變空氣動(dòng)壓的大小和方向。[0072]對(duì)于后掠內(nèi)翼4、前掠折疊外翼5之間的縫隙可能造成不利影響的問題，發(fā)明人認(rèn)為其無關(guān)緊要。首先，由于后掠內(nèi)翼4、前掠折疊外翼5相互嵌入，前掠折疊外翼5對(duì)這個(gè)縫隙有一定的遮擋作用。另外，機(jī)翼前端形成的斜激波對(duì)來流有偏轉(zhuǎn)作用，使其流向擁有背離縫隙的分量，從而進(jìn)一步削弱縫隙的影響。
[0073]折疊翼形成的閉合翼型在高超聲速飛行時(shí)(高馬赫數(shù)、高雷諾數(shù))具有較高升力效率和升阻比，證明了折疊翼在翼型方面的可行性和優(yōu)越性。
[0074]折疊機(jī)翼式變體設(shè)計(jì)使本實(shí)施例可以根據(jù)不同的飛行速度改變氣動(dòng)布局、后掠角、展弦比和翼型，較其它變體設(shè)計(jì)具有可變參數(shù)多、變換結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單等優(yōu)勢(shì)。能夠更好地滿足本實(shí)施例對(duì)高速和低速的不同需求，保證在所有飛行包線內(nèi)都能擁有最佳性能。
[0075]乘波體是一種高超聲速升力體，它在設(shè)計(jì)點(diǎn)飛行時(shí)有激波附著在其前緣，就像整個(gè)升力體騎在激波上一樣。這使它在高超聲速飛行時(shí)擁有非常高的升力效率。本實(shí)施例的機(jī)頭I采用乘波體設(shè)計(jì)，以保證高超聲速飛行時(shí)較高的飛行性能，同時(shí)能夠更好地與機(jī)身2以及組合發(fā)動(dòng)機(jī)7相匹配。
[0076]本實(shí)施例乘波體機(jī)頭I的設(shè)計(jì)采用了由已知的無粘可壓縮超聲速流場(chǎng)作為出發(fā)點(diǎn)的反設(shè)計(jì)方法，并選取速度適中的6Ma為設(shè)計(jì)點(diǎn)。另外，選擇能夠使所設(shè)計(jì)的乘波體升阻比最大的β =12作為設(shè)計(jì)乘波體的半基準(zhǔn)圓錐激波角。本實(shí)施例經(jīng)過初步設(shè)計(jì)生成乘波體原型后，將其進(jìn)行優(yōu)化并融入整體設(shè)計(jì)中，最終形成的乘波體機(jī)頭I截面如圖13所示。
[0077]本實(shí)施例乘波體機(jī)頭I已經(jīng)與機(jī)身2及鴨翼3完美融合，進(jìn)一步減小了整機(jī)的阻力，提高了乘波體機(jī)頭I的利用效率。另外，本實(shí)施例乘波體機(jī)頭I的側(cè)緣擁有一定的下反角且側(cè)緣下表面向上拱起，改善了其下表面的壓力分布并增大了下表面的高壓區(qū)面積，從而幫助乘波體獲得更高的升力效率，也能夠給處在機(jī)身2下部的進(jìn)氣口提供壓縮效果更好的進(jìn)氣。
[0078]這種將乘波體作為機(jī)頭I的設(shè)計(jì)，使本實(shí)施例能夠在高超聲速下具有高升力、低阻力、高升阻比的優(yōu)點(diǎn)，從而更好地適應(yīng)高速飛行。由于乘波體的高升力主要體現(xiàn)在超聲速之后，這使得超聲速后本實(shí)施例機(jī)頭I升力增加迅速，抑制了無人戰(zhàn)斗機(jī)超聲速后氣動(dòng)中心后移的現(xiàn)象。另外，乘波體機(jī)頭I寬大的外形不僅更容易與機(jī)身2相結(jié)合，也能夠增大前部機(jī)身2的內(nèi)部容積，使本實(shí)施例能夠安裝更大直徑的雷達(dá)，從而提升其整體作戰(zhàn)性能。
[0079]如圖3所示，本實(shí)施例通過特殊的鴨翼與邊條的組合設(shè)計(jì)，使兩者共同形成了一個(gè)氣動(dòng)體系。這個(gè)氣動(dòng)體系不僅可以保證在高速飛行時(shí)的低阻力，還可以在大迎角姿態(tài)形成強(qiáng)勁的渦流，改善其本身及機(jī)身2的流動(dòng)狀況，提升本實(shí)施例的大迎角性能。
[0080]本實(shí)施例在不偏轉(zhuǎn)時(shí)，鴨翼3與邊條9共面，兩者融為一體并構(gòu)成連續(xù)氣動(dòng)面。為了與邊緣下反的乘波體機(jī)頭I更好融合，也為了適應(yīng)下反的后掠內(nèi)翼4，鴨翼3及邊條9擁有4°的下反角。所述鴨翼3的偏轉(zhuǎn)軸線在所述鴨翼3的翼根弦從前端起的85%處，因此當(dāng)鴨翼3偏轉(zhuǎn)之后，鴨翼3與邊條9不再接觸，兩者不再構(gòu)成連續(xù)氣動(dòng)面。
[0081]本實(shí)施例的鴨翼3偏轉(zhuǎn)的主要作用是提供仰俯控制力矩，以及與邊條9形成有利氣動(dòng)耦合，改善本實(shí)施例在大迎角姿態(tài)時(shí)的氣動(dòng)特性。
[0082]在大迎角姿態(tài)時(shí)，鴨翼3與邊條9會(huì)共同形成一個(gè)渦流，本說明書稱之為鴨翼-邊條渦。這個(gè)渦從鴨翼3前緣開始形成，雛形是鴨翼3的脫體渦。渦流經(jīng)過邊條9時(shí)會(huì)被加強(qiáng)，由邊條9側(cè)緣上泄的下表面高能氣流吹動(dòng)并匯入鴨翼-邊條渦，從而大幅提高其渦流強(qiáng)度和控制范圍。之后鴨翼-邊條渦會(huì)掃過后掠內(nèi)翼4翼根和翼身，減緩氣流分離并提供較強(qiáng)渦升力。
[0083]如圖14所示，由于在大迎角姿態(tài)時(shí)，鴨翼3相對(duì)機(jī)身2偏負(fù)角，因此鴨翼3與邊條9會(huì)形成一個(gè)傾斜指向上表面的縫道。機(jī)身2下表面高壓氣流將由縫道流向上表面，造成局部壓力差的減小。使機(jī)身2前部升力損失，但全機(jī)的升力并不會(huì)因此減小。鴨翼3與邊條9形成的縫道將下表面高能氣流引入上表面，加強(qiáng)了鴨翼-邊條渦，延遲高能氣流破裂，為后部機(jī)身2和后掠內(nèi)翼4提供了較強(qiáng)的渦升力。鴨翼3的下洗作用和鴨翼-邊條渦還能夠加強(qiáng)對(duì)邊條9和后部氣動(dòng)面的流動(dòng)控制，減緩氣流分離。在氣動(dòng)力上的表現(xiàn)為，在不損傷升力的情況下，全機(jī)氣動(dòng)中心后移，穩(wěn)定性低頭力矩增加，有利于本實(shí)施例的配平和仰俯控制。
[0084]鴨翼3的另一作用是提供仰俯控制力矩。但由于機(jī)身2后部的襟副翼36面積較大且本實(shí)施例的矢量噴口 8的噴流偏轉(zhuǎn)角高達(dá)±40°，兩者已經(jīng)能夠提供非常大的仰俯控制力矩，沒有必要將鴨翼3設(shè)計(jì)得太大。因此本實(shí)施例的鴨翼3相對(duì)較小，以減小制動(dòng)機(jī)械的負(fù)擔(dān)。
[0085]另外，當(dāng)本實(shí)施例為平飛姿態(tài)或轉(zhuǎn)變?yōu)楦咚倌B(tài)時(shí)，鴨翼3將不偏轉(zhuǎn)也不參與無人戰(zhàn)斗機(jī)的配平。這時(shí)的鴨翼3作為一個(gè)固定氣動(dòng)面與整體氣動(dòng)布局融為一體，從而提高無人戰(zhàn)斗機(jī)的升阻比。體現(xiàn)了兼顧高速飛行的寬飛行包線設(shè)計(jì)理念。而無人戰(zhàn)斗機(jī)的配平工作主要由尾部的襟副翼36和矢量噴口 8來完成。
[0086]鴨翼-邊條系統(tǒng)可在大迎角姿態(tài)時(shí)，通過形成有利氣動(dòng)耦合，使本實(shí)施例的失速特性得到改善、升力形成平臺(tái)，仰俯力矩拐點(diǎn)后移，失速迎角增大。而且其融合于整體氣動(dòng)布局的外形又可以兼顧到高速飛行。在大幅提升本實(shí)施例的機(jī)動(dòng)性的同時(shí)增強(qiáng)其巡航飛行時(shí)的氣動(dòng)效率，提升了整體作戰(zhàn)性能。
[0087]由折疊翼的變體方式可知，低速模態(tài)時(shí)前掠折疊外翼5的前掠角即為高速模態(tài)時(shí)機(jī)翼的后掠角，為了保證本實(shí)施例的高速性能，這個(gè)掠角必須較大。但低速模態(tài)時(shí)前掠折疊外翼5的大前掠角會(huì)帶來兩個(gè)問題:一是氣動(dòng)彈性發(fā)散問題，二是前掠翼翼根處存在較嚴(yán)重的不利氣流流動(dòng)狀況。
[0088]第一個(gè)問題的解決并不屬于空氣動(dòng)力學(xué)范疇，主要涉及到結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和材料應(yīng)用方面。實(shí)際上，這個(gè)在前掠翼身上廣泛存在的問題目前已有解決辦法。利用復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的彎扭變形耦合效應(yīng)便可以克服前掠翼氣動(dòng)彈性發(fā)散的缺點(diǎn)。通過布置不同纖維方向的鋪層，可以使機(jī)翼的彎曲變形引起附加的負(fù)扭轉(zhuǎn)變形，從而抵消由升力引起的前掠翼正扭轉(zhuǎn)變形，得到不發(fā)散而重量輕的前掠機(jī)翼。
[0089]而第二個(gè)問題的解決，本實(shí)施例通過特殊的外形設(shè)計(jì)，利用渦系干擾來控制前掠折疊外翼5翼根處的不利流動(dòng)狀況。如圖15所示,在后掠內(nèi)翼4的翼梢處,后掠內(nèi)翼4的前緣后掠角突然增大，與前掠折疊外翼5形成一個(gè)機(jī)翼前緣缺口 24。在大迎角時(shí)這個(gè)缺口能夠形成強(qiáng)烈的渦流，能夠?qū)⑶奥诱郫B外翼5翼根處堆積的分離氣流卷走，從而改善前掠折疊外翼5翼根處不利的氣流流動(dòng)狀況。而且這個(gè)缺口渦還會(huì)與前掠折疊外翼5產(chǎn)生的前掠折疊外翼渦形成有利干擾。由于后掠內(nèi)翼4、前掠折疊外翼5掠向相反,前掠折疊外翼渦與缺口渦的旋轉(zhuǎn)方向相反，其接觸面的流動(dòng)方向相同，兩者相互增強(qiáng)，延遲破裂，形成較強(qiáng)渦升力。本說明書將此處兩渦的氣動(dòng)耦合稱為缺口渦系。
[0090]這個(gè)缺口渦系在控制后掠內(nèi)翼4翼梢、前掠折疊外翼5翼根氣流分離的同時(shí)，也為本實(shí)施例提供了較強(qiáng)的渦升力，而且解決了前掠折疊外翼5翼根處不利流動(dòng)狀況的問題。提高了本實(shí)施例的大迎角性能，從而提升其低速模態(tài)時(shí)的過失速機(jī)動(dòng)性和持續(xù)機(jī)動(dòng)能力。
[0091]機(jī)翼前緣缺口 24的設(shè)計(jì)也是為了滿足折疊翼的變翼型特性。由前文可知，折疊翼形成的閉合翼型擁有較高性能的必要條件之一是:前掠折疊外翼5相對(duì)后掠內(nèi)翼4更靠前。這樣才能在機(jī)翼閉合后使前掠折疊外翼5翼型處于后掠內(nèi)翼4翼型之前，才能形成高速性能較好的閉合翼型。而如果沒有這個(gè)翼缺口，后掠內(nèi)翼4、前掠折疊外翼5的前緣將在它們的相接處重合，使得本實(shí)施例在高速模態(tài)時(shí)，至少在機(jī)翼翼梢處無法形成前文所述的閉合翼型，且后掠內(nèi)翼4、前掠折疊外翼5縫隙直接暴露在高速來流中，有可能造成極壞的影響。
[0092]由折疊翼的變體方式可知，在高速模態(tài)時(shí)，后掠內(nèi)翼4前緣將完全被前掠折疊外翼5所遮蔽。因此后掠內(nèi)翼4掠向和掠角的選擇更為自由。將后掠內(nèi)翼4設(shè)計(jì)為小角度后掠，可以增大機(jī)翼面積，減小單位翼載荷，并提升亞聲速氣動(dòng)效率，從而加強(qiáng)本實(shí)施例低速模態(tài)時(shí)的機(jī)動(dòng)性。
[0093]另外，本實(shí)施例中，后掠內(nèi)翼4有4°的下反角，這是為了在高速模態(tài)時(shí)使機(jī)翼下反，從而更好地利用壓縮升力。前文已經(jīng)提到，在高速模態(tài)，閉合的機(jī)翼靠激波和空氣動(dòng)壓產(chǎn)生升力。但機(jī)翼產(chǎn)生的壓力不僅向下，也向兩側(cè)作用。本實(shí)施例下反的機(jī)翼可以把這些“流散”的壓力包攏起來，獲得更多收效。
[0094]前掠折疊外翼-后掠內(nèi)翼系統(tǒng)通過折疊翼和氣動(dòng)耦合相聯(lián)系，結(jié)合應(yīng)用了前掠翼、后掠翼、機(jī)翼缺口等設(shè)計(jì)。在提升低速模態(tài)時(shí)各自性能的同時(shí)，兼顧應(yīng)用了折疊翼的特性，從而提高了整體性能。再次體現(xiàn)了兼顧高低速飛行的寬飛行包線設(shè)計(jì)理念。
[0095]為了解決高超聲速飛行安定性驟降的問題，本實(shí)施例保留了垂直尾翼6 (簡(jiǎn)稱垂尾)的設(shè)計(jì)。其主要作用是保證橫向安定性，同時(shí)參與橫向控制。因此將本實(shí)施例垂直尾翼6的面積設(shè)計(jì)的較小，且后掠角較大，并擁有30°的外傾角，以減小重量、阻力、和雷達(dá)反射波。另外，將垂直尾翼6設(shè)計(jì)為全動(dòng)式，以增強(qiáng)橫向控制能力。
[0096]如圖16所示，基于本實(shí)施例對(duì)低速大推力和高超聲速動(dòng)力同時(shí)要求，本實(shí)施例的組合發(fā)動(dòng)機(jī)7被設(shè)計(jì)為串聯(lián)式渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)。組合發(fā)動(dòng)機(jī)7在亞聲速提供較大推力的同時(shí)，也能夠在高超聲速飛行時(shí)提供飛行動(dòng)力，而且能夠自主從亞聲速過渡至高超聲速。本實(shí)施例的組合發(fā)動(dòng)機(jī)7在不同速度區(qū)間內(nèi)，分別以四種不同的模態(tài)工作，分別是:渦扇模態(tài)，V e [OMa, 0.8Ma];渦噴模態(tài)，v e [0.8Ma, 3Ma]。
[0097]如圖17所示，組合發(fā)動(dòng)機(jī)7的核心機(jī)可以看做一個(gè)非常規(guī)的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)11，高壓壓氣機(jī)19為四級(jí)軸流式、整體葉盤結(jié)構(gòu)。核心機(jī)處于風(fēng)扇轉(zhuǎn)子17之后的進(jìn)氣處稱為主內(nèi)涵道18的進(jìn)氣口，這里安裝有可以調(diào)節(jié)張開大小的導(dǎo)流片31。這個(gè)導(dǎo)流片31稱為流量比調(diào)節(jié)片，它的張開大小可以調(diào)節(jié)內(nèi)外涵的流量比，從而使發(fā)動(dòng)機(jī)在渦扇模態(tài)根據(jù)無人戰(zhàn)斗機(jī)不同的速度和需求改變流量比，改善渦扇模態(tài)的適應(yīng)性能。
[0098]高壓壓氣機(jī)19后為預(yù)壓室20，預(yù)壓室20就是一個(gè)中空的空間，之內(nèi)設(shè)有熱交換器25，所述熱交換器25兼做與所述燃料噴注口 13連接的燃料供給管路26?？諝庠诹鹘?jīng)預(yù)壓室20后被熱交換器25預(yù)冷，溫度下降繼續(xù)增壓，從而分擔(dān)部分壓氣機(jī)的工作。這使得高壓壓氣機(jī)19的級(jí)數(shù)可以設(shè)計(jì)的更少，從而增強(qiáng)發(fā)動(dòng)機(jī)效率，增加推重比。
[0099]預(yù)壓室20之后接內(nèi)涵燃燒室21，空氣在此與預(yù)熱汽化的燃料混合后燃燒。內(nèi)涵燃燒室21后為一級(jí)高壓渦輪22，高壓渦輪22與高壓壓氣機(jī)19通過高壓轉(zhuǎn)子軸221固定連接形成的轉(zhuǎn)子稱為高壓轉(zhuǎn)子。高壓渦輪22后為兩級(jí)低壓渦輪23，轉(zhuǎn)向與高壓渦輪22相反。低壓渦輪23與低壓壓氣機(jī)15和風(fēng)扇轉(zhuǎn)子17聯(lián)動(dòng)，低壓渦輪23與低壓壓氣機(jī)15 (不包括風(fēng)扇轉(zhuǎn)子17)通過低壓轉(zhuǎn)子軸231固定連接后形成的轉(zhuǎn)子稱為低壓轉(zhuǎn)子。這種高、低壓轉(zhuǎn)子對(duì)轉(zhuǎn)的工作方式，可使無人戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)動(dòng)飛行時(shí)作用于兩個(gè)轉(zhuǎn)子上的陀螺力矩大部分抵消，減小對(duì)無人戰(zhàn)斗機(jī)的力矩負(fù)荷，增強(qiáng)無人戰(zhàn)斗機(jī)的操控性；另外這種結(jié)構(gòu)使裝于兩個(gè)轉(zhuǎn)子之間的中間軸承內(nèi)外環(huán)轉(zhuǎn)向相反，降低了保持架與轉(zhuǎn)子組合體相對(duì)內(nèi)外環(huán)的轉(zhuǎn)速，對(duì)軸承的工作有利；而且高、低壓轉(zhuǎn)子對(duì)轉(zhuǎn)也可以省去高、低壓渦輪23之間的燃?xì)鈱?dǎo)向葉片。而將低壓渦輪23設(shè)計(jì)為二級(jí)是考慮到低壓渦輪23除了要帶動(dòng)低壓壓氣機(jī)15外還要帶動(dòng)風(fēng)扇轉(zhuǎn)子17，其負(fù)荷比較大。設(shè)計(jì)為二級(jí)雖會(huì)增加結(jié)構(gòu)復(fù)雜程度和重量，但減少了單級(jí)渦輪的負(fù)荷，提高渦輪效率，從而為低壓壓氣機(jī)15和風(fēng)扇轉(zhuǎn)子17輸出更高功率。在渦輪之后為主內(nèi)涵道排氣口 181，所述主內(nèi)涵道排氣口 181處設(shè)有排氣調(diào)節(jié)片182，它可調(diào)大小且能夠完全關(guān)閉，它的作用是調(diào)節(jié)核心機(jī)排氣。
[0100]如圖18和圖19所示，本實(shí)施例的風(fēng)扇葉片171是可變距的，可變距風(fēng)扇葉片171設(shè)計(jì)除了可在渦扇模態(tài)調(diào)節(jié)風(fēng)扇的增壓比之外，還可以更好的適應(yīng)其它模態(tài)對(duì)外涵道12通透性和阻力需求。風(fēng)扇轉(zhuǎn)子17包括風(fēng)扇葉片171、風(fēng)扇葉柄172和轉(zhuǎn)子體173三部分，一部分是位于內(nèi)涵道的風(fēng)扇葉柄172，它較為纖細(xì)，只起支撐作用；處在外涵道12的部分才是風(fēng)扇葉片171，因此風(fēng)扇只給外涵道12空氣增壓。
[0101]風(fēng)扇轉(zhuǎn)子17通過風(fēng)扇變速裝置與低壓轉(zhuǎn)子軸231聯(lián)動(dòng)，而且這種聯(lián)動(dòng)是可以通過離合器30斷開的。在渦扇模態(tài)時(shí)，風(fēng)扇轉(zhuǎn)子17受低壓轉(zhuǎn)子軸231驅(qū)動(dòng)，風(fēng)扇葉片171對(duì)外涵道12空氣增壓；而在渦噴模態(tài)模態(tài)時(shí)，風(fēng)扇轉(zhuǎn)子17將與低壓轉(zhuǎn)子軸231斷開聯(lián)動(dòng)，風(fēng)扇停止轉(zhuǎn)動(dòng)，風(fēng)扇葉片171變距調(diào)為順漿位置，風(fēng)扇葉片171與來流平行，使風(fēng)扇葉片171阻力盡量降低。風(fēng)扇葉片171的可變距體現(xiàn)了發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)對(duì)不同模態(tài)的兼顧，滿足了本實(shí)施例寬飛行包線的需求。
[0102]本實(shí)施例中，所述風(fēng)扇變速裝置包括轉(zhuǎn)動(dòng)安裝在所述低壓轉(zhuǎn)子軸231上的中心齒輪27，轉(zhuǎn)動(dòng)安裝在所述中心齒輪27上的行星齒輪28，所述行星齒輪28外安裝有齒圈29，所述齒圈29固定連接有轉(zhuǎn)子體173，所述轉(zhuǎn)子體173外周固定安裝有所述風(fēng)扇葉柄172，所述轉(zhuǎn)子體173轉(zhuǎn)動(dòng)安裝在所述低壓轉(zhuǎn)子軸231上；所述中心齒輪27與所述低壓轉(zhuǎn)子軸231之間安裝有離合器30。
[0103]如圖20和圖21所示，為了減少阻力及增加空氣流量，處于發(fā)動(dòng)機(jī)最前部的低壓壓氣機(jī)15被設(shè)計(jì)成三級(jí)軸流式壓氣機(jī)，整體葉盤結(jié)構(gòu)。低壓壓氣機(jī)15有著獨(dú)立的進(jìn)氣道，稱為內(nèi)涵進(jìn)氣道14。內(nèi)涵進(jìn)氣道14處于外涵進(jìn)氣道123內(nèi)，其截面為圓形且可以完全張開或關(guān)閉，關(guān)閉后外形為一個(gè)指向前的錐體。
[0104]如圖6所示，外涵道12的進(jìn)氣道稱為外涵進(jìn)氣道123，它的前半部分承擔(dān)著主內(nèi)涵道18和外涵道12的所有進(jìn)氣，后部包攏著內(nèi)涵進(jìn)氣道14。外涵進(jìn)氣道123的外涵道進(jìn)氣口 121位于本實(shí)施例機(jī)身2下部，乘波體機(jī)頭I末端，這樣可以在無人戰(zhàn)斗機(jī)大迎角姿態(tài)時(shí)仍能提供充足進(jìn)氣，而在高超聲速飛行時(shí)能為發(fā)動(dòng)機(jī)提供由乘波體預(yù)壓縮的進(jìn)氣。本實(shí)施例中，外涵道進(jìn)氣口 121的下唇口 121a可以上下偏轉(zhuǎn)一定的角度，用來調(diào)節(jié)進(jìn)氣。外涵進(jìn)氣道123稍稍向上傾斜，這是整體設(shè)計(jì)統(tǒng)籌兼顧的結(jié)果，會(huì)使無人戰(zhàn)斗機(jī)的阻力有所增加，但也使進(jìn)氣道對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)葉片有一定遮蔽作用,有利于隱身。[0105]外涵道12后部設(shè)有長(zhǎng)于主內(nèi)涵道18的核心機(jī)的外涵道延長(zhǎng)段122，使核心機(jī)排氣與外涵道12排氣通過外涵道延長(zhǎng)段122混合再排出。這種外涵道延長(zhǎng)段122混排方式使得組合發(fā)動(dòng)機(jī)7在渦扇模態(tài)和渦噴模態(tài)時(shí)，主內(nèi)涵道18、外涵道12氣流可在噴出前再次做能量交換，從而提高發(fā)動(dòng)機(jī)效率；外涵道延長(zhǎng)段122具有加力燃燒室的功能并方便安裝矢量噴口 8。
[0106]外涵道12除了在后部的加力燃燒室外，在其中部，起于風(fēng)扇轉(zhuǎn)子17直至主內(nèi)涵道排氣口這一段為外涵道12獨(dú)立的燃燒室，稱為外涵燃燒室124。這個(gè)燃燒室作為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)10的主燃燒室。
[0107]本實(shí)施例的組合發(fā)動(dòng)機(jī)7使用液態(tài)氫或液態(tài)碳?xì)浠衔铩⒁簯B(tài)氧作為燃料，同時(shí)作為熱交換劑。在內(nèi)涵燃燒室21內(nèi)和外涵進(jìn)氣道123壁面設(shè)燃料噴注口 13。
[0108]在本實(shí)施例機(jī)頭I表面、整個(gè)外涵道12內(nèi)壁、預(yù)壓室20內(nèi)和燃料噴注口 13處設(shè)有熱交換器25。其中外涵道12內(nèi)壁的熱交換器25分為前后獨(dú)立的兩個(gè)部分，分界處在風(fēng)扇轉(zhuǎn)子17附近。
[0109]熱交換器25的設(shè)置可以提前預(yù)冷進(jìn)氣，增加進(jìn)氣的壓縮效率；也能夠?qū)θ剂蠂娮⒖?13和高速無人戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)頭起熱防護(hù)作用。而使用燃料作為熱交換劑可以減小熱交換系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)重量和復(fù)雜度，簡(jiǎn)化管道布置；也使燃料提前預(yù)熱汽化，對(duì)燃燒更加有利。
[0110]組合發(fā)動(dòng)機(jī)7不同模態(tài)時(shí)的工作方式及模態(tài)間變換方式:
[0111]1.渦扇模態(tài)
[0112]如圖22所示，此時(shí)外涵進(jìn)氣道123和內(nèi)涵進(jìn)氣道14都開啟且張開較大，主內(nèi)涵道排氣口打開。此時(shí)風(fēng)扇處于潤(rùn)扇模態(tài)，風(fēng)扇轉(zhuǎn)子17通過低壓轉(zhuǎn)子-風(fēng)扇減速傳動(dòng)系統(tǒng)受低壓轉(zhuǎn)子驅(qū)動(dòng)，風(fēng)扇葉片171對(duì)外涵道12空氣增壓。在預(yù)壓室20內(nèi)和燃料噴注口 13處的熱交換器25開啟，燃料先流過預(yù)壓室20內(nèi)的熱交換器25，再流過燃料噴注口 13處的熱交換器25，最后注入燃燒室并與空氣混合。
[0113]在內(nèi)涵道，空氣經(jīng)外涵進(jìn)氣道123前半部分流入內(nèi)涵進(jìn)氣道14，再流入低壓壓氣機(jī)15。低壓壓氣機(jī)15受低壓渦輪23驅(qū)動(dòng)，對(duì)空氣增壓。由于組合發(fā)動(dòng)機(jī)7采用中間風(fēng)扇的設(shè)計(jì)，因此低壓壓氣機(jī)15不會(huì)受到風(fēng)扇的不利干擾。大部分被低壓壓氣機(jī)15增壓的空氣會(huì)流過風(fēng)扇葉片171的風(fēng)扇葉柄172進(jìn)入核心機(jī)；而有少部分會(huì)從風(fēng)扇轉(zhuǎn)子17處溢出至外涵道12，可以增加外涵道12排氣的壓力及發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油效率，其效果類似于美國(guó)為第六代戰(zhàn)機(jī)研制的變循環(huán)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的“中間涵道”。
[0114]高壓壓氣機(jī)19被高壓渦輪22驅(qū)動(dòng)轉(zhuǎn)動(dòng)，對(duì)進(jìn)入核心機(jī)的被低壓壓氣機(jī)15增壓的高壓空氣再次增壓。之后空氣被排入預(yù)壓室20。在預(yù)壓室20內(nèi)，被增壓而溫度上升的高壓氣流流過熱交換器25，與低溫燃料做熱交換。燃料升溫，氣流降溫。氣流的降溫會(huì)再次提高壓縮效率，準(zhǔn)備用作燃燒。
[0115]預(yù)壓室20也是用來增壓空氣的，其分擔(dān)了一部分壓氣機(jī)增壓空氣的任務(wù)，因而高壓壓氣機(jī)19的級(jí)數(shù)可以設(shè)計(jì)的更少。因此組合發(fā)動(dòng)機(jī)7的高壓壓氣機(jī)19只有四級(jí)轉(zhuǎn)子葉片，減小了發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)復(fù)雜度和重量，縮短了尺寸，減小了高壓轉(zhuǎn)子的啟動(dòng)慣性。而較少的壓氣機(jī)級(jí)數(shù)也就意味著渦輪更小的負(fù)荷，對(duì)燃?xì)獾哪芰肯囊簿透?，燃?xì)饪梢员Ａ舾嗄芰坑靡则?qū)動(dòng)低壓轉(zhuǎn)子以及最后噴出形成推力，間接提高了低壓轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速和發(fā)動(dòng)機(jī)推力。而且預(yù)壓室20這個(gè)介于燃燒室和壓氣機(jī)之間的中空空間，可以起到一定的抑制發(fā)動(dòng)機(jī)喘振的效果。
[0116]燃料在內(nèi)涵燃燒室21內(nèi)燃燒后，燃?xì)庖来瘟鬟^并驅(qū)動(dòng)高壓渦輪22和低壓渦輪23轉(zhuǎn)動(dòng)。之后燃?xì)饨?jīng)主內(nèi)涵道排氣口排入外涵道12后部，在那里將與外涵道12排氣混合最后由矢量噴口 8排出。
[0117]在外涵道12，空氣經(jīng)外涵進(jìn)氣道123進(jìn)入外涵道12。之后空氣經(jīng)風(fēng)扇增壓并與部分從內(nèi)涵溢出的由低壓壓氣機(jī)15增壓的空氣混合，而后從核心機(jī)外流過并冷卻核心機(jī)。最后與核心機(jī)排氣混合，由矢量噴口 8噴出。與現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)相比，組合發(fā)動(dòng)機(jī)7的涵道比較大，擁有更高的效率或更大的推力；同時(shí)這也是為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)10預(yù)留足夠的空間。
[0118]如圖22所示，燃料依次流入預(yù)壓室20內(nèi)的熱交換器25和燃料噴注口 13(外置管道未給出)，最后在內(nèi)涵燃燒室21內(nèi)注入壓縮空氣。
[0119]2.渦噴模態(tài)
[0120]如圖23所示，此時(shí)外涵道進(jìn)氣口 121張開較小，內(nèi)涵道進(jìn)氣口 141的錐形罩殼16張開較大。所述風(fēng)扇變速裝置的離合器30斷開，所述低壓轉(zhuǎn)子軸231空轉(zhuǎn)，所述中心齒輪27不動(dòng)，從而使風(fēng)扇轉(zhuǎn)子17與低壓轉(zhuǎn)子斷開聯(lián)動(dòng)。此時(shí)低壓渦輪23只用來驅(qū)動(dòng)低壓壓氣機(jī)15，低壓壓氣機(jī)15轉(zhuǎn)速上升，滿足了渦噴模態(tài)對(duì)壓氣機(jī)高效率的需求。此時(shí)風(fēng)扇轉(zhuǎn)子17停轉(zhuǎn)，風(fēng)扇葉片171變距，葉片平行于來流，盡量降低風(fēng)扇阻力。其它部件的工作模態(tài)與渦扇模態(tài)時(shí)相似。
[0121]空氣經(jīng)內(nèi)涵道進(jìn)氣口 141和內(nèi)涵進(jìn)氣道14進(jìn)入低壓壓氣機(jī)15，由低壓壓氣機(jī)15增壓后大部分空氣經(jīng)風(fēng)扇葉片171的風(fēng)扇葉柄172流入核心機(jī)，而一少部分空氣會(huì)溢出至外涵道12，冷卻核心機(jī)的同時(shí)增加外涵道12氣流壓力，提高發(fā)動(dòng)機(jī)效率。流入核心機(jī)的空氣再依次流過高壓壓氣機(jī)19、預(yù)壓室20、內(nèi)涵燃燒室21和高壓渦輪22，核心機(jī)的工作方式與渦扇時(shí)相同。
[0122]由于風(fēng)扇轉(zhuǎn)子17與低壓轉(zhuǎn)子斷開聯(lián)動(dòng)，使得低壓渦輪23的負(fù)荷減小，轉(zhuǎn)速提升，從而提高低壓壓氣機(jī)15的增壓比，適應(yīng)了渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)11對(duì)壓氣機(jī)高效率的要求。
[0123]本實(shí)用新型作為一款變體無人戰(zhàn)斗機(jī)，其折疊機(jī)翼的變體結(jié)構(gòu)使其可以改變更多氣動(dòng)參數(shù)，并簡(jiǎn)化變體結(jié)構(gòu)；達(dá)到了低速高機(jī)動(dòng)和高超聲速巡航的目的，較其它變體無人戰(zhàn)斗機(jī)擁有更高變體效率。
[0124]本實(shí)用新型及其主要部件的設(shè)計(jì)始終圍繞著寬速度包線的設(shè)計(jì)理念。本實(shí)用新型將多種在不同狀態(tài)下?lián)碛胁煌瑑?yōu)勢(shì)的技術(shù)相結(jié)合，滿足了整個(gè)飛行包線內(nèi)的所有需求，并在亞聲速和高超聲速獲得了極強(qiáng)的機(jī)動(dòng)性能和巡航氣動(dòng)效率。本實(shí)用新型及其主要部件的設(shè)計(jì)滿足了寬速度包線、高性能的設(shè)計(jì)定位，并擁有較強(qiáng)參考和應(yīng)用價(jià)值。
[0125]如上所述，已經(jīng)在上面具體地描述了本實(shí)用新型的實(shí)施例，但是本實(shí)用新型不限于此。本領(lǐng)域的技術(shù)人員應(yīng)該理解，可以根據(jù)設(shè)計(jì)要求或其它因素進(jìn)行各種修改、組合、子組合或者替換，而它們?cè)谒綑?quán)利要求及其等效物的范圍內(nèi)。
【權(quán)利要求】
1.變體無人戰(zhàn)斗機(jī)，在低速模態(tài)或高速模態(tài)下工作或相互轉(zhuǎn)換，其特征在于:包括機(jī)頭和機(jī)身，所示機(jī)頭的后部?jī)蓚?cè)有鴨翼，所述機(jī)身的兩側(cè)固定設(shè)有后掠內(nèi)翼，所述后掠內(nèi)翼的翼梢設(shè)有前掠折疊外翼，所述機(jī)身的后部上方設(shè)有一對(duì)全動(dòng)式垂直尾翼，所述機(jī)身內(nèi)安裝有兩臺(tái)組合發(fā)動(dòng)機(jī)，所述組合發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣口位于所述機(jī)身的底部前端，所述機(jī)身的尾部對(duì)應(yīng)于所述組合發(fā)動(dòng)機(jī)安裝有兩矢量噴口； 所述機(jī)頭設(shè)計(jì)為乘波體機(jī)頭； 所述后掠內(nèi)翼的翼型為超臨界翼型；所述如掠折置外翼的翼型為“ Λ”形彈翼；在低速模態(tài)下，所述前掠折疊外翼沿所述后掠內(nèi)翼的翼梢展開；在高速模態(tài)下，所述前掠折疊外翼翻轉(zhuǎn)并貼合在所述后掠內(nèi)翼的底面，所述前掠折疊外翼的翼型變?yōu)榈退倌B(tài)翼型的倒置；所述鴨翼后部的機(jī)身上設(shè)有向兩側(cè)延展的邊條； 所述組合發(fā)動(dòng)機(jī)包括渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)； 所述沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)包括設(shè)有外涵道進(jìn)氣口的外涵道，所述外涵道的前端為外涵進(jìn)氣道，所述外涵道進(jìn)氣口位于所述機(jī)身下部和所述乘波體機(jī)頭末端；所述機(jī)身上設(shè)有氧化劑燃料箱和還原劑燃料箱；所述外涵進(jìn)氣道的內(nèi)表面設(shè)有燃料噴注口 ； 所述渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在所述外涵道內(nèi)，包括設(shè)有內(nèi)涵道進(jìn)氣口的內(nèi)涵進(jìn)氣道，所述內(nèi)涵進(jìn)氣道內(nèi)安裝有低壓壓氣機(jī)，所述內(nèi)涵道進(jìn)氣口位于所述外涵進(jìn)氣道內(nèi)，所述內(nèi)涵道進(jìn)氣口為分瓣且可以完全關(guān)閉的錐形罩殼，所述錐形罩殼關(guān)閉后外形為一個(gè)尖部向前的錐體；所述內(nèi)涵進(jìn) 氣道后設(shè)有風(fēng)扇轉(zhuǎn)子，所述風(fēng)扇轉(zhuǎn)子包括風(fēng)扇葉片、風(fēng)扇葉柄和轉(zhuǎn)子體，所述風(fēng)扇葉片位于所述外涵道內(nèi)；位于所述風(fēng)扇轉(zhuǎn)子后的所述外涵道內(nèi)設(shè)有主內(nèi)涵道，所述主內(nèi)涵道內(nèi)安裝有高壓壓氣機(jī)，所述高壓壓氣機(jī)后的所述主內(nèi)涵道內(nèi)設(shè)有預(yù)壓室，所述預(yù)壓室之后設(shè)有內(nèi)涵燃燒室，所述內(nèi)涵燃燒室內(nèi)設(shè)有燃料噴注口 ；所述內(nèi)涵燃燒室后設(shè)有一級(jí)高壓渦輪，所述高壓渦輪與所述高壓壓氣機(jī)通過高壓轉(zhuǎn)子軸固定連接；所述高壓渦輪后設(shè)有兩級(jí)低壓渦輪，所述低壓渦輪轉(zhuǎn)向與高壓渦輪相反；所述低壓渦輪與低壓壓氣機(jī)通過低壓轉(zhuǎn)子軸固定連接，所述風(fēng)扇轉(zhuǎn)子通過風(fēng)扇變速裝置與所述低壓轉(zhuǎn)子軸連接；所述高壓轉(zhuǎn)子軸為空心軸且套裝在所述低壓轉(zhuǎn)子軸外，所述風(fēng)扇轉(zhuǎn)子安裝在所述低壓轉(zhuǎn)子軸上； 所述低壓渦輪后的所述主內(nèi)涵道設(shè)有主內(nèi)涵道排氣口，所述主內(nèi)涵道排氣口設(shè)有可調(diào)大小且能夠完全關(guān)閉的排氣調(diào)節(jié)片；所述主內(nèi)涵道排氣口位于所述外涵道內(nèi)；所述矢量噴口和所述主內(nèi)涵道排氣口之間設(shè)有作為加力燃燒室的外涵道延長(zhǎng)段； 所述主內(nèi)涵道外的所述外涵道的空間設(shè)置為外涵燃燒室； 所述矢量噴口為二元矩形矢量噴口，包括兩個(gè)上下可偏轉(zhuǎn)±20°的導(dǎo)流塊。
2.如權(quán)利要求1所述的變體無人戰(zhàn)斗機(jī)，其特征在于:所述前掠折疊外翼的前端相對(duì)所述后掠內(nèi)翼更靠前，所述前掠折疊外翼和所述后掠內(nèi)翼之間的縫隙相對(duì)靠后，而且所述前掠折疊外翼前半段的下弧線平直向下傾斜；所述鴨翼和所述邊條具有4°的下反角。
3.如權(quán)利要求1所述的變體無人戰(zhàn)斗機(jī)，其特征在于:所述后掠內(nèi)翼的翼梢處的前緣后掠角增大并與所述前掠折疊外翼形成一個(gè)機(jī)翼前緣缺口 ；所述后掠內(nèi)翼具有4°的下反角。
4.如權(quán)利要求1所述的變體無人戰(zhàn)斗機(jī)，其特征在于:所述外涵道進(jìn)氣口設(shè)有可以上下偏轉(zhuǎn)一定角度的下唇口。
5.如權(quán)利要求1所述的變體無人戰(zhàn)斗機(jī)，其特征在于:所述機(jī)頭下表面、整個(gè)所述外涵道內(nèi)壁設(shè)有熱交換器，所述熱交換器兼做與所述燃料噴注口連接的燃料供給管路；所述預(yù)壓室內(nèi)設(shè)有熱交換器，所述熱交換器兼做與所述燃料噴注口連接的燃料供給管路。
6.如權(quán)利要求1所述的變體無人戰(zhàn)斗機(jī)，其特征在于:所述風(fēng)扇變速裝置包括轉(zhuǎn)動(dòng)安裝在所述低壓轉(zhuǎn)子軸上的中心齒輪，轉(zhuǎn)動(dòng)安裝在所述中心齒輪上的行星齒輪，所述行星齒輪外安裝有齒圈，所述齒圈固定連接有轉(zhuǎn)子體，所述轉(zhuǎn)子體外周固定安裝有所述風(fēng)扇葉柄，所述轉(zhuǎn)子體轉(zhuǎn)動(dòng)安裝在所述低壓轉(zhuǎn)子軸上；所述中心齒輪與所述低壓轉(zhuǎn)子軸之間安裝有離合器。
7.如權(quán)利要求1所述的變體無人戰(zhàn)斗機(jī)，其特征在于:所述風(fēng)扇葉片為可變距葉片。
8.如權(quán)利要求1所述的變體無人戰(zhàn)斗機(jī)，其特征在于:所述主內(nèi)涵道的進(jìn)氣口處設(shè)有可以調(diào)節(jié)張開大小的導(dǎo)流片。
9.如權(quán)利要求1所述的變體無人戰(zhàn)斗機(jī)，其特征在于:所述乘波體機(jī)頭的側(cè)緣具有下反角且側(cè)緣下表面向上拱起。
【文檔編號(hào)】B64C39/12GK203740127SQ201420151078
【公開日】2014年7月30日 申請(qǐng)日期:2014年3月31日 優(yōu)先權(quán)日:2014年3月31日
【發(fā)明者】馮加偉 申請(qǐng)人:馮加偉