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一种翼身融合连接翼飞机的制作方法

发布时间:2019-07-11 06:18 来源:未知 编辑:admin

  通常,飞机的机翼机身组合体是由机翼和机身两个部件结合而成,从外形上可以轻易区分出早期飞机的机身和机翼。所谓翼身融飞机,指机翼和机身做为一个整体来设计,二者的平面形状和剖面形状完全融合为一的机体。通过翼身融合,飞机可以获取更好的气动性能。翼身融合飞机的优点是结构轻、容积大、阻力小,这些有利于飞机进行超音速飞行。多数第三代超音速战斗机如F-15、F-16、“幻影”2000、米格-29、苏-27等,都采取翼身融合体布局,机翼和机身做为一体来设计制造,有的飞机还把机身边条和机身前体融合在一起。

  此外,翼身融合体布局还有利于飞机的隐身性能,采用翼身融合设计后,机翼与机身结合后以平滑曲面过渡,消除了二面体反射效应。美国早期的SR-71战略侦察机和B-1B轰炸机以及前苏联的图-160“海盗旗”战略轰炸机都采用了翼身融合体技术,从而提高了隐身能力。正是由于翼身融合体布局的气动优势,它也将成为新一代作战飞机的首选气动与隐身一体化设计形式之一。

  然而现有的翼身融合飞机虽然具有较好的气动性能及隐身性能,但是其结构稳定性较差,因此需要一种能够提高翼身融合飞机结构强度或稳定性的结构布局。

  为达到上述目的,本发明采用的技术方案是:一种翼身融合连接翼飞机,其包括机身、主机翼、后机翼、连结翼、V形尾翼及发动机,其中机身包括机身前段和机身后段,机身前段与主机翼融合成一体式,机身后段上布置有V形尾翼,V形尾翼通过前掠设置的后机翼及连接翼连接于主机翼形成连接翼盒段结构,发动机吊挂于主机翼的连接翼站位和/或机身侧面的V形尾翼站位。

  进一步地,发动机包括第一发动机和第二发动机,第一发动机设置于主机翼下,第二发动机设置于V形尾翼下。

  进一步地,第一发动机和第二发动机为功率不同的两种发动机,以及第一发动机的功率大于第二发动机的功率。

  本发明的翼身融合连接翼飞机融合了多种气动布局,有效的提高了飞机的气动性能、提高了隐身性,并且还具有较好的结构强度。

  此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分,示出了符合本发明的实施例,并与说明书一起用于解释本发明的原理。

  1-机身,2-主机翼,3-后机翼,4-连接翼,5-V形尾翼,6-发动机,7-起落架,11-机身前段,12-机身后段,21-翼梢小翼,61-第一发动机,62-第二发动机。

  为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚,下面将结合本发明实施例中的附图,对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

  如图1所示为本发明实施例的翼身融合连接翼飞机,其能够提供较好的飞机结构强度及气动性能。翼身融合连接翼飞机主要包括机身1、主机翼2、后机翼3、连结翼4、V形尾翼5及发动机6等。

  如图2所示的本发明实施例中的翼身融合连接翼飞机俯视图,机身1分为机身前段11和机身后段12,机身前段11与主机翼2融合成一体式形成机翼融合布局,机身前段1的翼身融合设计能够有效降低和减小空气阻力并提高结构和空间效率。机身后段12上布置有V形尾翼5,V形尾翼5两端分别向斜上方侧伸出,V形尾翼5通过前掠设置的后机翼3及连接翼4连接于主机翼2形成连接翼盒段结构,连结翼盒式结构能够有利于提高结构的传载效率。发动机6吊挂在连接于主机翼2的连接翼4站位及机身1侧面的V形尾翼5站位,吊挂于主机翼2的发动机6距离机身1较远,而吊挂于侧身1侧面的发动机6距离乘员舱(机身中部)也较远,使得飞机舱内噪声较低,因此此种布局也有效降低了舱内噪音。

  在本发明的机翼融合连接翼飞机中,由于设置了后机翼3且后机翼3为前掠翼,使得飞机的气动效率提高,但是前掠翼在提高气动效率的情况下,又带来了结构载荷的急剧变大,为了克服较大载荷,将后机翼3分别与V形尾翼和通过连接翼4连接到主机翼2,使得后机翼3的稳定性得到保证,提高了结构的稳定性。

  需要说明的是,后机翼3的前掠角度不宜过大和过小,前掠角度过大,连接于后机翼3和主机翼2的连接翼4则靠近机身1,那么悬挂于连接翼4站位下的第一发动机61也就较靠近机身1,第一发动机61靠近机身1则使得机舱内噪音升高。而前掠角度过小时,连接翼4则远离机身1,那么将使得由主机翼2、连接翼4、后机翼4和V形尾翼5构成的盒段结构空间较大,不利于结构的稳定。因此在本发明中,将后机翼3的前掠角度设置为10度至50度之间(包括10度及50度),则是将在噪音程度、结构强度、气动效率、载荷大小等因素下的最优结果。

  在本发明实施例中,参照图3所示,机身后段12设置成成圆筒状且尾部上翘,在其上布置设有开口舱门。机身后段12圆筒形设计,利于V形尾翼5的布置和机身后段12的尾部设置较大开口的舱门。

  在本发明实施例中,主机翼2为后掠下单翼式结构,所谓后掠下单翼式结构即主机翼2的翼端向后延伸,其设置于机身1下部且为单层机翼机构,在主机翼2的翼端带有翼梢小翼21,翼梢小翼21设置在主机翼2翼梢处、其近似垂直于主机翼2且指向上方,上方为远离第一发动机61的一侧,翼梢小翼21用于减小飞行诱导阻力,改善飞机燃油效率和增加巡航航程。由于主机翼2末梢具有诱导阻力,主机翼2下表面的气流向上表面流动,但由于设置了翼梢小翼2挡住了涡流,因此减小了飞机的诱导阻力。在由于在主机翼2的翼尖设置的一对翼梢小翼虽能降低机翼涡流,但不可能消除翼尖涡流,只能降低涡流强度,其中为了不引起额外的附加阻力,本发明中翼梢小翼21大致成圆弧状,与主机翼2圆滑过渡,具体可参见本发明的附图4及附图5中关于翼梢小翼21的形状。

  本发明实施例中,主机翼2为整体油箱,整体式油箱不占机身1容积,有利于提高飞机的运输能力,以及在燃料消耗的过程中,飞机重心位置移动量较小,利于飞机的飞行平衡与安全,另外由于油料的重量与飞机升力方向相反,有助于减轻机翼结构的受力。

  另外,为了实现飞机的起飞与降落,本发明的翼身融合连接翼飞机还包括起落架7,起落架7采用前三点式布局。

  在本发明实施例中,发动机6包括第一发动机61和第二发动机62,第一发动机61设置于主机翼下,第二发动机62设置于V形尾翼5下。设置于V形尾翼5根部的第二发动机62引风阻力最小,其距离机身1中轴线最近,一旦一侧的第二发动机62故障后,推力不平衡比较小,其离机体的重心也最近,飞行控制比较简单。而对于悬挂于主机翼2下的第一发动机61来说,由于飞机要靠主机翼2产生向上的升力,而飞机的重量大部分集中在机身1,且主机翼2向下的重力也传递到机身,这样,在主机翼2和机身1的连接位置,升力和重力形成强烈的扭力,主机翼2的翼根处成为结构上最吃重的地方,而主机翼2下吊挂的第一发动机61可以把一部分重量分散到主机翼上去,这样主机翼翼根的扭力就部分地被平衡掉了,对翼根结构的加强就可以减少,重量就较轻,以达到翼下发动机的“卸载”作用。另外主机翼翼下吊挂第一发动机的另一个优点是噪音较低,这是因为第一发动机61远离机身1,而且主机翼2翼下吊挂第一发动机,也使得第一发动机6离地高度较低,维修也比较容易。因此在主机翼2及V形尾翼5下同时吊挂发动机6,兼具两者发动机的布局优点。

  需要说明的是,在本发明中的主机翼2和后机翼3均产生向上的升力,但产生升力的大小取决于两种各自的气动面积,若主机翼2产生较大的升力,则后机翼3起到提供辅助升力的作用,若后机翼3产生较大的升力,则主机翼2起到提供辅助升力的作用。但是不论两者其中的任一产生主升力、另一产生辅助升力,两者在结构上均起到相互支撑、相互加强的作用。

  在本发明实施例中,优选的使主机翼2产生主要升力,后机翼3产生辅助升力,进一步的将设置于主机翼2下的第一发动机61和设置于V形尾翼5下的第二发动机62为功率不同的两种发动机,且第一发动机61的功率大于第二发动机62的功率。

  需要说明的是,一架能够正常飞行和控制的飞机,除了包括上述机身1、主机翼2、后机翼3、连接翼4、发动机6、V形尾翼5等气动结构和动力装置外,还应包括必要的操纵系统和机载设备等,操作系统和机载设备或与上述设备或结构连接,或对其进行控制,然而在本发明实施例中并未详细叙述并不代表本发明的翼身融合连接翼飞机不包括操纵系统和机载设备等。

  本发明的翼身融合连接翼飞机融合了多种气动布局,有效的提高了飞机的气动性能、提高了隐身性,并且还具有较好的结构强度。

  以上所述,仅为本发明的最优具体实施方式,但本发明的保护范围并不局限于此,任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内,可轻易想到的变化或替换,都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此,本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

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