高隐身无平尾升力体布局飞机的利记博彩app

本发明属于隐身战斗机技术领域，特别是一种气动性能强，隐身效果好的高隐身无平尾升力体布局飞机。

背景技术：

无平尾升力体布局飞机包括鸭式布局或无尾三角翼布局的飞机。为改善小展弦比高升力无平尾升力体布局飞机的偏航安定性和实现偏航操纵，并提高隐身性能，在后机身尾喷口的侧上方设置了比常规战斗机垂尾面积小一个量级、外倾的双垂尾。

双垂尾结构会在机体尾部上表面产生逆压梯度，升力系数损失加大；来自机体前部的脱体涡会引起不稳定，机体的升阻特性恶化；在超音速飞行条件下尾喷口膨胀区激波对垂直安定面造成不利影响。

由于双垂尾的设置，当飞机处于跨音速和亚音速机动飞行及过失速飞行状态时，由于垂尾完全处于主翼和后机身的紊乱低能量气流中，垂尾的偏航效率急剧下降；在超音速侧滑时，膨胀的喷流向垂尾背风面移动，使机尾和垂尾局部背风面的压大增大，从而产生反向侧力及不稳定的航向力距，降低垂尾的偏航安定效率。为提高飞机垂直安定面的尾容量，而垂尾的面积又不能加大，则在后机身下部与垂尾相对应的地方增设腹鳍。腹鳍的存在使飞机尾部增加了两个侧向的雷达反射平面，导致侧向特定角度上平面RCS值的增加。垂尾外侧面与尾撑上表面之间、尾撑下表面与腹鳍外侧面之间以及垂尾后缘与尾撑之间、发动机喷管与尾撑之间的开缝分别呈锐角状态，均会导致行波RCS值的增强。因此，该类飞机在后半球方向上不具备理想的隐身能力。

另外，当飞机处于超音速飞行状态时，腹鳍将在来流中产生激波阻力。特别时飞机在进行超音速机动飞行时，腹鳍在来流中的投影面积隨飞机迎角的增加而增大，进一步增大了激波阻力。当飞机处于跨音速和亚音速机动飞行及过失速飞行状态时，由于垂尾完全处于主翼和后机身的紊乱低能量气流中，垂尾的效率急剧下降，固定设置于机尾下面的腹鳍处于未受扰动的来流之中，能提供偏航力距的补充。但由于腹鳍是固定的，仅能提供偏航安定力距，而无法通过偏转产生偏航控制力矩。而此时垂尾气动效率低下，偏航控制力矩必须由可在水平方向上偏转的轴对称矢量喷口提供。因此，采用鸭式布局和无尾三角翼布局的飞机均无法采用雷达和红外隐身性能更好的矩形截面喷口。

总之，现有技术存在的问题是：

1、在后机身尾喷口的上方设置的双垂尾，升力系数损失加大，机体的升阻特性恶化；

2、为保证偏航安定效率而增设的腹鳍，降低了飞机的隐身性能，超音速飞行时激波阻力大；

3、为保证飞机处于跨音速和亚音速机动飞行及过失速飞行状态时的偏航控制力矩，只能采用轴对称矢量喷口，无法采用矩形截面喷口以获得更好的隐身性能。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种高隐身无平尾升力体布局飞机，气动性能强，隐身效果好。

实现本发明目的的技术方案为：

一种高隐身无平尾升力体布局飞机，包括机身、位于机身两侧的左主翼和右主翼、位于机身后部的喷口、位于机身侧部的进气道，在所述左主翼远离机身的一端设有左小翼，在右主翼远离机身的一端设有右小翼，所述左小翼与右小翼的外形相同，左小翼的外倾角与机身左侧部进气道唇口外倾角平行，右小翼的外倾角与机身右侧部进气道唇口外倾角平行。

本发明与现有技术相比，其显著优点为：

1、升力系数损失小，升阻特性好：本发明将常规的双垂尾结构改为双主翼梢的小翼，减小了升力系数损失，优化了机体的升阻特性；

2、隐身性能好：取消了由于双垂尾结构必需的腹鳍，提高了飞机的隐身性能；

3、超音速飞行时激波阻力小：取消了由于双垂尾结构必需的腹鳍，同时超音速飞行时激波阻力减小；

4、升阻特性好：翼梢小翼有效地抑制了飞机在亚、跨音速大迎角机动飞行时产生的基本翼翼尖涡，减小了由翼尖涡引起的诱导阻力，因而有效地提高了单位重量剩余推力SEP值（SEP值为总推力减去总阻力之差与飞机当地空速之积除以飞机当时重量）；并且由于翼梢小翼的拉力效应，进一步提高了机翼的升阻特性；

5、采用矩形矢量喷口：作为进一步改进，本发明的气动布局使飞机减少了在大迎角和过失速机动状态下的偏航操纵对矢量喷口偏航力矩的依赖，从而可以采用矩形矢量喷口，以充分发挥矩形矢量喷口机尾修形阻力低、雷达和红外隐身性能均好的特点。

下面结合附图对本发明作进一步详细描述。

附图说明

图1是本发明高隐身无平尾升力体布局飞机的俯视图。

图2是图1的右侧视图。

图3是图1的前视图。

图中，机身1、左主翼21、右主翼22、喷口3、左侧部进气道41、右侧部进气道42、左小翼51、右小翼52、左固定面511、左方向舵512、右固定面521、右方向舵522。

具体实施方式

如图1、2、3所示，本发明高隐身无平尾升力体布局飞机，包括机身1、位于机身1两侧的左主翼21和右主翼22、位于机身后部的喷口3、位于机身1侧部的进气道41、42，在所述左主翼21远离机身1的一端设有左小翼51，在右主翼22远离机身1的一端设有右小翼52，所述左小翼51与右小翼52的外形相同，左小翼51的外倾角与机身1左侧部进气道41唇口外倾角平行，右小翼52的外倾角与机身1右侧部进气道42唇口外倾角平行。

本发明将常规的双垂尾结构改为双主翼梢的小翼，即左小翼51与右小翼52，减小了升力系数损失，优化了机体的升阻特性。另一方面由于取消了由于双垂尾结构必需的腹鳍，提高了飞机的隐身性能，同时超音速飞行时激波阻力减小。

左小翼51与右小翼52的整体外形与现有技术中垂尾相同，也可根据需要重新设计。

进一步地，所述左小翼51包括与左主翼21固定连接的左固定面511和与左固定面511活动连接的左方向舵512，所述右小翼52包括与右主翼22固定连接的右固定面521和与右固定面521活动连接的右方向舵522。

本发明的主翼梢的小翼，不仅具有端板作用、能耗散翼尖涡、减小诱导阻力、产生部分升力和向前的气动拉力、推迟基本翼翼尖失速和提高副翼操纵效率的功能，而且由于安装了方向舵，还进一步改善了主翼的气动性能。具体为：

无论在巡航状态和起降状态，通过改变左右小翼后缘舵面偏角以改变左右小翼所产生的环量，可以明显地改变基本翼有气动特性，具体归结如下：

(a)左右小翼舵面内偏减小了机翼进 有升力系数，偏角越大升力系数减小量越为明显。舵面内偏时，翼尖涡向内、向下偏移，舵面外偏增加了机翼的升力系数，偏角越大升力提高亦越为明显。其原因为：当舵面内偏时，小翼弯度变小，作用在小翼上的升力变小，从而作用在基本翼升力方向上的升力分量亦减小。而当小翼舵面外偏时则正好相反，舵面外偏时，翼尖涡向上、向外偏移，说明更有利于衰减翼尖涡。

(b)左右小翼舵面的内外偏转使基本翼的阻力系数相对于舵面不偏均有所增高，舵面偏角越大，阻力系数增量出越大。当小翼的舵面的内外偏转用度相同时，舵面内偏时的阻力系数大于舵面外偏的阻力系数。

(c)左右小翼舵面的偏转使得机翼的升阻比相对于舵面不偏时有所下降，升阻比下减小量隨着偏角的增加而增加。在舵面分别向内、向外等用度偏转的条件下，舵面内偏时的气动损失大于舵面外偏。

(d)左右小翼舵面内偏减小了机翼的俯仰力矩系数，偏角越大，机翼的俯仰力矩系数减小越为明显。即，舵面的内偏减弱了机翼的机翼的纵向安定性，减小量与偏角增量呈正比；反之，舵面的外偏增强了机翼的纵向稳定性，俯仰力矩增量与外偏角增量呈正比。

根椐加装舵面的左右小翼这一特性，可分别针对飞机起飞、巡航、降落阶段的不同气动要求，分别采取使左右小翼舵面同步外偏、不偏和同步内偏的措施改善气动条件，以提高飞机在上述各阶段中的性能。

作为优选，所述左方向舵512和右方向舵522为全动式方向舵。

方向舵可以常规方向舵和全动式方向舵形式存在。出于提高减阻和隐身性能的考虑，应首先考虑采用气动效率高而可减小舵面面积的全动式方向舵。

优选全动式方向舵时，优选结构为：所述左方向舵512的前、后缘与左固定面511的前、后缘平齐，左方向舵512的下缘与左固定面511的上缘松配合，左方向舵512的转轴固定在左固定面511上。

所述右方向舵522的前、后缘与右固定面521的前、后缘平齐，右方向舵522的下缘与右固定面521的上缘松配合，左方向舵512的转轴固定在左固定面511上。

小翼的上端后部可进行切尖处理。

影响左右小翼减阻效能的参数主要有：

(a)高度

增加左右小翼的高度即增加其展长，可产生较好的功效，但过高的小翼会增加翼根弯矩，这将付出机翼结构增强的代价。由于在传统位置安装V型垂尾将在翼面偏转时经其根部对尾撑产生扭转应力，尾撑处不安装垂尾及腹鳍后将降低尾撑在该处的强度要求，降低尾撑强度和去除腹鳍的减重收益将共同地补偿由于左右小翼的存在所致的机翼结构强度增强的增重代价。有研究表明，隨着小翼高度的增加，小翼的减阻效率隨之提高，在超过一定值后，继续增加高度改善升阻比的效果将不再显著。由于小翼作为主要的偏航控制气动翼面，因此小翼高度值的选取不应受小翼最佳高度值的限制。

(b)倾斜角

左右小翼的弦平面与水平地面间的夹角被定义为小翼的倾斜角。小翼的倾角对其减阻效率影响效大。为提高其减阻效能，并使小翼根部与基本翼交界处在超临界状态下的流动干扰较小，要求小翼外倾。在本方案中，由于受隐身规则所要求的外形边缘共形平行原则的约束，小翼的向外倾斜角只能与机身进气道唇口外倾角相等。

(c)后掠角

为使小翼的临界状态下具有满意的特性，并使小翼的边界特性好于基本翼的边界特性，小翼的后掠角应略大于或等于基本翼的后掠角。基于隐身性能的要求，小翼后缘的后掠角应与其前缘后掠角相等。由于现代飞机的边条翼加基本翼或无尾三角翼均采用中等或中等以上的后掠角，因此置于其翼端的左右小翼的后掠角也将较大，当飞机处于产生较强的诱导阻力的大迎角状态时，左右小翼前缘相对于来流呈大后掠角状态，足以从其前缘诱导产生脱体涡流，该涡流体的下部将在左右小翼的后缘的后方增强对基本翼翼尖涡的耗散。

此外，左右小翼的根梢比、安装角、扭转角及小翼前级位置参数对小翼减小诱导阻力系数的影响不如外倾角和高度值显著。为满足外形隐身的要求，小翼的前缘与基本翼的前缘应当是连续过渡的。小翼的高度、前缘和后缘的后掠角、根梢比决定着小翼的面积，小翼面积诸参数值的确定应以线传操纵系统主动增稳前题下满足足够的垂尾尾容量以保征偏航安定性和偏航操纵效率为原则。

所述左方向舵512与右方向舵522可以独立偏转。

下面详述其工作原理：

由于左右小翼分别对称地位于基本翼端部的垂尾外倾，隨着飞行迎角的增加，小翼外侧在垂直于来流的平面内产生的投影面积亦隨之加大，此时小翼的外侧成为受力面，相当于基本翼端部上反角的增大，所产生的左右对称的指向机身内侧并向上方偏斜的力矩将为横向安定性作出贡献；由于小翼是后掠并外倾的，两侧小翼于无侧滑时在来流方向上拥有相等的垂直投影面积，上述由小翼产行的在小平面的对称力距位于飞机重心后方，对飞机偏航安定性发生作用，当侧滑发生时，迎风面小翼的外侧和背风面小翼的内侧在来流中受力，并且由于翼梢小翼的前缘呈较大的后掠角，相对于翼梢小翼的侧洗流将在两小翼的背风侧诱导产生涡流，而增加两小翼在迎、背风面的压差而共同产生减小侧滑角的偏航安定力距，提高了横侧、偏航安定性。同时使大迎角下为提供偏航安定性而存在的腹鳍不再必要。

当飞机进行偏航操纵时，转向内侧的小翼将以侧力方向舵和阻力舵的形式为偏航操纵提供力矩，在此状下，偏航方向内侧的小翼后缘外偏以产生指向机身内侧并同时向上和向后偏斜的操纵力，由于该操纵力的垂直分量将产生与偏航坡度方向相反的滚转力距，需使转向内侧的单侧副翼或与同侧襟副翼共同向上偏转以抵消所不需要的外滚力距并产生偏航披度，副翼的上偏在产生坡度力距的同时，还在来流方向上形成阻力分量，因此飞机的偏航操纵由该阻力距与内侧小翼产生的阻力力距及横向的偏航力距共同在机身重心后方发生作用实现偏航操纵。在上述状态下，偏航方向外侧的舵面后缘以使舵面尽可能地减小在来流中的投影面积为原则进行偏转，以增加两端舵面的阻力差而提高偏航效率。

在大迎角状态下，阻力舵的气动效率将高于常规舵面，隨着迎角的增大，飞机的重心将高于两端方向舵气动中心之间的连线，当方向舵后缘向外侧偏转时，其舵面外侧在来流中受力，该阻力的几何平面将与两端方向舵转轴共同所在的几何平面呈负夹角时，方向舵偏转时将分别产生侧力分量、阻力分量和向下分量，向下分量所产生的力距可为转向提供所需要的坡度。此状态下由于迎用增大使副翼上偏时的气动效率损失将由方向舵气动力的向下分量弥补。偏航方向外侧方向舵舵面则以在来流方向上的投影面积最小为原则同向偏转。

当飞机迎角增大致使两端方向舵转轴共同所在的几何平面与来流平行的状态下进行偏航操纵时，两端方向舵的外侧面均在来流中受力，偏航方向内侧方向舵后缘外偏，使内侧舵面外侧受力夭量与两端方向舵转轴共同平面重合或低于该平面，偏航方向外侧的方向舵后缘内偏，在介于初始位至方向舵与来流迎角为0之间、使外侧方向舵在来流中受力的夭量指向飞机重心的偏航方向外侧为原则偏转，同时，偏航方向内侧的副翼、襟副翼上偏的气动效率进一步降低，在此状态下可令偏航方向内侧副翼、襟副翼下偏以产生阻力，而另一侧的副翼、襟副翼适度上偏，以产生尽可能大的向上气动力分量而实现偏航操纵。

当飞机迎角由上述状态继续增加或处于过失速飞行的极限迎角状态时，两端方向舵外侧面仍在来流中受力，两端方向舵转轴共同所在的几何平面与来流平面呈负迎角，此时进行偏航操纵时，偏航方向内侧方向舵不进行偏转（在此状态下方向舵后缘外偏将导致方向舵面对来流的投影面积减小），内侧方向舵后缘以使舵面外侧面在来流中投影面积最大为原则内偏；偏航方向外侧的副翼、襟副翼以在来流中产生尽可能大的垂直于来流的向上气动力分量为原则上偏，与同侧的方向舵共同产生向上力距分量，与其他气动力共同使飞机实现偏航操纵。

对于采用以翼梢小翼为垂直安定面的鸭式布局和无平尾三角翼布局飞机而言，在超音速和跨音速及亚音速飞行时的俯迎、横侧操纵与采用既有形式垂尾的鸭式或无平尾三角翼布局飞机并无不同；在进行俯迎操纵时，在正常迎角状态下，可使两端小翼后缘共同内偏（使两端小翼外侧面对来流）和共同外偏（使两端小翼内侧面对来流）以分别产生压尾和抬尾力距，与前置的气动面以及副翼、襟副翼共同作用以提高俯迎操纵的敏捷性；隨着飞行迎角的进一步增加进入过失速状态时，原来可通过下偏副翼和襟副翼以获得抬尾力距，因气动面与来流迎角增加，继续沿用下偏上述翼面的气动效能将无明显增益。此时由于垂尾外侧面在来流中影面积隨迎角的增加而增大时，使两端垂尾同时内偏以提供抬尾力距将成为新增的操纵手段，与卸载的鸭翼或其他形式的水平气动面与机身重心力距共同实现低头操纵。特别是当飞机处于过失速状态的极限迎角时，可令两端方向舵后缘共同等角度、以尽可能增大舵面在来流方向上的投影面积为原则内偏，以增大抬尾低头力距提高低头操纵的敏捷性。

作为优选，所述喷口3为矩形矢量喷口。

本发明的气动布局使飞机减少了在大迎角和过失速机动状态下的偏航操纵对矢量喷口偏航力矩的依赖，从而可以采用矩形矢量喷口，以充分发挥矩形矢量喷口机尾修形阻力低、雷达和红外隐身性能均好的特点。