CN103209892A - 具有集成的空气动力构型的飞行器 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及以超音速和亚音速的飞行速度在大范围的飞行高度内操作的多模式飞行器。使用本发明的主要领域是能够以超音速巡航并且具有低雷达可见性的多模式超机动性能的飞行器。本发明用于实现下述技术效果，即，提供一种飞行器，其具有低雷达可见性、在大攻角下高机动性、在超音速下具有高的空气动力效率，同时在亚音速模式下保持高空气动力效率，以及能够在其内部舱中容纳超大货物。具有集成的空气动力构型的飞行器包括带有前缘延伸部(2)的机身(1)、机翼，其主平面(3)连续地邻接机身(1)、可完全旋转的水平尾翼单元(FRHTU)(4)、和可完全旋转的垂直尾翼单元(FRVTU)(5)。中部机身是平整的并且由一组空气动力型面纵向地形成。发动机设置在彼此水平地间隔的发动机短舱(6)中，并且发动机的中心线相对于飞行器在飞行方向上的对称平面成锐角地定向。前缘延伸部(2)包括可控的旋转部段(8)。

Description

具有集成的空气动力构型的飞行器
技术领域
本发明涉及一种以超音速和亚音速的飞行速度在大范围的飞行高度内操作的多模式的飞行器。本发明特别地能应用在能够以超音速巡航并且具有低雷达信号的多模式的超机动的飞行器中。
背景技术
对于能够在大范围的高度和飞行速度内执行任务、显示出超机动性并且同时具有低雷达信号的飞行器的设计是困难的技术挑战。
飞行器的空气动力构型应当在亚音速和超音速的飞行速度下提供最大的空气动力效率(增大升力分量并且减小阻力分量)，并且在超低的飞行速度下保证可控性。机体的外部形状应当提供减小的雷达信号。全部这些要求是矛盾的，对满足这些需要的飞行器的设计要折衷考虑。
最相关的飞行器结合了具有超机动性和低雷达信号的多模式的超音速飞行器的特征。根据标准平衡方案将飞行器构造成具有用于在全部飞行模式中对飞行器进行纵轴控制(俯仰控制)的全动式水平尾翼。除纵轴控制以外，全动式水平尾翼用于在超音速的飞行模式中通过不同的偏转对飞行器进行侧滚控制。
锥形的机翼具有向后缘的扫掠，其允许根部中的大的翼弦长度值，以在具有高的绝对机翼厚度的区域中减小相对机翼厚度。所述解决方案的目的在于在跨音速和超音速的飞行速度下减小波阻并且在于同时增加机翼油箱中的燃料负载。
机翼前缘设备包括适合的机翼前缘襟翼，其用于在超音速巡航中增大空气动力效率、在高攻角下改进机翼上的流、以及改进机动性能。
后缘设备包括：
襟副翼，所述襟副翼用于在起飞和降落时的升降控制，以及用于在跨音速和超音速的飞行中的侧滚控制；
副翼，所述副翼用于在起飞和降落时的侧滚控制。
两个垂直尾翼翼板，其由尾翼翅片和方向舵组成，提供定向轴稳定性和控制以及空气制动。定向轴控制通过方向舵的同步偏转来提供，而空气制动通过方向舵的不同偏转来提供。垂直尾翼翼板的翼弦面垂直地成锐角地偏转，由此减小飞行器在横向半球中的雷达信号。
发动机进气口安置在机身的侧部上。进气口的入口的平面在两个平面中倾斜，由此在包括以高攻角飞行的全部的飞行模式中提供进入到发动机中的稳定的空气流。
飞行器发动机彼此靠近地安置在机尾部段中，使得进气口在机身侧部上的位置容许进气口管道的弯曲形状。在前半球中由于通过进气口管道的结构来屏蔽发动机压缩器，所以该解决方案用于降低发动机的雷达信号，并且因此总体上降低飞行器的雷达信号。能够在垂直平面中偏转的“平面的”尾喷口的通道容许推力矢量控制，其又能够实现在低速飞行模式中对飞行器的俯仰轴控制，并且与全动式水平尾翼一起在超临界的攻角下提供负的俯仰力矩的界限。该解决方案提供超机动性(Lockheed Martin F/A-22Raptor(洛克希德马丁的F/A-22猛禽)：Steelth Fighter(隐形战斗机)，Jay Miller，2005年)。
然而，该飞行器具有以下缺点：
-侧滚和偏航轴控制在低速飞行中是不可行的，因为发动机彼此靠近并且该情形阻止了足够的控制力矩的提供；
-发动机彼此靠近的设置使得不可能在机身中设置货物舱；
-进气口管道的弯曲形状需要增加它们的长度，从而增加了飞行器的重量；
-在发动机的尾喷口的控制***失效时，不可能保证飞行器从超临界的攻角的“恢复”；
-对带有方向舵的固定翅片的使用要求增大必要的垂直尾翼面积，以在超音速飞行模式中提供定向稳定性，其又导致增大尾翼的重量，并且结果总体上增大飞行器的重量以及增大阻力。
发明内容
通过本发明要实现的技术效果是提供一种飞行器，该飞行器具有低雷达信号、在高攻角下的超机动性、在超音速下的高的空气动力效率，同时在亚音速模式中保持高的空气动力效率，以及在内部舱中容纳超大货物的可能性。
所述技术效果通过集成的空气动力构型的飞行器来实现，该飞行器包括机身、带有平滑地合成到机身中的翼板的机翼、水平和垂直尾翼，和双发动机动力装置，其中，机身包括：边条，所述边条安置在发动机进气口的入口上方并且具有可控的枢转部段；中部机身，所述中部机身是平整的并且由一组空气动力型面纵向地形成；发动机短舱，所述发动机短舱彼此水平地间隔开，以及发动机的中心线相对于飞行器在飞行方向上的对称平面成锐角地定向。
此外，垂直尾翼是全动式、能够同步地和不同地偏转的尾翼。
此外，全动式的垂直尾翼安装在外挂架上，所述外挂架安置在机身的侧尾梁上，同时用于吹扫发动机室和空气调节***的热交换器的进气口安置在外挂架的前部上。
此外，水平尾翼是全动式、能够同步地和不同地偏转的尾翼。
此外，发动机的尾喷口能够同步地和不同地偏转。
此外，发动机进气口的入口在驾驶舱之后安置在机身的机首的侧部上，发动机进气口的入口的下缘布置在机身轮廓下面。
此外，发动机进气口的入口在两个平面中倾斜-关于飞行器的垂直的纵向平面和横向平面。
此外，全动式垂直尾翼的翼板的翼弦面从垂直平面以锐角偏转。
此外，边条的枢转部段的前缘、机翼翼板的前缘和水平尾翼的前缘相互平行。
此外，机翼的后缘和水平尾翼的后缘相互平行。
附图说明
参照附图对本发明将进行描述，其中：
图1是集成的空气动力构型的飞行器的平面图；
图2是集成的空气动力构型的飞行器的侧视图；
图3是集成的空气动力构型的飞行器的前视图；
图4是图2中的A向视图。
图中的附图标记指定如下：
1-机身
2-机身边条
3-机翼翼板
4-全动式水平尾翼(AMHT)的翼板
5-全动式垂直尾翼(AMVT)的翼板
6-发动机短舱
7-发动机进气口
8-机身边条的可控的枢转部段
9-机翼前缘襟翼
10-副翼
11-襟副翼
12-AMVT外挂架
13-用于吹扫发动机室和空气调节***的热交换器的进气口
14-发动机的可导航的尾喷口
15-发动机的可导航的尾喷口的出口
16-发动机的可导航的尾喷口的旋转轴线
17-发动机的可导航的尾喷口的旋转面
具体实施方式
集成的空气动力构型的飞行器是单翼机，所述单翼机是根据标准平衡设计来构造的并且包含带有边条2的机身1、带有平滑地合成到机身1中的翼板3的机翼、全动式水平尾翼(后面称作“AMHT”)4、全动式垂直尾翼(后面称作“AMVT”)5、双发动机动力装置，该双发动机动力装置的发动机容纳在短舱6中。短舱6彼此水平地间隔开，同时发动机的中心线与飞行器在飞行方向上的对称平面成锐角地定向。
机身1的边条2安置在发动机的进气口7上方并且包括可控的枢转部段8。边条2的枢转部段8是平整的中部机身部分1的前缘。
平滑地合成到机身1中的机翼翼板3包括前缘和后缘设备，所述前缘和后缘设备包括机翼前缘襟翼9、副翼10和襟副翼11。
AMHT4安装在机身1的侧尾梁上。AMVT5安装在固定在机身1的侧尾梁上的外挂架12上。用于吹扫发动机室和空气调节***的热交换器的进气口13设置在外挂架12的前部处。AMVT5在外挂架12上的布置增大了AMVT5的轴承臂，其又减小了飞行器机体的主要部件上的无功负荷，从而降低了重量。AMVT5的增大的轴承臂借助于上部轴承在外挂架12内部的情形来提供，并且该情形允许轴承臂(轴承之间的距离)增大。另外，外挂架12是AMVT5和AMHT4的液压致动器整流装置，其由于将液压致动器从机身1中取出而允许增大短舱6之间的货运舱容量。
发动机进气口7的入口在驾驶舱之后、在边条2的枢转部段8下方安置在机身1的机首的每侧上并且在两个平面中倾斜：关于飞行器的垂直的纵向平面和横向平面，发动机进气口7的入口的下缘安置在机身1的轮廓下面。
发动机包括轴对称的可导航的尾喷口14，所述尾喷口在与飞行器的对称平面成角度定向的平面中能够旋转。尾喷口14能够执行同步的和不同的偏转，以通过推力矢量的偏转来控制飞行器。图4示意性地示出可导航的尾喷口14的定向，其中，附图标记15表示可导航的尾喷口14的出口；附图标记16表示可导航的尾喷口14的旋转轴线，并且附图标记17表示可导航的尾喷口14的旋转面。
飞行器具有低雷达信号并且由于其超机动性能够在大范围的高度和飞行速度内执行任务。
通过借助于一组空气动力型面来纵向地(在纵向剖面中)形成中部机身1(除机首和机尾部段之外)的表面和通过使用边条2的枢转部段8来实现在亚音速飞行速度时的增大的空气动力效率，其允许机身表面关乎到产生升力。
在亚音速飞行速度时的高的空气动力学效率是通过使用带有翼板3的机翼来实现的，所述翼板具有锥形的平面图，其在前缘上带有大扫掠、大程度地逐渐变细、具有大长度的根部翼弦和小长度的端部翼弦。该组特征允许尤其在根部中在机翼的大数值的绝对高度下实现机翼的小的相对厚度，由此减少了在跨音速和超音速时发生的阻力的出现。
在跨音速和超音速的飞行速度下，AMHT4在同步偏转时能够实现对飞行器的纵轴控制，并且在不同偏转时能够实现横轴控制。
AMVT5在全部飞行速度下提供稳定性和定向轴控制以及空气制动功能。在超音速的飞行速度下，当所需要的静态面积不充足时，完全通过AMVT5的翼板的偏转来提供稳定性。在大气扰动和狂风的情况下，AMVD5的翼板在定向轴线上为了扰动衰减而偏转。该特征允许尾翼面积减小，因此总体上减小了尾翼和飞行器的重量和阻力。在AMVT5的同步偏转时执行定向轴控制，同时在AMVT5的不同偏转时执行空气制动。
机翼设备用于控制升降和侧滚。机翼前缘襟翼9用于增大临界攻角并且确保机翼上的无冲击的流，以在起飞、降落、机动和巡航的亚音速飞行模式中“在蒙皮极面上(on envelope polar)”飞行。副翼10适合于在起飞和降落模式中以不同偏转来提供对飞行器的侧滚控制。襟副翼11适合于在起飞和降落模式中以同步向下偏转来控制升力增长，并且在不同偏转时适合于侧滚控制。
当向下偏转时，机身1的边条2的枢转部段8减小了机身1在飞行器的质心前方的平面投影面积，其有助于在以接近于90度的攻角飞行时产生额外的负的俯仰力矩。因此，在尾喷口14的控制***失效的情况下，在没有通过发动机推力矢量来控制飞行器的情况下，可以从在超临界的攻角下的飞行切换成在低攻角下的飞行。同时，边条2的枢转部段8是机身1的边条2的前缘设备。在巡航模式中向下偏转时，边条2的枢转部段8与机翼前缘襟翼9相似地起作用。
由于在高攻角和偏移角时的均衡的冲压空气，使用安置在边条2的枢转部段8下方的侧向进气口保证了在飞行器的全部飞行模式中、在所有高度下发动机的稳定运行。
发动机在隔离的短舱6中的设置允许在短舱之间设置用于超大货物的舱。为了抵消发动机失效的一种的偏航力矩，发动机的中心线与飞行器的对称平面成锐角地定向，使得正在操作的发动机的推力矢量更接近于飞行器的质心。对发动机的所述设置连同对可导航的尾喷口14的使用允许在纵向、横向和定向轴线上借助于发动机的推力矢量来控制飞行器，其中所述尾喷口在与飞行器的对称平面成锐角地倾斜的平面中能够旋转。在可导航的尾喷口14同步偏转时执行纵轴控制，其产生围绕飞行器的质心的俯仰力矩。通过尾喷口14的不同偏转来实现对飞行器的侧轴控制，同时产生侧滚力矩和偏航力矩，其中侧滚力矩由空气动力控制(副翼10和襟副翼11)的偏转来抵消。在可导航的尾喷口14不同偏转时执行对飞行器的横轴控制，产生围绕飞行器的质心的侧滚力矩。
由于设计和技术措施的结合减小了飞行器的雷达信号，更具体地，所述设计和技术措施包括形成机体轮廓特征：
-边条2的枢转部段8的、机翼翼板3的和水平尾翼4的前缘平行；机翼翼板3的和水平尾翼4的后缘平行，其允许使从机体的升力面反射的电磁波的峰值局部化，从而降低了飞行器在方位面中的总的雷达信号；
-相对于垂直平面(飞行器的对称平面)成角度地定向包括驾驶舱罩的机身的横截面轮廓的切线，其有利于将从侧角入射在机体部件上的电磁波反射到上部和下部半球中，由此降低了飞行器在横向半球中的总的雷达信号；
-发动机进气口的入口在相对于飞行器的垂直的纵向平面和横向平面的两个平面中倾斜，其保证了反射从前角和侧角入射在进气口的入口上的电磁波离开辐射源，并由此减小了飞行器在这些角度时的总的雷达信号。

Claims (10)

1.一种集成的空气动力构型的飞行器，所述飞行器包括机身、带有平滑地合成到所述机身中的翼板的机翼、水平尾翼和垂直尾翼、以及双发动机动力装置，其中，所述机身包括：边条，所述边条安置在发动机进气口的入口上方并且具有可控的枢转部段；中部机身，所述中部机身是平整的并且由一组空气动力型面纵向地形成；发动机短舱，所述发动机短舱水平地彼此间隔开，以及所述发动机的中心线相对于所述飞行器在飞行方向上的对称平面成锐角地定向。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述垂直尾翼是全动式、能够同步地和不同地偏转的尾翼。
3.根据权利要求2所述的飞行器，其中，所述全动式垂直尾翼安装在外挂架上，所述外挂架安置在所述机身的侧尾梁上，以及用于吹扫发动机室和空气调节***的热交换器的进气口安置在所述外挂架的前部上。
4.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述水平尾翼是全动式、能够同步地和不同地偏转的尾翼。
5.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述发动机的尾喷口能够同步地和不同地偏转。
6.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述发动机进气口的所述入口在驾驶舱之后安置在机身机首的侧部上，所述发动机进气口的所述入口的下缘布置在所述机身的轮廓之下。
7.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述发动机进气口的所述入口在关于所述飞行器的垂直的纵向平面和横向平面的两个平面中倾斜。
8.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述垂直尾翼是全动式尾翼并且所述尾翼的翼板的翼弦面从垂直平面成锐角偏转。
9.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述边条的所述枢转部段的前缘、所述机翼翼板的前缘和所述水平尾翼的前缘相互平行。
10.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述机翼的后缘和所述水平尾翼的后缘相互平行。
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