CN108100212B - 一种小展弦比自适应变体飞翼布局战斗机 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种小展弦比自适应变体飞翼布局战斗机，采用背负式进气道、有人驾驶的重型双发布局，包括机翼和尾翼，其特征在于所述机翼的后掠角可以变化，所述尾翼在两个自由角度上进行偏转；机翼的自适应变后掠能够满足战斗机经济巡航和高速突防要求，提升全机的整体气动性能；多功能变体尾翼收拢时能够保持全机为典型的飞翼布局，保持高升阻比的同时也具有较好的雷达隐身能力，当起降或机动飞行时，变体尾翼打开用于阵风和航向控制，从而解决了小展弦比飞翼布局战斗机的航向控制问题。

Description

一种小展弦比自适应变体飞翼布局战斗机

技术领域

本发明属于飞行器气动外形设计技术领域，具体为一种小展弦比自适应变体飞翼布局战斗机方案。

背景技术

飞翼布局兼有气动性能好、高隐身的特性，但若发展为战斗机，需解决其横航向稳定性与控制问题。一直以来，欧美发展的飞翼布局飞机都是以侦察、监视和打击功能为主的亚声速或高亚声速类型，典型的为美国的B2远程轰炸机、X47B无人作战飞机等。由于飞翼布局飞机存在航向稳定性与控制问题，尤其是对格斗能力要求较高的机动飞行方面，导致迄今为止还没有一款可用于实战的飞翼布局的战斗机类型出现。

从战斗机的发展历程看，对近距离格斗都有较高的要求，尤其是前三代战斗机。近距离格斗的典型战技指标要求就是整个飞机的机动性能，如快速爬升、俯冲，急速转弯等指标要求。如前所述，由于飞翼布局没有航向安定面，存在先天的航向稳定性缺失问题，通过多年发展，采用特殊的航向控制（如分列式方向舵）和先进飞行控制措施，已解决飞机的航向稳定性问题，但是对于高机动能力要求的航向控制问题，目前仍无法实现，导致飞翼布局战斗机的研制进展缓慢。

发明内容

本发明的目的是提出一种小展弦比自适应变体飞翼布局战斗机，采用自适应变体飞翼、背负式进气道、有人重型双发布局，机翼具有自适应变后掠功能，尾翼也可根据需求打开用作横航向控制等，以兼顾气动、隐身等性能的需求，具有超声速巡航、高亚声速远航、跨声速机动能力，兼顾高/低速、横航向控制和隐身特性。

一种小展弦比自适应变体飞翼布局战斗机，采用背负式进气道、有人驾驶的重型双发布局，包括可实现变体的机翼和尾翼。机翼的后掠角可以根据飞行速度变化，当起飞/降落、经济巡航时，机翼后掠角较小，这样全机具有较高的升阻比，节省燃油；当飞机需要超声速飞行时，机翼后掠角增大，这样可减小超声速时的阻力，同样节省燃油，具有较好的气动效率。该布局采用的尾翼是多功能变体尾翼，具有两个自由度的偏转能力。当飞机需要匿踪飞行时，尾翼和机翼一起收拢，和机体融为一体，成为典型的“扁平体”飞翼，这样就具有较好的雷达隐身能力和较好的气动性能；当飞机需要阵风控制或者机动飞行时，尾翼以根弦方向为转轴向上翻转打开成“V”型，同时尾翼可实现沿自身展向方向为转轴偏转，进而达到航向控制的目的，使飞机具备高机动飞行能力。

在上述技术方案中，机翼的后掠角在25°～65°范围之间变化。

在上述技术方案中，战斗机的机身前缘后掠角为65°，机身后缘前掠角为25°，展弦比为1.53。

在上述技术方案中，所述尾翼与机身连接的根弦方向为第一转动轴线，位于后机身内的转动机构带动第一转动轴实现尾翼上下翻转。

在上述技术方案中，所述尾翼转动后与机身所在平面构成翻转角，所述翻转角在0°～45°之间。

在上述技术方案中，沿尾翼展向方向为第二转动轴线，位于后机身内的转动机构带动第二转动轴实现尾翼自身偏转。

在上述技术方案中，所述尾翼偏转后与第二转动轴线之间构成偏转角，所述偏转角在0°～60°之间。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

机翼的自适应变后掠能够满足战斗机经济巡航和高速突防要求，提升全机的整体气动性能；多功能变体尾翼收拢时能够保持全机为典型的飞翼布局，保持高升阻比的同时也具有较好的雷达隐身能力，当起降或机动飞行时，变体尾翼打开用于阵风和航向控制，从而解决了小展弦比飞翼布局战斗机的航向控制问题。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1是本发明全机平面参数示意图；

图2是本发明中变体尾翼沿第一转动轴线上下翻转示意图；

图3是本发明中变体尾翼沿第二转动轴线上下翻转示意图；

图4是本发明中机翼、尾翼收拢状态（超声速巡航状态）示意图；

图5是本发明中机翼收拢、尾翼上反打开（45°）状态（高速航向控制、机动飞行状态）示意图；

图6是本发明中机翼前掠、尾翼收拢状态（高亚声速巡航状态）示意图；

图7是本发明中机翼前掠、尾翼上反打开（45°）状态（高亚声速及低速起降状态）示意图。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

如图1所示，是本发明的全机平面参数示意图，采用背负式进气道、有人驾驶的重型双发布局。该布局的平面形状典型参数为基准状态前缘后掠角为65°，后缘前掠角为25°，展弦比为1.53；机翼可根据飞行速度实现自动变后掠角功能，后掠角变化范围为25°～65°。

在机身的后部布置有变体尾翼，尾翼可以在两个自由度上进行偏转，尾翼的前缘后掠角为47°。尾翼一般情况外形为三角形，三角形的一个边做为连接边与机身进行连接，尾翼可以以这个连接边为轴线，在第一转动机构的带动下带动尾翼进行转动。第一转动机构设置在尾翼与机身之间，尾翼在转动过程中相当于沿着机身的前后轴线进行上下翻动，翻动后的尾翼与机身之间构成一个翻转角，翻转角的角度变化范围为±45°内。

在尾翼进行翻转后，尾翼还可以进行第二次转动，第二次转动的角度与第一次转动不是同一自由度。在尾翼上垂直于连接边设置为转动轴线，尾翼在第二转动机构的带动下围绕着该轴线进行偏转，偏转后的尾翼与机身的前后轴线之间形成一个偏转角，偏转角的角度范围在±60°内。

本方案中的飞行器具有多种状态，如下：

如图4所示，在正常情况下，机翼和尾翼收起，机翼与尾翼处于收拢状态，整个飞机是典型的飞翼布局；当飞机超声速巡航时采用该状态，这样不仅具备较高的巡航升阻比，而且有利于隐身性能力。

如图5所示，在机翼不发生角度变化的情况下处于收起状态，而尾翼相对于机身进行上翻45°；该状态为高速航向控制及战斗状态下机动外形，尾翼为多功能部件，上反45°后兼顾平尾和垂尾功能。

如图6所示，机翼的后掠角发生变化，由65°减小40°，使得后掠角为25°，然后将尾翼处于收起状态；该状态是飞机需要高亚声速远航时，机翼打开，进一步提高巡航升阻比。

如图7所示，机翼的后掠角发生变化，由65°减小40°，使得后掠角为25，然后将尾翼上翻45°；该状态为高亚声速及低速起降构型，以满足侧风等航向控制需求。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (2)

1.一种小展弦比自适应变体飞翼布局战斗机，采用背负式进气道、有人驾驶的重型双发布局，包括机翼和尾翼，其特征在于，所述机翼的后掠角可以变化，机翼的后掠角在25°～65°范围之间变化，所述尾翼在两个自由角度上进行偏转，所述尾翼具有一个连接边用于与机身连接，尾翼与机身之间设置有第一转动机构，第一转动机构以连接边为第一转动轴线带动尾翼转动，尾翼转动后与机身所在平面构成翻转角，所述翻转角在0°～45°之间，尾翼上设置有第二转动轴线，第二转动轴线垂直于第一转动轴线，尾翼与机身之间的第二转动机构以第二转动轴线为旋转中心带动尾翼转动，尾翼转动后与第一转动轴线之间构成偏转角，所述偏转角在0°～60°之间；

当飞机超声速巡航时，机翼和尾翼收起，机翼与尾翼处于收拢状态，整个飞机是典型的飞翼布局，以具备较高的巡航升阻比和隐身性能；

当飞机为处于高速航向控制及战斗状态时，在机翼不发生角度变化的情况下处于收起状态，而尾翼相对于机身进行上翻45°；尾翼为多功能部件，上翻45°后兼顾平尾和垂尾功能；

当飞机需要高亚声速远航时，机翼的后掠角发生变化，由65°减小40°，使得后掠角为25°，然后将尾翼处于收起状态，以提高巡航升阻比；

当飞机为高亚声速及低速起降状态时，机翼的后掠角发生变化，由65°减小40°，使得后掠角为25，然后将尾翼上翻45°，以满足航向控制要求。

2.根据权利要求1所述的一种小展弦比自适应变体飞翼布局战斗机，其特征在于战斗机的机身前缘后掠角为65°，机身后缘前掠角为25°，展弦比为1.53。