專利名稱：無垂直尾翼飛機的制作方法
無垂直尾翼飛機本發(fā)明涉及無垂直尾翼飛機。飛機有垂直尾翼早已成為人們習(xí)以為常的事情。然而自然界的鳥類卻大都沒有垂直尾。垂直尾翼的基本作用是穩(wěn)定飛機的垂直面。其上面的活動翼面還能夠調(diào)整水平航 向。垂直尾翼的另一個重要作用是增加飛機后部的側(cè)向氣動力矩，起著抗側(cè)風(fēng)干擾的作用。垂直尾翼在發(fā)揮積極作用的同時也帶來了副作用。首先，它增加了結(jié)構(gòu)重量。重 量的增加意味著有效載荷的減少。其次，增加了飛機氣動外形的風(fēng)阻，加大了飛行阻力。對 于戰(zhàn)斗機來說垂直尾翼還增大了雷達(dá)的反射面積，破壞了隱身性?，F(xiàn)有無垂直尾翼飛機的種類較少。由于現(xiàn)有這類飛機的氣動外形普遍缺少對垂直 面的自穩(wěn)定功能或者穩(wěn)定度不足。往往要用控制技術(shù)參與穩(wěn)定控制以彌補欠缺。這樣做導(dǎo) 致了安全性的降低。美國的Bl采用了多翼面輔助控制的方法以穩(wěn)定垂直面，結(jié)果出現(xiàn)過墜 機。美國的X31技術(shù)驗證機在后期的實驗中，去掉了垂直尾翼完全用矢量噴管進(jìn)行穩(wěn)定控 制，最終也導(dǎo)致了墜機事故。本發(fā)明去掉了飛機的垂直尾翼，代之用V形對稱斜面來穩(wěn)定垂直面。經(jīng)過計算和 實驗驗證得知v形對稱斜面能夠使飛機的氣動外形有足夠的自穩(wěn)定。當(dāng)然在設(shè)計中也能 夠根據(jù)需要，通過調(diào)整V形對稱斜面來增減穩(wěn)定度。去掉了垂直尾翼后，可以用矢量噴管代 替垂直尾翼調(diào)整水平航向。矢量噴管也可以替代垂直尾翼的抗側(cè)風(fēng)平衡功能。矢量噴管在 低速、大迎角飛行時的抗側(cè)風(fēng)平衡作用好于大垂直尾翼。V形對稱斜面是無垂直尾翼飛機機身兩側(cè)左右對稱的平面。該左、右平面上的對 應(yīng)點滿足上部兩對應(yīng)點之間的距離大于下部兩對應(yīng)點之間的距離，后部兩對應(yīng)點之間的 距離大于等于前部兩對應(yīng)點之間的距離。由于該對稱平面在機身的橫切面呈現(xiàn)V形，且左 右對稱，故稱之為V形對稱斜面。本發(fā)明是用V形對稱斜面來穩(wěn)定無垂直尾翼飛機的垂直為了方便敘述，我們把在機身兩側(cè)對稱的左、右平面上滿足上部兩對應(yīng)點間的距 離大于下部兩對應(yīng)點間的距離，后部兩對應(yīng)點間的距離等于前部兩對應(yīng)點間的距離的對稱 平面稱為橫切面V形對稱斜面。把在機身兩側(cè)對稱的左右平面上滿足上部兩對應(yīng)點間的 距離等于下部兩對應(yīng)點間的距離，后部兩對應(yīng)點間的距離大于前部兩對應(yīng)點間的距離的對 稱平面稱為縱向三角形。通過對V形對稱斜面最大穩(wěn)定角的計算發(fā)現(xiàn)大角度的橫切面V形對稱斜面在較 小迎風(fēng)角的情況下，就能夠有較大的對垂直面的穩(wěn)定角。迎風(fēng)角度越大，穩(wěn)定角越大。橫切 面V形對稱斜面特別適合于低速大迎角飛行。橫切面V形對稱斜面的優(yōu)點是風(fēng)阻小。不足 是在迎風(fēng)角為0°時，其穩(wěn)定角也為零?？v向三角形在迎風(fēng)角度為0°時，能夠有較大的對 垂直面的穩(wěn)定角。它的缺點是小迎風(fēng)角時，風(fēng)阻較大；大迎風(fēng)角時，穩(wěn)定度不足。大角度橫 切面V形對稱斜面和縱向三角形可以構(gòu)成一個穩(wěn)定三角形(圖四)。兩者的結(jié)合可以取長 補短。穩(wěn)定三角形中的棱線可以保留，也可以圓滑處理。
飛機翼面近似于平面。有上反角機翼的下翼面，類同于V形對稱斜面，也有穩(wěn)定垂 直面的作用。從定義中不難發(fā)現(xiàn)縱向三角形不同于V形對稱斜面，也不同于穩(wěn)定三角形?？v向 三角形的阻力大，大迎風(fēng)角飛行時穩(wěn)定度不足。即便將縱向三角形的邊平面變形為折面，緩 解阻力大的問題后。對于在小迎風(fēng)角時，阻力基本相同情況下的它們；在低速大迎角飛行 時，變形縱向三角形的穩(wěn)定度仍然遠(yuǎn)小于V形對稱斜面和穩(wěn)定三角形。圖一是一架戰(zhàn)斗機的俯視圖。圖二是該戰(zhàn)斗機的右視圖。圖三是二維、全向、低紅外特征矢量噴管圖四是兩種穩(wěn)定三角形穩(wěn)定三角形(圖四)用V形對稱斜面衍生的穩(wěn)定三角形作無垂直尾翼飛機的機身，具有穩(wěn)定垂直面的 作用。穩(wěn)定三角形更適用于扁片型飛機的機身。圖四是兩種穩(wěn)定三角形。一種穩(wěn)定三角形 的主視圖(18)、左視圖(19)、俯視圖(20)和V形對稱斜面(21)。另一種穩(wěn)定三角形的主視 圖(22)、左視圖(23)、俯視圖(24)和V形對稱斜面(25)。一種高機動、隱身、高超音速、短距離起降戰(zhàn)斗機方案的外形部分(圖一、圖二)該戰(zhàn)斗機有一個切角穩(wěn)定三角形升力體機身(1)；有一對可變主機翼(2、7)；主機 翼上有禁翼(9)和副翼(8)；有一對高速鴨翼(3)；機身側(cè)斜線(12) ；二維、全向、低紅外特 征矢量噴管(10、圖三)；V形對稱斜面(11)；機身邊條(4)，還有上置進(jìn)氣道(6)；飛行員坐 倉(5)。機身側(cè)斜線(12)機身側(cè)斜線是一條在機身側(cè)面前低后高的直線。鴨翼和主機翼布置在該斜線上。 同時，它也是三角形升力體機身上下部分的分界線。采用機身側(cè)斜線布局是因為它能夠很好地協(xié)調(diào)和兼顧到上單翼、穩(wěn)定三角形、升 力體機身、飛行員視野、上部進(jìn)氣道以及V形對稱斜面機翼等各方面的要求。并且能夠使兩 側(cè)在同一平面，上下布置的主機翼與鴨翼分別處于與飛機正面平面垂直的同一平面上。機 身側(cè)斜線附帶形成的有上反角的V形機翼也有穩(wěn)定垂直面的作用。V形對稱斜面(11)與切角三角形機身(1)采用切角穩(wěn)定三角形升力體機身是因為i.三角形機身有較大的縱向迎風(fēng)面； .能夠很好地滿足穩(wěn)定三角形的要求；iii.后機身的縱向氣動力矩相對較大；iv.方便設(shè) 計大的機內(nèi)彈倉和油箱；v.機身平滑、流暢，有利于隱身和高速飛行；vi.扁片機身有助于 減少側(cè)風(fēng)的干擾；vii.整體結(jié)構(gòu)剛性較好；viii.根據(jù)對應(yīng)旋成體的橫截面面積修形方便; ix.三角形機身與主機翼構(gòu)成了天然的翼身融合；χ.機身表面積相對較小，摩擦阻力減小。 xi.逐漸加寬的機身順便照顧到了可變主機翼的需求。尾部切角是為了減輕結(jié)構(gòu)重量、前移 重心、減小戰(zhàn)斗機尾部的后向阻力。同時也是為了適應(yīng)使用“二維、全向、低紅外特征矢量噴 管(圖三)”的需要。二維、全向、低紅外特征矢量噴管(10、圖三)圖三是雙發(fā)戰(zhàn)斗機的一個矢量噴管。該矢量噴管有兩個二維噴口 一個朝正后方 (13)，另一個向側(cè)后方(14)。二維噴口各有兩塊可張合的擋板(15)調(diào)節(jié)出口面積。此外，它還有一個外罩(16)負(fù)責(zé)尾氣流的上下偏轉(zhuǎn)，并混合冷熱氣流、減少紅外特征。飛機左右 航向的調(diào)整、控制，由兩個發(fā)動機各自側(cè)后朝向的二維噴口(14)負(fù)責(zé)。(17)為發(fā)動機尾噴 管的內(nèi)氣道。應(yīng)急阻力舵與禁翼(9)和副翼(8)禁、副翼分開，且副翼較小。除了考慮控制方便外，當(dāng)矢量發(fā)動機空中熄火后，禁、 副翼可以應(yīng)急組成一個阻力舵。使無垂直尾翼戰(zhàn)斗機在無動力滑翔時，有辦法進(jìn)行方向調(diào) 整。另外，禁、副翼分開也是其自身冗余度設(shè)計的需要。獨立控制的禁、副翼，還可以方便地 組成一個大的禁翼或副翼，以應(yīng)對低速大迎角飛行時的需求。高速鴨翼(3)為適應(yīng)鴨式布局和高速飛行的要求，需要采用高速鴨翼。高速鴨翼分活動和固定 兩部分。活動部分在前，固定部分在后。它們之間采用軸連接。固定部分固定于機身上。起 固定和支撐作用。高速鴨翼的最大特點是它與主機翼布置在同一平面上，以減少飛行時的 阻力。由于使用了三角形機身，主機翼在鴨翼尾流中的部分減少，且更靠近翼根，主機翼的 顫振風(fēng)險降低。短距離起降能力與可變主機翼(2、7)起飛、降落時可變主機翼采用前掠方式。利用主機翼前掠和鴨翼共同營造的升力 中心較大地前于飛機重心的狀態(tài)，充分發(fā)揮矢量噴管的作用，提升該戰(zhàn)斗機的起降性能。此 外，還因為該機的低速、大迎角飛行能力超過普通戰(zhàn)斗機，所以該方案的戰(zhàn)斗機具有短距離 起降能力。由于可變主機翼較小、起飛降落時的速度又較低，此時的前掠翼結(jié)構(gòu)較容易實現(xiàn)。 機翼的所謂“彈性發(fā)散”在該處影響不大。機身邊條(4)當(dāng)機身邊條產(chǎn)生的渦流作用在機翼或升力體機身的上表面時，能夠增加升力。用 增加與主機翼和鴨翼在同一平面邊條的辦法，將機身側(cè)斜線邊沿產(chǎn)生的渦流導(dǎo)入切角穩(wěn)定 三角形升力體機身的上表面，增加升力。該方案的各個部分都經(jīng)過了仔細(xì)推敲，是一個成熟方案。
權(quán)利要求
1.一種無垂直尾翼飛機。其特征在于，機身兩側(cè)有左右對稱的平面。該左、右平面上的 對應(yīng)點滿足上部兩對應(yīng)點之間的距離大于下部兩對應(yīng)點之間的距離，后部兩對應(yīng)點之間 的距離大于等于前部兩對應(yīng)點之間的距離。
2.用按權(quán)利要求書1中所述特征的平面，穩(wěn)定無垂直尾翼飛機的垂直面。
全文摘要
本發(fā)明涉及無垂直尾翼飛機。本發(fā)明去掉了飛機的垂直尾翼，代之用V形對稱斜面和用由V形對稱斜面衍生的穩(wěn)定三角形來穩(wěn)定垂直面。一種采用了V形對稱斜面和穩(wěn)定三角形的高機動、隱身、高超音速、短距離起降戰(zhàn)斗機方案的外形部分。
文檔編號B64C5/06GK102133925SQ201010000990
公開日2011年7月27日 申請日期2010年1月22日 優(yōu)先權(quán)日2010年1月22日
發(fā)明者張焰 申請人:張焰