一种超音速无尾飞机气动布局的制作方法

1.本技术属于飞行器设计领域，特别涉及一种超音速无尾飞机气动布局。


背景技术：

2.现代军用作战飞机通常会有高隐身、超音速和武器内埋等需求。其中为满足高隐身性能需求，飞机设计时一般会采用无尾或类无尾布局，该布局计因其垂尾的缺失使飞机本体的航向稳定性大大降低，为舵面操纵带来了压力。尤其是对于超音速飞机，其布局具有长细比大、展弦比小、后掠角较大等特点，进一步增大的航向静不安定性以及展弦比小、后掠角大带来的操纵能力不足为气动布局设计带来了较大的难度。
3.为满足较大的内埋任务载荷需求必然要增大内埋武器舱，而这又必然会增大飞机最大横截面积，其带来的气动特性损失诸如飞行阻力增大、巡航性能降低等，也使得超音速飞行难以实现、对发动机性能的要求提高等。
4.对于无人机，由于驾驶舱取消使得上表面相比有人机更加平滑，从而使得吸力峰后移，全机抬头力矩减小，为此在巡航飞行过程中平尾需始终偏转一定角度用于配平全机纵向力矩，占用部分平尾操纵能力，使飞机无法发挥出更高的性能水平。
5.因此为提升飞机综合作战效能与生存力，需建立一套的兼顾速度、隐身、生存力等各项能力需求，同时满足起降、巡航、机动作战等各阶段的操稳特性需求的气动布局设计。


技术实现要素：

6.本技术的目的是提供了一种超音速无尾飞机气动布局，以解决现有技术中超音速无尾飞机航向静不安定度大，超音速阻力及亚音速低头力矩较大，以及后掠角大、展弦比小带来的航向操纵能力不足的问题。
7.本技术的技术方案是：一种超音速无尾飞机气动布局，包括机身、机翼和平尾；所述机身包括前体、中体和后体，所述前体的下表面为正切椭圆形、上表面为纺锤形结构；所述中体与机翼的上表面曲率连续，所述前体、中体和后体的上表面沿流向平滑过渡。
8.优选地，所述机身重心前侧和重心后侧的侧向投影面积比为1.4。
9.优选地，所述机身的全机细长比为6.5。
10.优选地，所述平尾的尾尖宽度为800mm，所述机翼与平尾的翼尖扭转角为2
°
。
11.本技术的一种超音速无尾飞机气动布局，针对超音速无尾布局飞机，以增大航向稳定性、降低超音速阻力、降低亚音速低头力矩，改善巡航性能为目标，分别对飞机前体、后体、尾尖等部件开展优化设计。本技术中的优化设计方法适用于所有超音速无尾布局飞机，机身包括前体和后体，前体泛指飞机的机头位置，后体泛指飞机从重心到末尾之间的结构，前体与后体之间为中机身。
附图说明
12.为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易
见地，下面描述的附图仅仅是本技术的一些实施例。
13.图1为现有技术中飞机侧向投影示意图；
14.图2为本技术取消驾驶舱和立尾后的飞机侧向投影示意图；
15.图3为本技术优化基线布局示意图；
16.图4为本技术重心前后侧向投影面积优化前后对比示意图；
17.图5为本技术飞机前体截面形状优化前后对比示意图；
18.图6为本技术飞机翼身融合设计前后对比示意图；
19.图7为本技术全机长细比优化前后对比示意图；
20.图8-1为现有技术中对称面曲率分布示意图；
21.图8-2本技术机身上表面纵向样条优化前后曲率对比示意图；
22.图9为本技术飞机尾尖高度变化前后对比示意图；
23.图10为本技术飞机尾尖宽度变化前后对比示意图。
24.1、机身；2、机翼；3、平尾；4、前体；5、中体；6、后体；7、尾尖。
具体实施方式
25.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
26.一种超音速无尾飞机气动布局，如图1所示，以一超音速常规布局飞机为例，正常状态下，其重心侧向投影面积约16.42m2，重心后侧向投影面积约13.85m2，重心前后侧投影面积之比约为1.2，距机头尖(飞机零点)3m处截面宽高比为1.22。
27.本技术将飞机的驾驶舱与立尾去掉，形成超音速无尾布局，此时，重心前侧向投影面积减小至14.63m2，重心后侧向投影面积减小至8.53m2，重心前后侧向投影面积之比增大至1.7，距机头尖(飞机零点)3m处截面宽高比仍为1.22，并以此为基线方案开展布局优化设计。
28.飞机在将驾驶舱与立尾去掉后，能够有效地减少飞行时的空气阻力，提高飞行效率，但是立尾存在时本身均具有相应的功能。
29.飞机的立尾能够保持飞机的航向平衡、稳定和操纵作用，保持转弯在无侧滑状态下进行；同时在有侧风着陆时保持机头对准跑道；同时平衡不对称的偏航力矩。
30.飞机驾驶舱的去除会给飞机带来一定的低头力矩。
31.本技术在去除立尾和驾驶舱的同时，同时能够弥补立尾和驾驶舱的功能，具体设计如下：
32.优化基线布局如图3所示，主要包括机身1、机翼2和平尾3。机身1包括前体4、机体5及后体6，前体4为飞机的机头位置，后体6为飞机从重心到末尾之间的结构，后体6中央末端为尾尖7。
33.首先，进行航向稳定性优化设计：
34.第一步：重心前后侧向投影面积之比优化。
35.如图4所示，前体4的长度缩短200mm(机头尖后移，飞机零点位置不变)、高度减小20mm(距飞机零点3m处)，飞机重心前的侧向投影面积由14.63m2减小到13.69m2。将后体6两侧发动机位置上表面隆起约250mm，下表面不变，飞机重心后的侧向投影面积由8.53m2增大
至9.63m2。通过对侧向投影面积的调整，使重心前后侧向投影面积之比由1.7降低至1.4；通过减小飞机重心前的侧向投影面积、增大飞机重心后的侧向投影面积，使飞机的中心后移，从而提升航向稳定性。
36.第二步：前体4截面形状优化设计。
37.如图5所示，前体截面上表面采用纺锤形设计，下表面采用正切椭圆形设计，形成钻石型截面。同时增大前体4截面宽高比，距飞机零点3m处截面为例，高度减小40mm，宽度增大100mm，截面宽高比由1.22增大至1.43，实现前体3的扁平化设计，这样飞机前体表面的空气流阻更小、流动面积更大，飞机受到的浮力更大，从而进一步提升稳定性。
38.第三步：翼身融合设计
39.如图6所示，机体5与机翼2采用上表面曲率连续的翼身融合设计。对横截面上表面轮廓进行一体化曲率优化设计，使得飞机上表面形成了平滑结构，从而尽量减小侧滑气流流经受机体4时受到的阻滞。
40.其次，进行跨/超音速阻力优化设计：
41.第一步：全机长细比优化设计
42.如图7所示，在后体6最大厚度位置及高度不变的情况下，将后体6和平尾3连接处及尾尖7末端向后延长，综合考虑隐身约束，使全机长细比增大至6.5。该方法可在增大飞机重心前后侧向投影面积之比的同时保证机身1长度，从而在全机当量直径受进排气系统、内埋装备舱等大部件布置约束时保证全机长细比。
43.第二步：机身上表面纵向样条曲率优化设计
44.如图8-1和8-2所示，对机身上表面纵向样条，尤其是对称面位置，进行曲率高阶连续设计，机身1上表面型面沿流向光滑过渡，进一步减少飞机的流阻。
45.最后，进行亚音速巡航性能优化设计：
46.第一步，后体弯度优化设计
47.如图9所示，将尾尖7末端高度抬高200mm，增大机身后体6负弯度，从而产生抬头力矩以抵消取消驾驶舱带来的低头力矩。
48.第二步，尾尖宽度优化设计
49.如图10所示，增大双发间距，将尾尖7宽度由350mm增大至800mm，使抬高尾尖7带来的抬头力矩进一步增大，前两步可将全机低头力矩由-0.05左右减小到约-0.02，共产生约0.03的抬头力矩增量。
50.第三步，翼面扭转优化设计
51.在机翼2或平尾3翼尖设置-2
°
扭转角，带来抬头力矩，可进一步带来约0.025的抬头力矩，使零迎角下的全机纵向力矩特性为一较小的正值，此时可通过平尾下偏较小的角度配平全机，减小配平阻力，提高全机配平升阻比。
52.本发明通过减小飞机重心前后侧向投影面积之比、增大前体截面宽高比、优化前体截面形状、翼身融合设计、增大全机长细比、优化机身样条曲率、增大后体负弯度及尾尖宽、增加机翼及平尾负扭转等方法，对基线布局的前体、后体、尾尖、翼面等进行了综合优化设计，实现了全机航向静不安定度由-0.0012降低至-0.0009，改善约25％；跨/超音速阻力面由6.3降低至5.67，改善约10％；巡航升阻比由12.0增大至12.6，改善约5％。实现全机飞行性能的综合优化设计。
53.兼顾了无尾飞机对航向稳定性的需求、巡航对隐身特性及升阻比的需求、超音速飞行对全机阻力面的需求，解决了各阶段的需求矛盾，有效扩展了飞机的使用边界，提升了综合作战效能。
54.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术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技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种超音速无尾飞机气动布局，其特征在于：包括机身(1)、机翼(2)和平尾(3)；所述机身(1)包括前体(4)、中体(5)和后体(6)，所述前体(4)的下表面为正切椭圆形、上表面为纺锤形结构；所述中体(5)与机翼(2)的上表面曲率连续，所述前体(4)、中体(5)和后体(6)的上表面沿流向平滑过渡。2.如权利要求1所述的超音速无尾飞机气动布局，其特征在于：所述机身(1)重心前侧和重心后侧的侧向投影面积比为1.4。3.如权利要求1所述的超音速无尾飞机气动布局，其特征在于：所述机身(1)的全机细长比为6.5。4.如权利要求1所述的超音速无尾飞机气动布局，其特征在于：所述平尾(3)的尾尖(7)宽度为800mm，所述机翼(2)与平尾(3)的翼尖扭转角为2
°
。

技术总结
本申请属于飞行器设计领域，为一种超音速无尾飞机气动布局，针对超音速无尾布局飞机，以增大航向稳定性、降低超音速阻力、降低亚音速低头力矩，改善巡航性能为目标，分别对飞机前体、后体、尾尖等部件开展优化设计。本申请中的优化设计方法适用于所有超音速无尾布局飞机，机身包括前体和后体，前体泛指飞机的机头位置，后体泛指飞机从重心到末尾之间的结构，前体与后体之间为中机身。前体与后体之间为中机身。前体与后体之间为中机身。


技术研发人员：詹光 石钧之 刘晓冬 李惠璟 衣然
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
技术研发日：2022.11.18
技术公布日：2023/4/18