一种极简超声速飞翼布局飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器气动设计领域，特别涉及一种极简超声速飞翼布局飞行器。

背景技术

超声速飞翼布局是未来战斗机一个重要发展方向。相比于现有战斗机，飞翼布局飞行器由于取消了平尾和立尾，具有更好的全向隐身能力，更轻的结构重量，更小的阻力，以及更高的升阻比，因此，具有更强的战场生存能力，更大的作战半径，更久的航时。

然而，目前世界上还没有实用型的全无尾战斗机。由于平尾和立尾的取消，导致飞翼布局飞行器存在本身稳定性差、操纵面控制能力弱的缺点。而飞翼布局飞行器在超声速飞行中的横航向控制更是世界范围内的难点。因此，如何提高飞翼布局飞行器在超声速巡航状态下的航向稳定度是研究超声速飞翼布局的关键气动问题。此外，飞翼布局飞行器的操纵面一般分布于机翼后缘，从而导致纵向操纵力臂较短。若获得与常规布局等效的俯仰操纵效果，则需要付出更大升力损失的代价。并且，当飞行器处于超音速飞行时，操纵面效率将大大降低，从而导致控制压力增大。因此，如何合理的布置操纵面也是超声速无尾布局飞行器设计的一大难题。

发明内容

本发明意在提供一种极简超声速飞翼布局飞行器，解决了全无尾战斗机操纵面合理布置的问题。

为了达到上述目的，本发明的技术方案如下：一种极简超声速飞翼布局飞行器，包括机身和与机身融合一体的两幅机翼，所述飞行器的前缘采用后掠角为65°的单后掠型，所述飞行器的后缘采用三个“λ”型拐折拼接而成，所述飞行器后缘的前掠角均为28°。

进一步的，所述机翼后缘对称分布有两个喷管和对称设置在喷管两侧的升降舵、内副翼、外副翼，所述升降舵靠近喷管，所述内副翼位于升降舵与外副翼之间，所述外副翼靠近机翼外侧；每个所述外副翼的一侧均设有一个嵌入面。

进一步的，所述飞行器的控制方法：两个所述升降舵同时向左偏转或同时向右偏转可控制飞行器俯仰运动；两个所述内副翼左右交叉偏转可控制飞行器进行滚转运动；每个所述外副翼向下偏转时，对应的嵌入面向上偏转可用于飞行器的偏航运动。

通过上述设置，可实现飞行器的各种姿态的调整和控制，提高了全无尾战斗机操纵性能。

进一步的，所述喷管出口处的高宽比为1:2。

通过上述设置，可有效的降低后缘所带来的阻飞行阻力。

与现有技术相比，本方案的有益效果：

本方案通过增高喷管外壁及喷管口来实现外形增稳的目的，避免了采取立尾增稳对隐身性能产生破坏的情况；利用推进操稳一体化设计方法，增大了组合操纵面的相对面积，从而增大了舵效；采用组合操纵面方式实现了对飞行器的三轴控制，取代了常规布局飞行器平尾和立尾的作用。同时本飞行器保持了飞翼布局隐身性能好，阻力小，升阻比高，作战半径长的优点。

附图说明

图1是本发明一种极简超声速飞翼布局飞行器的主视图；

图2是本发明一种极简超声速飞翼布局飞行器的俯视图；

图3是本发明一种极简超声速飞翼布局飞行器的侧视图；

图4是图3中虚线处的剖视图；

图5是本实施例中飞行器的双站雷达散射特性图；

图6是本实施例中飞行器的横航向扰动系统响应曲线。

具体实施方式

下面通过具体实施方式对本发明作进一步详细的说明：

说明书附图中的附图标记包括：机身1、后掠角2、前缘3、前掠角4、外副翼5、内副翼6、升降舵7、重心8、后缘9、嵌入面10、喷管11。

实施例

如附图1至图3所示：一种极简超声速飞翼布局飞行器，包括机身1和与机身1融合一体的两幅机翼，飞行器的前缘3采用后掠角2为65°的单后掠型，此设计适用于超声速巡航。机身1的后缘9采用三个“λ”型拐折结构拼接而成，机身1的后缘9前掠角4均为28°。机身1的后缘9对称分布有两个喷管11和对称设置在喷管11两侧的升降舵7、内副翼6、外副翼5，喷管11所在的机身1外壁相上隆起，喷管11上出口处的高宽比为1:2，两个喷管11尽量靠近，从而增大升降舵8的相对面积，以增加舵效。升降舵7靠近喷管11，内副翼6位于升降舵7与外副翼5之间，外副翼5靠近机翼外侧；每个外副翼5的前侧均设有一个嵌入面10。

本飞行器的控制方法：两个升降舵7同时向左偏转或同时向右偏转可控制飞行器俯仰运动；两个内副翼6左右交叉偏转可控制飞行器进行滚转运动；每个外副翼5向下偏转而对应的嵌入面10向上偏转，从而平衡嵌入面10所产生的滚转力矩，从而利用外副翼5和嵌入面10组合控制飞行器的偏航运动。

本飞行器的机身1以重心8为界分为前体和后体，在确保隐身要求的前提下，通过增高后体中喷管11出口处机身外壁的方法来实现增加后体投影面积的目的，有利于增加飞行器的航向稳定性；如附图4所示，图4中位于下侧的视图为未增高前的飞行器横截面剖视图，其中喷管11出口处的机身外壁距离喷管11较近，图4中位于上侧的视图为增高后的飞行器横截面剖视图，从视图可知，通过增高喷管11出口处的机身外壁使其出现了类似于垂尾的结构，从而增加了航向稳定性。

为了进一步说明采用上述外形增稳方法(即增高喷管11出口处机身外壁的方法)的优点，计算了飞行器水平极化双站雷达散射特性，结果如附图5所示，由图可知，飞行器前后(即±60°处)隐身性能良好。

本方案的工作过程，当飞行器的巡航高度为15km，巡航速度为1.5倍音速，迎角为4°的状况下，给定2°的侧滑扰动。按照一级飞行品质要求，得到带增稳环节的系统响应如下图6所示。由图6可见，飞行器的侧滑扰动能够较快的被消除，并且舵面偏转均在合理范围内。若放宽飞行品质要求，则嵌入面12偏角还可以进一步减小。由此说明飞行器在超声速巡航状态下，飞行器航向基本可控。

以上的仅是本发明的实施例，方案中公知的具体结构和/或特性等常识在此未作过多描述。应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本发明结构的前提下，还可以作出若干变形和改进，这些也应该视为本发明的保护范围，这些都不会影响本发明实施的效果和专利的实用性。本申请要求的保护范围应当以其权利要求的内容为准，说明书中的具体实施方式等记载可以用于解释权利要求的内容。