專利名稱：一種無尾翼身融合飛機的中央機體的制作方法
技術領域：
本發明涉及飛行器設計領域，具體是一種無尾翼身融合飛機的中央機體。
背景技術：
無尾翼身融合飛機作為一種新概念的布局形式，其優越的氣動和綜合性能已逐漸得到航空工業界的認可，相對于常規布局的飛機，無尾翼身融合布局具有以下幾個優點，減小了浸濕面積，具備了較高的氣動效率，因而減小了燃油消耗、降低了氮氧化物的排放；將發動機置于寬大機體上表面，減小噪音水平；寬大的中央機體易于裝載。無尾翼身融合飛機具備了眾多的優勢，但中央機體的設計依然是一個難點。中央機體由翼型剖面構成，因而翼型設計是關鍵。首先，無尾翼身融合飛機的中央機體必須滿足裝載要求，因此要求中央機體翼型相對厚度較大，而較大相對厚度的翼型在跨聲速飛行時易產生較強的激波，使得阻力增大；其次，中央機體是升力體，需產生升力，這也是無尾翼身融合飛機區別于常規布局飛機的一個重要特點；最后，由于取消了尾翼，如何保證飛機縱向平衡也成為中央機體翼型設計的難點之一。綜上，若中央機體采用超臨界翼型或其它現有翼型(如較厚的對稱翼型等)均無法滿足無尾翼身融合飛機的裝載、氣動和縱向配平的要求。
發明內容
為克服現有技術中存在的無法滿足無尾翼身融合飛機的裝載、氣動特性和縱向配平要求的不足，本發明提出了一種無尾翼身融合飛機的中央機體。本發明中，中央機體根部與該中央機體對稱面重合，中央機體梢部位于中央機體對稱面的兩側。本發明以中央機體的一側加以描述中央機體包括中央機體根部、內側控制面、外側控制面和中央機體梢部，并將所述中央機體根部、內側控制面、外側控制面和中央機體梢部通過線性插值獲得中央機體的三維構型。中央機體平面形狀為由中央機體根部弦長與梢部弦長為兩邊、中央機體梢部距中央機體根部的展向距離為高構成的梯形，中央機體根部的弦長為L，中央機體梢部的弦長1
0. 61916L，中央機體前緣后掠角a為36. 59°，且中央機體梢部距中央機體根部的展向距離Sffi= 0.28133L。中央機體根部前緣頂點6的坐標為(0，0，0)。根據上述幾何參數確定中央機體梢部前緣頂點距中央機體根部前緣頂點的弦向距離d = 0. 20884L,中央機體梢部前緣頂點9坐標為(0. 20884L，0. 28133L,0)。所述內側控制面鄰近中央機體根部，距中央機體根部的展向距離Srt= 0. 06634L。 該內側控制面前緣頂點的坐標為(0. 049247L，0. 06634L，0)。所述外側控制面鄰近中央機體的梢部，距中央機體根部的展向距離S,= 0. 17567L。該外側控制面前緣頂點的坐標為(0. 130414L，0. 17567L，0)。中央機體根部的翼型、內側控制面的翼型、外側控制面的翼型和中央機體梢部截面的翼型均采用前加載后卸載翼型。在成形所述中央機體根部的截面形狀時，將所述前加載后卸載翼型的前緣點置于中央機體根部前緣頂點處，并將翼型的橫坐標χ和縱坐標y 分別放大L倍，即可得到中央機體根部的截面形狀。在成形所述內側控制面截面形狀時， 將所述前加載后卸載翼型的前緣點置于內側控制面前緣頂點，并將翼型的橫坐標χ放大 0. 910196L倍，縱坐標y放大0. 98301IL倍，得到內側控制面的截面形狀。在成形所述外側控制面截面形狀時，將所述前加載后卸載翼型的前緣點置于外側控制面前緣頂點，并將翼型的橫坐標χ放大0. 762185L倍，縱坐標y放大0. 838403L倍，得到外側控制面4的截面形狀。在成形所述中央機體梢部截面形狀時，將所述前加載后卸載翼型的前緣點置于中央機體梢部前緣頂點，并將翼型的橫坐標χ放大0. 61916L倍，縱坐標y放大0. 631543L倍，得到中央機體梢部的截面形狀。上述各基本翼型數據點如表所示，其中翼型的前緣點為(0，0)。翼型上表面數據點
權利要求
1. 一種無尾翼身融合飛機的中央機體，其特征在于，中央機體根部與該中央機體對稱面重合，中央機體梢部位于中央機體對稱面的兩側；本發明以中央機體的一側加以描述中央機體包括中央機體根部、內側控制面、外側控制面和中央機體梢部，并將所述中央機體根部、內側控制面、外側控制面和中央機體梢部通過線性插值獲得中央機體的三維構型；央機體平面形狀為中央機體平面形狀為由中央機體根部弦長與梢部弦長為兩邊、中央機體梢部距中央機體根部的展向距離為高構成的梯形，中央機體根部的弦長為L，中央機體梢部的弦長Iffi= 0. 61916L，中央機體前緣后掠角a為36. 59°，且中央機體梢部距中央機體根部的展向距離Sffi= 0.28133L;中央機體根部前緣頂點坐標為(0，0，0)；根據上述幾何參數確定中央機體梢部前緣頂點距中央機體根部前緣頂點的弦向距離d = 0. 20884L,中央機體梢部前緣頂點坐標為(0.20884L，0.28133L，0)；所述內側控制面鄰近中央機體根部， 距中央機體根部的展向距離srt=0. 06634L;該內側控制面前緣頂點的坐標為(0. 049247L, 0.06634L，0)；所述外側控制面鄰近中央機體的梢部，距中央機體根部的展向距離s,= 0. 17567L ；該外側控制面前緣頂點的坐標為(0. 130414L，0. 17567L，0)；中央機體根部的翼型、內側控制面的翼型、外側控制面的翼型和中央機體梢部截面的翼型均采用前加載后卸載翼型；在成形所述中央機體根部的截面形狀時，將所述前加載后卸載翼型的前緣點置于中央機體根部前緣頂點處，并將翼型的橫坐標χ和縱坐標y分別放大L倍，即可得到中央機體根部的截面形狀；在成形所述內側控制面截面形狀時，將所述前加載后卸載翼型的前緣點置于內側控制面前緣頂點，并將翼型的橫坐標χ放大0. 910196L 倍，縱坐標y放大0. 98301IL倍，得到內側控制面的截面形狀；在成形所述外側控制面截面形狀時，將所述前加載后卸載翼型的前緣點置于外側控制面前緣頂點，并將翼型的橫坐標χ 放大0. 762185L倍，縱坐標y放大0. 838403L倍，得到外側控制面4的截面形狀；在成形所述中央機體梢部截面形狀時，將所述前加載后卸載翼型的前緣點置于中央機體梢部前緣頂點，并將翼型的橫坐標χ放大0. 61916L倍，縱坐標y放大0. 631543L倍，得到中央機體梢部的截面形狀；上述各基本翼型數據點如表所示翼型上表面數據點
全文摘要
一種無尾翼身融合飛機的中央機體。所述中央機體平面形狀為由中央機體根部弦長與梢部弦長為兩邊、中央機體梢部距中央機體根部的展向距離為高構成的梯形。中央機體根部、內側控制面、外側控制面和中央機體梢部通過線性插值獲得中央機體的三維構型。中央機體根部與該中央機體對稱面重合，中央機體梢部位于中央機體對稱面的兩側。構成中央機體的翼型采用前加載后卸載翼型。該翼型在提供較大升力的同時也提供了較大的抬頭力矩，并且提供了比現有翼型更強的縱向控制能力。本發明有超臨界翼型的特性，減小了跨聲速飛行時的激波阻力，提高阻力發散馬赫數，克服了現有技術中存在的無法滿足無尾翼身融合飛機的裝載、氣動特性和縱向配平要求的不足。
文檔編號B64C3/10GK102530236SQ201210053760
公開日2012年7月4日 申請日期2012年3月3日 優先權日2012年3月3日
發明者張彬乾, 李沛峰, 林宇, 沈冬, 王元元, 褚胡冰, 陳真利 申請人:西北工業大學