1.本发明属于飞行器设计技术领域，具体涉及一种分体式联翼布局飞机。


背景技术：

2.飞翼布局飞机采用了翼身融合技术，取消传统气动布局的水平尾翼和垂直尾翼，整体看上去就是一个升力面。这种气动布局可在提高升阻比，减小雷达反射面积的同时，有效降低结构质量，扩大飞行包线，从而节省能耗。因此，飞翼布局飞机在速度、航程和隐身性能方面都优于传统布局飞机。
3.但是，这种特殊的气动布局带来大升阻比的同时，也给飞行控制系统设计带来了难题。首先，由于机翼展弦比大而翼身短，再加上没有水平安定面和升降舵，这会导致飞机的纵向不稳定、操纵面效能低下和机动性能弱等问题。其次，由于没有垂直尾翼，飞翼布局飞机的横侧向气动阻尼下降，需要新增额外的操纵机构实现飞机的偏航操作，这无疑又加大了飞行控制系统设计的难度。再者，飞翼布局飞机在高速飞行时，翼尖处的涡旋气流会产生较大的诱导阻力，严重时会使翼尖发生失速，升力中心前移，从而使飞机产生额外的抬头力矩，加剧飞翼布局飞机整体失速情况的发生。
4.另一方面，在上世纪八十年代，为了寻求更优的结构和气动布局，人们提出了联翼的概念。联翼布局飞机是一种将前机翼和后机翼布置成在俯视和前视上均为“菱形”状布局的飞机，但受制于当时的材料水平和计算机水平，对联翼布局飞机的研究一直处于理论阶段。
5.近年来，国内外开始尝试把联翼布局的概念应用到大展弦比长航时飞机上，这种应用是在传统布局飞机上增加一体式联翼实现的。具体地，大都是在垂尾上方增加一块联翼，联翼两端支撑于机翼结构中部或翼尖结构处。虽然这种一体式联翼布局形式可有效减少飞行阻力、改善机翼根部受力并在一定程度上降低结构重量，但却严格限制了发动机布局形式，同时也并没有充分发挥联翼在改善控制和提高气动性能方面的作用。


技术实现要素：

6.本发明的目的在于提供一种分体式联翼布局飞机，解决飞翼布局飞机在控制性能、纵向稳定性和高速飞行气动特性等方面存在的问题，并充分发挥联翼布局飞机在改善控制、提高气动性能等方面的优势，同时兼容多样的动力装置布局形式。
7.为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
8.一种分体式联翼布局飞机，包括主机翼、翼尖小翼、联翼、v型尾翼、尾翼连杆及动力装置，所述主机翼为双后掠飞翼且两侧翼尖处各装有一个帆板式翼尖小翼，主机翼中段上表面靠近后缘处对称安装有两根尾翼连杆，尾翼连杆为中空可变截面直杆，在主机翼中段尾部安装有动力装置，主机翼的翼尖后缘设有襟副翼舵，所述联翼为前掠翼，采用对称翼型，联翼一端与翼尖小翼顶端固定连接，另一端与v型尾翼顶端固定连接，左右两个联翼相互独立、对称分布，联翼后缘设有升降舵，所述v型尾翼为分体、后掠、渐缩型尾翼，采用对称
翼型，v型尾翼底端固定在尾翼连杆上，在v型尾翼后缘设置有方向舵。
9.所述主机翼为双后掠飞翼，飞翼中段的后掠角为55
°‑
63
°
，外段的后掠角为28
°‑
33
°
，主机翼的上反角为3
°‑
10
°
。
10.所述的翼尖小翼为帆板式翼尖小翼，由上小翼和下小翼构成，上小翼为梯形，底边长度与主机翼翼尖弦长相等，顶边长度与联翼翼尖弦长相等。上小翼的前缘后掠角为48
°‑
53
°
，后缘后掠角为34
°‑
39
°
；下小翼同样为梯形，底边与上小翼底边重合，顶边长度为底边的40％
‑
43％，下小翼的前缘后掠角为68
°‑
73
°
，后缘后掠角为14
°‑
19
°
。
11.所述的联翼为等剖面前掠翼，前掠角为28
°‑
33
°
，下反角为8
°‑
12
°
。
12.所述的v型尾翼为分体式后掠渐缩型尾翼，尾翼的外倾角为51
°‑
58
°
，后掠角为47
°‑
53
°
，安装在尾翼连杆后方60％处至杆件末端。
13.所述的尾翼连杆为平行分布的两根中空直杆，截面形状为椭圆形或者圆形，长度为飞机长度的40％
‑
44％。
14.所述的动力装置为单发尾推式动力装置，安装在主机翼中部后缘处，推力直接且控制系统简单，所述动力装置由动力支架、发动机及螺旋桨组成，所述动力支架为后掠型且在其顶部后缘处固定安装有发动机，所述发动机的推力线与飞机重心同高度，且在发动机的输出端安装有螺旋桨。
15.在所述的主机翼后缘设置襟副翼舵，在所述的联翼后缘设置升降舵，在所述的v型尾翼后缘设置方向舵。各舵面之间通过气动耦合实现对所述的一种分体式联翼布局飞机在x、y、z三个方向上实施直接控制力。
16.本专利相比于现有技术的有益技术效果为：
17.本发明主机翼与翼尖小翼、联翼、v型尾翼和尾翼杆结合而成的新型布局的一种分体式联翼布局飞机，其既具有飞翼布局的气动性能、隐身性能和较大的内部空间等特点，又因增设了翼尖小翼、联翼和v型尾翼增加了一种飞翼布局飞机的安定面和控制舵面使本发明具有良好飞行稳定性和控制性能，主机翼、翼尖小翼、联翼、v型尾翼和尾翼连杆构成的双联翼布局能降低飞行时的诱导阻力、增大的升力、极大地提高了失速迎角，一种分体式联翼布局飞机各部分相互连接形成的闭合结构提高了一种分体式联翼布局飞机整体的结构强度、改善了一种分体式联翼布局飞机在高速飞行时的气动颤振问题，分体式联翼布局形式和高于主机翼的单发动力设置使分体式联翼布局飞机实现了直接力控制，改善飞机的飞行品质。
附图说明
18.图1本发明一种分体式联翼布局飞机的立体图；
19.图2本发明一种分体式联翼布局飞机的正视图；
20.图3本发明一种分体式联翼布局飞机的俯视图；
21.图4本发明一种分体式联翼布局飞机的侧视图；
22.图5本发明一种分体式联翼布局飞机的翼尖小翼示意图；
23.图6本发明一种分体式联翼布局飞机的尾翼示意图；
24.图7本发明一种分体式联翼布局飞机的直接升力控制示意图；
25.图8本发明一种分体式联翼布局飞机的直接侧力控制示意图；
26.图9本发明一种分体式联翼布局飞机的直接阻力控制示意图；
[0027]1‑
主机翼，2
‑
翼尖小翼，3
‑
联翼，4
‑
v型尾翼，5
‑
尾翼连杆，6
‑
动力装置，7
‑
襟副翼舵，8
‑
升降舵，9
‑
方向舵。
具体实施方式
[0028]
下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。
[0029]
如图1至图6所示，一种分体式联翼布局飞机，包括主机翼1、翼尖小翼2、联翼3、v型尾翼4、尾翼连杆5及动力装置6，所述主机翼1为双后掠飞翼且两侧翼尖处各装有一个帆板式翼尖小翼2，翼尖小翼2的翼面与主机翼1的对称平面平行，主机翼1中段上表面靠近后缘处对称安装有两根尾翼连杆5，尾翼连杆5为中空可变截面直杆，在主机翼1中段尾部安装有动力装置6，主机翼1的翼尖后缘设有襟副翼舵7，所述联翼3为前掠翼，采用对称翼型，联翼3一端与翼尖小翼2顶端固定连接，另一端与v型尾翼4顶端固定连接，左右两个联翼3相互独立、对称分布，联翼3后缘设有升降舵8，所述v型尾翼4为分体、后掠、渐缩型尾翼，采用对称翼型，v型尾翼4底端固定在尾翼连杆5上，在v型尾翼4后缘设置有方向舵9，分体式联翼3布局飞机由主机翼1、翼尖小翼2、联翼3、v型尾翼4和尾翼连杆5连接形成，左右两侧的联翼3相互独立、对称分布；左右两侧的分体式联翼3各自形成闭合结构，能有效提高飞机整体的结构强度，并改善飞机在高速飞行时的气动颤振问题。
[0030]
所述主机翼1为双后掠飞翼，飞翼中段的后掠角为60
°
，外段的后掠角为30
°
，主机翼1的上反角为5
°
，主机翼1后缘为m形锯齿状。
[0031]
所述的翼尖小翼2为帆板式翼尖小翼，小翼由上小翼和下小翼构成，上小翼为梯形，底边长度与主机翼1翼尖弦长相等，顶边长度与联翼3翼尖弦长相等。上小翼的前缘后掠角为50
°
，后缘后掠角为37
°
，能够有效防止机翼下表面气流通过翼尖绕到机翼上表面，从而避免了翼尖涡的形成；下小翼同样为梯形，底边与上小翼底边重合，顶边长度为底边的40％，下小翼的前缘后掠角为70
°
，后缘后掠角为16
°
，下小翼与上小翼一起可使得所述主机翼1大迎角飞行时气动性能良好。所述翼尖小翼2的上小翼具备大后掠角特征，在高度上能使主机翼1与联翼3在竖向上有错位，降低主机翼1与联翼3气动耦合带来的消极影响。
[0032]
所述的联翼3为等剖面前掠翼，前掠角为30
°
，下反角为10
°
，联翼3的翼型为naca0008对称翼型，在起到提高分体式联翼3布局飞机俯仰安定性和俯仰操纵的作用的同时，可与翼尖小翼2连接以提高飞机的失速迎角，联翼3增加了机翼面积降低了飞机的翼载。
[0033]
所述的v型尾翼4为分体式后掠渐缩型尾翼，用以改善飞翼的飞行稳定性，增强俯仰和偏航方向的易控性，尾翼的外倾角为55
°
，后掠角为50
°
，安装在尾翼连杆5后方60％处至杆件末端。
[0034]
所述的尾翼连杆5为平行分布的两根中空直杆，用以建立所述v型尾翼4与主机翼1之间的连接关系，尾翼连杆5截面形状为椭圆形或者圆形，长度为飞机长度的40％
‑
44％，内部穿设对所述联翼3和所述v型尾翼4的控制线路。
[0035]
所述的动力装置6为单发尾推式动力装置，安装在主机翼1中部后缘处，推力直接且控制系统简单，所述动力装置6由动力支架、发动机及螺旋桨组成，所述动力支架为后掠型且在其顶部后缘处固定安装有发动机，所述发动机的推力线与飞机重心同高度，且在发动机的输出端安装有螺旋桨。
[0036]
在所述的主机翼1后缘设置襟副翼舵7，在所述的联翼3后缘设置升降舵8，在所述的v型尾翼4后缘设置方向舵9。各舵面之间通过气动耦合实现对所述的一种分体式联翼3布局飞机在x、y、z三个方向上实施直接控制力。
[0037]
如图7所示，所述分体式联翼布局飞机z向升力的舵面偏转方式：主机翼1上的襟副翼舵7向下偏转一定角度，主机翼1两侧产生的气动力在y方向上分量抵消，并形成z向合力。两侧联翼3上的升降舵8均向下偏转一定角度，产生的气动力在y方向上的分量为0，并形成z向合力。同理，v型尾翼4上的方向舵9均向下偏转一定角度，产生的气动力在y方向上的分量为0，也形成z向合力。最终，所述分体式联翼布局飞机升力的合力方向沿z轴正向，从而实现对所述分体式联翼布局飞机的直接升力控制。相反地，若想让所述分体式联翼布局飞机升力的合力方向沿z轴负向，可通过与上述操作相反的舵面偏转方式实现。
[0038]
如图8所示，所述分体式联翼布局飞机y向侧力的舵面偏转方式：主机翼1左侧襟副翼舵7向上偏转一定角度，左侧联翼3上的升降舵8向下偏转一定角度，左侧v型尾翼4上的方向舵9向上偏转一定角度，三个翼面上的升力共同产生y轴正向的合力；同时，主机翼1右侧襟副翼舵7向下偏转一定角度，右侧联翼3上的方向舵8向上偏转一定角度，右侧v型尾翼4上的方向舵9向下偏转一定角度，三个翼面上的升力也共同产生了y轴正向的合力；最终，飞机合力的方向沿y轴正向，从而实现对所述分体式联翼布局飞机的直接侧力控制。相反地，若想让所述分体式联翼布局飞机侧力的合力方向沿y轴负向，可通过与上述操作相反的舵面偏转方式实现。
[0039]
如图9所示，所述分体式联翼布局飞机x向阻力的舵面偏转方式：主机翼1上的襟副翼舵7向上偏转一定角度，两侧机翼产生的气动力在y向上分量抵消，主机翼1产生的z向升力减小。两侧联翼3上的升降舵8向下偏转一定角度，产生的气动力在y向上分量抵消，z向升力增大。同理，v型尾翼4上的方向舵9向下偏转一定角度，产生的气动力在y向上分量抵消，z向升力增大。最终，主机翼1、联翼3和v型尾翼4上三组升力在z向上的合力不变。此时，由于舵面的偏转导致飞机两侧联翼3闭合结构的几何面积减小，飞机前后压差增大，达到使飞机减速的目的。从而实现对所述分体式联翼布局飞机直接阻力控制。
[0040]
除上述在x、y、z轴上进行直接力控制外，所述分体式联翼布局飞机的偏航控制方式有两种：一种是利用v型尾翼4上的方向舵9进行偏转，产生偏航力矩，主要在所述分体式联翼布局飞机进行低机动飞行时使用；另一种是利用主机翼1一侧的襟副翼7向上偏转一定角度，同时，将同侧联翼3上的升降舵8和尾翼上的方向舵9均向下偏转一定角度，另一侧的襟副翼7、联翼3上的升降舵8和尾翼上的方向舵9不偏转，从而使飞机左右两侧阻力不对称并产生偏航力矩，实现飞机的偏航，可在所述分体式联翼布局飞机需要进行高机动飞行时使用。
[0041]
所述分体式联翼布局飞机的横滚控制方式也有两种：一种是利用主机翼1上的襟副翼舵7的偏转，实现飞机的横滚，适用于低机动飞行工况；另一种是主机翼1的左侧襟副翼舵7、左侧联翼3上的升降舵8、左侧尾翼4上的方向舵9同时向下偏转一定角度，三个翼面上的升力共同形成了沿y轴正向的合力增量。与此同时，将主机翼1右侧襟副翼舵7、右侧联翼3上的升降舵8、右侧尾翼4上的方向舵9均向上偏转一定角度，使得三个翼面上的升力减小。此时，所述分体式联翼布局飞机左右两侧升力不对称，从而产生了横滚力矩，可以让所述分体式联翼布局飞机实现高机动横滚。
[0042]
所述分体式联翼布局飞机的俯仰控制方式也有两种：一种是利用联翼3上的升降舵8的偏转，实现飞机的低机动俯仰控制；另一种是利用联翼3上的升降舵8配合v型尾翼4上的方向舵9同向偏转，从而实现所述分体式联翼布局飞机的高机动俯仰控制。
[0043]
所述分体式联翼布局飞机可以实现在x、y、z方向上的直接力控制，并可通过多舵面的协同控制方式实现高机动飞行状态控制。重要的是，所述分体式联翼布局飞机能够在某一个或多个舵面发生故障时，通过其它舵面进行控制补偿，从而降低故障对所述分体式联翼布局飞机安全性的影响。