斜置翼身融合飞机 |
|||||||
| 申请号 | CN200880105018.0 | 申请日 | 2008-08-29 | 公开(公告)号 | CN101795939A | 公开(公告)日 | 2010-08-04 |
| 申请人 | 高级产品开发有限责任公司; | 发明人 | 威廉·兰道尔·麦克唐奈; | ||||
| 摘要 | 一种斜翼飞机(1)，其被设计用于减小的表面积体积比。所述飞机具有斜翼，所述斜翼包括：在所述机翼一侧上的前掠翼部分(27)和在所述机翼相反侧上的后掠翼部分(29)。中心倾斜 翼型 部分(25)连接所述前掠翼部分和后掠翼部分。所述中心倾斜翼型部分在其中心线附近的具有的翼弦大于所述前掠翼部分或后掠翼部分的翼弦。随着所述中心倾斜翼型部分朝向所述前掠翼和后掠翼部分向 外延 伸，所述中心倾斜翼型部分的翼弦比所述前掠翼部分或后掠翼部分渐缩更快。所述中心倾斜翼型部分被成形为不仅仅用作圆形整流装置以便以不同斜翼 角 填充斜翼与 机身 之间的间隙，也不是X机翼构形中的第二机翼。优选地，所述飞机是飞翼式飞机。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种被设计用于减小的表面积体积比的斜翼飞机，所述飞机具有斜翼，所述斜翼包括： |
||||||
| 说明书全文 | 斜置翼身融合飞机[0001] 相关申请 技术领域背景技术[0004] 过去，人们开发出诸如B-2轰炸机之类的翼身融合飞机，而且人们也开发出如图1中所示的具有椭圆形或近椭圆形机翼平面形状的斜置飞翼。 [0005] 通过使暴露于空气流的表面积最小化，诸如B-2之类的翼身融合飞机比单纯的飞翼实现更小的阻力。这通过具有中心主体而实现，该中心主体在机翼平面形状中尽可能实际上接近于圆，但通常在前部具有尖头以减小压缩性阻力，并且在侧部附接有机翼以增大翼展，从而减小由于形成升力造成的诱导阻力。具有圆形机翼平面形状的机翼基于圆在给定封闭面积时具有最小周长或者球在给定表面积时具有最大体积的相同原因具有最小量的表面积内体积比。翼身融合飞机还由于后掠翼可类似于水平尾面作用而在更靠后的重心具有固有的俯仰稳定性。翼身融合飞机的进一步的背景在R.H.Liebeck，″Design of the Blended-Wing-Body Subsonic Transport(翼身融合亚音速运输机的设计)，″Journal OfAircraft，Vol.41，No.1，January-February 2004，pp.10-25中给出，该文献在此通过引用并入本文。 [0006] 过去已提出的斜置飞翼飞机具有类似于图1所示的机翼平面形状以不同倾斜角飞行的椭圆形或近椭圆形机翼，从而在不同马赫数下对压缩性阻力和诱导阻力进行权衡。图1所示的设计从其由R.T.Jones在20世纪50年代提出后保持相对不变。斜翼研究历史在M.Hirschberg，D.Hart和T.Beutner的″ASummary of a Half-Century of Oblique Wing Research″45th AIAA AerospaceSciences Meeting and Exhibit，AIAA Paper 2007-150，Jan.2007中可见，该文献在此通过引用并入本文。 [0007] 在低速下的飞机可沿接近于零掠角的低速方向2飞行，以使由于升力的诱导阻力最小。在高速下，压缩性阻力变得更为重要并最终占优。不过，由于升力所致的压缩性阻力和由于内体积所致的压缩性阻力可通过使升力和体积沿飞行方向伸展得更远而减小。这样，随着飞机飞行越来越快，机翼后掠至越来越大的掠角，以在诱导阻力与压缩性阻力特性之间权衡最优。垂直于机翼的空气速度分量可保持亚音速，以有效地使机翼和空气非常类似于亚音速飞行翼相互作用。发动机6通常被构想为安装在机翼底部上的旋转吊舱中。机翼的较小弦长和有限的厚度使得更难以将发动机集成到机翼中，而且为了使飞机形成具有足以使乘客可在舱中站立的足够厚的机翼，飞机必须很大能装载大约六百名乘客。最大的可能圆5在图1所示的飞机的机翼平面形状上绘制。可见，该圆为仅包围小百分比的飞机的机翼平面形状面积的小圆。由此可以确定，该飞机具有大的表面积内体积比，因而在高速和低速构形中均具有大量表面摩擦。而且，由于所述圆较小，且对于用在此飞翼式飞机上的翼型的弦长而言存在有限的厚度极限，因而我们可以知道飞行器的厚度将不会很大，从而使得封装飞行器更为困难或者要求飞行器大于例如希望其包含用于乘客或其它部件的舱。 [0008] 过去，人们还曾提出也具有传统机身的斜翼飞机。由于机翼与机身之间相互作用而产生问题，而且由于机身的体积造成的高压缩性阻力导致大多数设计者转向飞翼式构形。 [0009] 斜置飞翼飞机比诸如B-2隐形轰炸机之类的翼身融合飞机具有更大的表面积体积比，而且其还需要很靠前的重心，或者不稳定且难以控制，并且通常必须设置有先进的人工稳定系统。 发明内容[0011] 图1是传统斜置飞翼式飞机的平面图(现有技术)。 [0012] 图2是本发明的一个实施例的平面图。 [0013] 图3是本发明的另一实施例的平面图。 [0014] 图4是图2中所示的本发明的实施例的后视图，其采用与前掠翼27和中心主体25的前缘9垂直的低速构形。 [0015] 图5是根据图2的剖视图，其中从平行于前缘9的左翼向内观看，如图2中的线5-5所示。 具体实施方式[0016] 参见图2，中心翼型部分，在此被称为“中心主体”25被设计成始于飞机机翼平面形状中心处以虚线显示的圆7。渐缩过渡区域15和13添加在所述圆的两侧上，以形成中心主体25的左侧和右侧，前掠翼27和后掠翼29然后附接到中心主体25，如图2中的平面图所示。中心主体25自身是具有翼型截面的机翼部分。前掠翼27优选地具有前缘9，该前缘9是中心主体的前掠过渡区域15的前缘的延伸部。后掠翼29具有在俯仰轴39之后的空气动力学中心，以有助于在绕俯仰轴39俯仰中使飞行器稳定。用于这种构形的俯仰轴39被限定为平行于前掠翼的四分之一翼弦，但穿过飞行器的重心，如图2所示。优选地，后掠翼空气动力学中心比前掠翼空气动力学中心远在俯仰轴39之后。为了俯仰和横滚中利用对应最小阻力的最小控制表面偏斜平衡飞机，用于图2中所示构形的后掠翼29相对于前掠翼27优选具有正二面角和较小倾角。对于大掠角的偏航调整，垂直安定面23可位于后掠翼29的端部。对于希望偏航至较小掠角的斜翼，本发明比传统斜翼飞机具有更少的问题，如将在下文中所述。不过，对于选定的特定设计，如果飞机仍然希望旋转至较小掠角，则应使更多的垂直安定面23位于机翼上方而不是下方。在机翼上方的这种安定面面积产生向内(在这种情况下向右)的力，以阻止飞机自然旋转回到较小掠角。通过使安定面位于机翼的更上方，安定面还用作小翼以减小诱导阻力，这是因为向上的小翼将自然地产生向内力，并且，位于机翼上方向内推的安定面通过防止机翼下方的高压空气沿翼尖移动并移动到机翼的顶表面上将自然地倾向用作小翼。如果后掠翼30后掠得更后，例如，如图3所示的构形所示，则飞机在一些情况下会固有地更稳定，或者，对于相同程度的自然稳定性，重心会更靠后。不过，采用如图2所示朝向的后掠翼，飞行器具有更大的展弦比，并可能在相同前掠翼掠角下具有更小的诱导阻力。在低速下，图2所示构形的前向翼和后向翼均可具有零后掠，从而使其更适于使用层流翼型。 [0017] 考虑本发明的另一方式是小展弦比的斜置飞翼式飞机，其可实现低的表面积体积比，不过其添加有翼尖延伸部以实现更固有的俯仰稳定性，且为了由于产生升力所致的低诱导阻力实现必要的翼展。这些更短的翼弦翼尖延伸部被设计成每平方英尺机翼平面形状面积比中心斜翼部分产生大得多的升力，从而补偿其较小的翼弦。这些翼尖延伸部通常根据增大的迎角以较大的升力系数操作实现上述目的，增大的迎角来源于：1)翼尖延伸部在其它抬升表面下游的升流场中的位置；或2)由于增大的倾角所致的增大的俯仰角；或3)根据前掠翼上的二面角所致的增大的俯仰。翼尖延伸部通常还会产生更大的升力系数，这是因为中心主体通常会使用具有较小的升力系数但提供所需升起俯仰力矩的上挠翼型。翼尖延伸部还可通过偏斜的后缘襟翼或其它升力增强装置产生更大的升力系数，不过这通常不是优选方案。翼尖延伸部应被设计成每平方英尺机翼面积提供中心斜翼部分的平均升力的两倍(且优选为三倍)或更大的升力，不过，较小的升力，例如每平方英尺多出30％至60％的升力，对需要在停转翼尖延伸部前需要高度机动性能的一些设计可能是有意义的。 [0018] A.如何布置本发明的机翼平面形状 [0019] 图2显示出本发明的一个实施例的平面图。 [0020] 最大的可能圆7已在飞机机翼平面形状上绘出。相对于如图1所示的现有的斜翼飞机，更大百分比的机翼平面形状面积布置在此圆内，从而针对该构形形成更小的表面积内体积比以及更小的表面摩擦阻力。因此，设计本发明的最优构形通过绘制圆开始。然后，在圆的任一侧上绘制与圆相切并向前和向右以及向后和向左快速渐缩的直线(或者对于镜像布置反之亦然)，从而在中心主体25的左侧和右侧形成过渡区域13和15。最后，机翼29或30和27附接到中心主体25的左侧和右侧。翼弦在圆7两侧的过渡区域13和15中渐缩得越快，则表面积体积比越小而且也越好。不过，翼弦渐缩得越慢，则与体积相关的压缩性阻力通常也越小。结果，这形成设计权衡。如果飞机的最高速度很大，则过渡区域13和15中的翼弦渐缩在理论上会更平缓；而飞机的最高速度越小，则翼弦渐缩得越快。即使对于高速飞行器，中心圆内的面积应大于总机翼平面形状面积的25％，而且通常为机翼平面形状面积的33％或更多。对于低速飞行器，中心圆内的面积应大于总机翼平面形状面积的40％，且优选地大于50％。55％以上至60％接近试图使压缩性阻力最小的实际设计的上限。弦长的渐缩或渐扩速率由平面图中的前缘表面与后缘表面(9和19以及17和21)之间的掠角差限定。在所示构形中，被选择以描述飞机外模线的翼型部分垂直于俯仰轴39布置。如果飞行器用于军事目的并且考虑雷达秘密行动，则诸如9和31的前缘可平行于诸如21的后缘，且前缘54可平行于后缘19，以减小包含在设计中的雷达尖峰信号的数量。 [0021] 飞行器被设计飞行得越快，则希望在前掠翼27及其过渡区域15的前缘9上相对于飞行方向的掠角越大。不过，通常过渡区域13的前缘17上的掠角应保持小于90度，从而使其在高速和低速飞行中均保持前缘。同样，前掠过渡区域15的后缘19应后掠小于90度，从而使其在高速和低速飞行中均保持后缘。结果，渐缩角或过渡区域15的前缘9与后缘19之间的角度通常应小于90度，且优选地小于85度，是前掠过渡区域15的前缘9相对于飞行方向的所希望的最大掠角的负值。类似地，渐缩角或后掠过渡区域13的前缘17与后缘21之间的角度应小于90度，且优选地小于85度，是后掠过渡区域13的后缘21相对于飞行方向的所希望的最大掠角的负值。 [0022] 图2和3显示出对于可替代的后掠翼构形29和30的两种不同掠角。图2所示的后掠翼构形29具有与前掠翼27相同或近似相同的掠角，由此两个机翼均可恰在马赫锥之后后掠，因而空气与机翼的相互作用非常类似于其在亚音速飞行中的相互作用而几乎或完全没有冲击波，但仍实现具有最小诱导阻力的最大展弦比。展弦比是翼展的平方除以机翼的平面形状面积。图2的构形针对后掠翼可表示所希望的最小掠角。 [0023] 不过，图3所示可替代的后掠翼构形30由于飞行器在俯仰时通常更稳定而通常在俯仰稳定性和控制方面具有较小的风险，这是因为，对于相同程度的固有和人工稳定性，后掠翼30的压力空气动力学中心更靠后且飞行器重心会更靠后。如图3所示的后掠翼30也使升降副翼控制表面60和61在俯仰轴39后更靠后，从而使其具有更大的力矩臂，用于对飞行器提供俯仰控制。在图3中，为了使升降副翼61更具空气动力学效率，用于升降副翼61的铰接线63显示为比后掠翼30成更小的掠角。由此可见，铰接线63比前掠翼27A相对于高速飞行方向3后掠得更多，从而使其在马赫锥之后仍能后掠。 [0024] 如图3所示的更大后掠的机翼30通常将更易于设计，以在不停转情况下应对由中心主体25和前掠翼27A产生的宽范围变化的升流角。不过，作为迎角函数的升力曲线斜率或升力系数变化由于较小的掠角而对于后掠翼29比对于机翼30更陡，只要机翼29未停转，这将往往使两种构形之间的俯仰稳定性差异减小。如果使用垂直安定面23，则后掠翼构形30对于相同尺寸的垂直安定面23也提供更大的垂直尾部体积。掠角不同于机翼29和30掠角的后掠翼当然也是可行的，但通常将在这两种构形之间。后掠翼30的前缘18相对于前掠翼27的前缘9的增大的掠角应小于80度，且优选地小于75度，是前掠翼27的前缘 9的高速飞行时最大的设计掠角的负值。 [0025] B.实现低压缩性阻力特性 [0026] 本发明实现低压缩性阻力，这种压缩性阻力是与接近或超过声速相关的阻力，其中空气类似于压缩气体起作用。低压缩性阻力通过具有类似于先前斜翼沿一个方向后掠、从飞行器一端到另一端沿一个方向后掠以保持等压线或恒压线的翼型。不过，本发明与先前斜翼的不同之处在于，在接近于飞行器中心线存在更快的厚度、翼弦和体积的快速积累。不同于先前斜翼，相对于前掠翼27，四分之一弦线1(以虚线显示，并显示出从翼型的前缘至后缘的四分之一路程的部位)和半弦线(未示出)的掠角优选地在中心主体25的中心线的两侧上的过渡区域13和15中增大，其中翼型的翼弦和厚度更快地渐扩或渐缩。四分之一弦线和半弦线的增大的掠角往往补偿由于这种体积快速渐扩或渐缩相关的体积可能导致的增大的压缩性阻力。增大的后掠为空气提供更多时间以移出增大的截面积的路径。 在图2和3所示的优选实施例中，四分之一翼弦在前掠过渡区域15中后掠得更多，这是因为，后缘19明显向后掠，而前缘9与前掠翼27和27A保持相同的掠角。而且，四分之一翼弦在后掠过渡区域13中后掠得更多，这是因为，前缘17明显向后掠，而后缘21保持与前掠翼 27和27A的前缘9相近的适合掠角。例如通过增大前过渡区域15中的前缘9和后缘19的后掠可实现更大的翼弦掠角。虽然未示出，不过，修正半弦线(显示出由翼型的前缘与后缘之间的半程的点形成的线，如垂直于在前掠翼27上绘制这种的半弦线布置)也可在图2和 3上绘制，并将具有类似于四分之一弦线的外观，但将更好地呈现飞行器的前缘与后缘之间的平均形状。对于图2和3所示的构形，半弦线在前过渡区域15和后过渡区域13中比在前掠翼27中后掠得更多且恰超过20度。这种用于高速飞机的增大的掠角应超过10度且优选地超过15度。对于较低速度的飞行器，增大的掠角往往实际上更大并由于前掠翼不以高掠角操作的事实而成为可能。对于较低速度的飞行器，增大的后掠应超过20度，并优选地超过25度，在超过30度的情况下接近实际极限。 [0027] 为了进一步减小压缩性阻力，飞行器优选地进行面积律。名为RichardWhitcomb博士的NACA研究员发现，波阻力与飞行器体积分布的二次导数(或曲率)相关。在体积分布曲率最小化的Sears-Haack面积分布中出现最小的波阻力。虽然面积律对于斜翼并非关键，但仍然是有益的。通过调节翼型厚度的面积律可以保持如图2和3所示与在平面图中描述飞行器轮廓的两组平行线相关的小雷达截面设计，否则可导致在特定区域(例如在机翼27和29到过渡区域15和13的连接部)的体积分布曲率大于预期值。 [0028] C.如何确定机翼和中心主体的倾角 [0029] 这种飞机由于飞行器的高度非对称性质而非常不同寻常。结果，飞行器的左侧和右侧会明显不同。为了确定翼倾角，应从低速、低后掠方向的飞机开始。对于图2所示构形，飞行器不需要旋转超过机翼27和29与飞行方向成直角的部位。结果，即使当飞机在其最小掠角时，前掠翼27的四分之一弦线1也在后掠翼29和中心主体25的弦线1之前。结果，中心主体25通常将在升流中飞离前掠翼27。而且，后掠翼29或30将在升流中飞离中心主体25和前掠翼27/27A。希望在飞机的展翼上具有椭圆形升力分布，其中后缘襟翼尽可能接近中立以使阻力最小。为了实现这一目的，在图5中以夸大形式显示的前掠翼27被给予相对于中心主体25的最大倾角26，这是因为前掠翼27不具有来自其它表面的升流益处而且不得不相对于大翼弦中心主体25以更高的翼载操作，以实现在飞行器展翼上的椭圆形升力分布。根据设计，后掠翼29或30可相对于中心主体25具有负倾角28。后掠翼29或30具有在中心主体25和前掠翼27/27A的升流中飞行的益处，因此，根据特定设计，可能需要较小倾角以形成相同量的升力。不过，与此相反，类似于前掠翼27，后掠翼29或30也具有比中心主体25的中心小得多的翼弦，由此必须具有大得多的翼载，以实现在整个飞行器上的椭圆形升力分布。 [0030] 还可以有益的是，中心主体25的翼型是上挠翼型，以提供正的飞行器上仰力矩，用于通过更靠前的重心来调整飞行器以增大稳定性。由于此中心主体25的大翼弦，这可在不过载和停转后缘的风险的情况下实现。图3所示的后掠翼30因其更高程度的后掠设计通常比图2所示的后掠翼29的结构需要更大的正倾角。在最小控制表面偏斜的情况下图3所示构形的前掠翼与后掠翼之间的升力平衡仅利用如下所述的曲线线性二面角比图2所示的可能在前掠翼27与后掠翼29之间需要不同倾角的构形更容易实现。 [0031] D.如何确定翼二面角 [0032] 一旦已经确定用于低速飞行的翼倾角而实现在翼展上形成椭圆形升力分布的最接近的步骤且控制表面处于中立位置，则所述构形可后掠至最大后掠位置且机翼的曲线线性二面角可用于再次实现椭圆形升力分布。这将实施如下。在此大掠角的情况下，通常在飞行器上越靠前，则机翼越需要增大迎角以产生足够升力。而且，越靠后，则机翼越需要减小迎角，这是因为机翼的该部分在前方在所有机翼部分的升流中飞行。这可通过具有二面角而实现，所述二面角类似于图4所示，其中图4是图2中的飞机的沿垂直于俯仰轴39的方向向后看的视图。看图4中的飞机的前视图的左侧，中心主体25和前掠翼27缓慢上弯而具有越来越大的二面角。当机翼相对于行进方向后掠时，上反角越大，则越向外/向前，在翼型上的该部位有效提供增大的迎角以补偿机翼后掠的影响。向右看，中心主体25和后掠翼29通常也以曲线线性二面角越来越上弯。当机翼后掠时，由于后掠翼29的掠角，增大的上反角导致局部翼型的迎角减小，以补偿由于来自前翼部分27和中心翼部分25的升流而可能会出现的增大的相对升力。在后向过渡区域13和后向翼30上的四分之一翼弦1的更大后掠角也可用于减小与增大飞行器掠角相关的横滚影响，并由此减小在飞机这些部分上的二面角的所需量。如果必要或希望，则使用二面角也可用于解决局部升流问题。例如，如果在用于特定设计的高速过程中如图2中所示构形的后掠翼29的从后掠较大的前缘17至后掠较适中的前缘31的过渡导致局部较大的升流，并且由此在机翼29的翼根处具有高于预期的迎角，则二面角可在机翼29与过渡区域13相交的这一区域中(如在图4中以夸大形式在部位33处所示)明显增大。如果此过渡区域的升流影响由此部位向外较小，则上反角可降低，如在图4中以夸大形式在部位50处所示，以沿翼展保持正确的升力分布。虽然估计这不是问题，不过，如果这成为问题，则前缘襟翼可位于机翼29的根部的部位33，以防止在高重力加速度(g)的机动飞行中空气由于高迎角可能离开过渡区域13的高后掠前缘17而停转。 [0033] 当在机动飞行过程中飞行器牵引正重力加速度(g)时，机翼往往上弯至更大角度以有效形成更大的上反角，这是因为飞行器不必是使重量恰好分布在升力所处部位的理想翼展载重器(spanloader)。在理论上，如果飞行器的机翼刚度和质量分布恰好合适，则类似于增大的二面角作用的翼偏斜可补偿由于机动飞行产生的更大的升流气流，因而将需要更小的控制表面移动以根据特定设计空速来重新调整飞机。 [0034] E.如何实现偏航稳定性和控制 [0035] 在图2的实施例中，垂直安定面23为以高掠角高速飞行的飞行器提供偏航稳定性，其中飞行器沿方向3飞行。当用于偏航稳定性和控制时，垂直安定面23围绕基本垂直的轴线旋转并且保持大致指向飞行方向。由于后掠翼29或30在升流中飞离中心主体25和前掠翼27/27A，因而机翼29或30往往比前掠翼27/27A承受更小的阻力。在先前斜翼飞机上，这导致难以处理的相当大的偏航力矩。图2所示的本发明的实施例对此很少存在问题，这是因为前掠翼27的弦线1现在在后掠翼29的弦线之前，使得与机翼二面角相关且前后分开明显距离的向内翼力沿相反方向产生偏航力矩，以部分地或完全地消除这种影响。图3中所示的具有后掠翼30的构形也往往限制这种偏航影响，这是因为，后掠翼30上相对于前掠翼27A增大的升流可通过使机翼30比机翼29具有更大的后掠角并由此具有更小的展弦比被部分地或完全地补偿。 [0036] 抵消传统斜翼飞机偏航影响的另一方式是，如图2所示，将发动机的推力中心52设置在中心主体25上的飞行器重心之后。通过这种方式，当飞行器逆时针偏航高速飞行时，发动机的推力线37相对于如图2中所示飞行器重心近处25停止向右移动。利用在飞行器重心之后在部位52处排出飞机的发动机废气，推力转向器也可用于产生偏航力矩。对于发动机安装在中心主体25中固定位置的构形，推力转向器总是需要调节以改变从低速至高速飞行所用的飞行器的掠角/偏航角并保持发动机废气基本指向后方。另一方式当然是具有两个沿侧向相互分开的发动机，并在两个发动机之间改变推力以抵消偏航力。在高速时，安装在后掠翼29或30上的垂直安定面23提供多个尾部体积和强大的偏航控制系统。如果机翼仍然倾向于偏航至较小掠角，则有利的是，使更多或所有垂直安定面23位于机翼29上方，这是因为，如果垂直安定面23产生抵消此偏航影响的向内力，则其也将用作小翼以改善后掠翼29或30的效率。具有在机翼29上方的垂直安定面当然还将有助于着陆时的离地距离。最有效的小翼需要对位于机翼上方的区域产生向内力并对位于下方的区域产生向外力。希望在机翼上方和下方的区域实现适合平衡，从而使垂直尾翼23作为小翼而最有效地操作。越希望机翼无后掠，则越希望机翼29上方的垂直尾翼23的面积更大，反之亦然。 [0037] 应注意，如果描述垂直安定面23的向内取向力的中心线的直线越过飞行器的俯仰轴39，则垂直安定面23将产生飞行器的上仰力矩。如果垂直安定面的力的中心线低于飞行器的俯仰轴或者对反向的安定面力而言，则情况相反。这是在飞行器以大掠角高速飞行时很重要的进一步的轴关联。为了使垂直安定面23的力与飞行器俯仰力矩尽可能脱离关联，垂直安定面23可向外倾斜，使得在飞行器处于大掠角时垂直安定面23产生的力更接近地指向穿过飞行器俯仰轴的线。 [0038] 在低速和小掠角时，飞机的垂直安定面23可以不位于飞机重心之后足够远，以通过仅产生侧力提供所有必要的偏航控制。在这些情况下，飞机可使用诸如副翼之类的阻力装置，其类似于B-2而分为上、下部分，以增大飞机一侧或另一侧上的阻力。垂直安定面23与相邻副翼35结合也可定位以形成阻力，例如，使安定面23从其如图2所示的位置逆时针旋转。这将导致安定面23停止作为小翼操作，由此增大翼阻力并减小翼升力。副翼35然后可向下偏斜后缘，以补偿减小的升力以及也产生更大阻力。 [0039] 在此小后掠位置，垂直安定面23也可有助于提供直接侧力能力，从而使飞行员更易于在飞机跑道上操控，而不必使飞机倾斜转弯，并允许采用更短的起落架，而不太担心翼尖撞上飞机跑道。 [0040] F.如何实现俯仰控制 [0041] 这种飞机的俯仰被限定为围绕如图2和3所示的轴39旋转。图3所示构形使用相对平直的升降副翼控制系统。不过，由于俯仰轴39的不同寻常的限定，因而机翼30的左升降副翼61提供更为接近的单纯俯仰控制，而右升降副翼40提供更为接近的单纯横滚控制。 [0042] 图2所示构形更复杂且更不同寻常。后缘襟翼41和43可用于以与在先前斜置飞机上使用的相同方式使飞机俯仰。使后缘向上偏斜使飞行器重心之后的升力减小而导致飞行器上仰，反之亦然。此外，如果需要更大的俯仰动力，则向上偏斜襟翼36和副翼35后缘将导致更大的升起俯仰力矩。为抵消这通常会引发的左横滚，副翼40(可能还有襟翼38和42)也可向上偏斜后缘。襟翼42对俯仰几乎没有或完全没有影响，但确实有助于抵消横滚。 虽然由襟翼38和副翼40产生的力实际上稍稍处于穿过飞行器重心的俯仰轴39之前并由此实际上产生俯冲力矩，但这种俯冲力矩远小于来自表面35和36的上仰力矩。利用这些控制表面的单纯升起俯仰力矩当然能够以其它方式产生，例如，向内襟翼36向上偏斜后缘且副翼35反向适度偏斜以抵消横滚影响。 [0043] 俯仰控制也可通过其它方式增强，例如，通过发动机推力导向。在重心之后向上偏斜发动机废气将产生机身的上仰力矩。吹过后缘襟翼43和41的顶部或底部的发动机废气会增大这些襟翼的效率。如果希望更大的俯仰稳定性和控制能力，则可通过使襟翼43向右外延使得襟翼43的右端外悬于后缘19的线的右方来扩大襟翼43。这种扩展至后缘19右方的襟翼区域的压力影响中心远在飞行器俯仰轴39和重心之后，而且因其到达飞行器中心的右方，因而在用于俯仰控制时也用于抵消襟翼36的横滚影响。更大的俯仰稳定性可通过使飞行器重心更向前移并在中心主体25上使用上挠翼型实现，从而利用足够的升起俯仰力矩重新调整飞行器，并仍通过后掠翼29具有足够的升力，以在飞机的整个翼展上获得最优的椭圆形升力分布。通常，对于本发明，中心主体25上的上挠翼型是优选的。 [0044] 当飞机以掠角飞行时，垂直安定面23也可围绕俯仰轴产生俯仰力矩。通常，对于大多数飞机，各控制之间的关联被认为是不希望出现的，且垂直安定面23(如果仅位于机翼29上方或下方)的俯仰影响可通过使其向外倾斜而减小，由此垂直安定面23的往往会以其他方式分别产生升起或俯冲力矩的力被在重心之后分别导致相反的俯冲或升起力矩的升力抵消。不过，通过设置上下方向舵，飞机可根据需要分别移动所述方向舵以形成飞行器的俯仰力矩，同时抵消飞行器的偏航力矩。 [0045] G.如何实现横滚控制 [0046] 这种飞机的横滚轴被限定为垂直于俯仰轴39。横滚控制类似于其它飞机使用副翼35和40实现，其可在必要时通过襟翼38和36增强。由于表面35和36比表面38和40对飞机产生更多的俯仰影响，因而襟翼41和43可与表面35和36相反作用以抵消俯仰影响。 可替代地，仅副翼40因其围绕俯仰轴39几乎没有影响可用于小的横滚调节。 [0047] H.发动机集成 [0048] 发动机可位于机翼上方或下方的吊舱中，所述吊舱旋转以保持发动机朝向相对风，或者，发动机可构建在中心主体25中。当发动机被构建在机翼中时，进气和排气喷嘴必须能够以不同的飞机偏航角/掠角操作。已经开发出多种推力导向喷嘴，例如，以类似方式用于这种飞行器上的用在F-22猛禽和V/STOL型联合攻击战斗机上的推力导向喷嘴。由于本发明中构建在机翼中的发动机的需要，进气口也已被构建成从不同方向有效吸入空气。F-15鹰式战斗机是这样的示例，其中，进气口斜道向下旋转约45度，从而在飞机成不同迎角时有效吸入空气。对此应用而言更简单的发动机进气口构形也是可行的，这是因为飞机通常不会以小掠角超音速飞行且通常不会以大掠角缓慢飞行。由于大弦中心主体25的更大深度和长度，通常将喷气发动机集成在这种斜置飞翼的机翼内比集成在以前的斜翼飞机中更容易。另外，本发明中的发动机集成类似于在较早的斜置飞翼中所用的发动机集成。 [0049] I.俯仰和横滚稳定性 [0050] 图2显示出这种具有后掠翼29的飞行器的虚线四分之一弦线1。前掠翼27的四分之一弦线1及其过渡区域15在俯仰轴39之前的距离小于后掠翼29的四分之一翼弦及其过渡区域13在俯仰轴39之后的距离。而且，后掠结构29和13是在前方任何结构的升流中飞行且其还具有小翼/垂直安定面23，因此当出现阵风时，后掠结构29和13往往比前掠结构15和27获得更大升力。所有这些因素有助于飞行器的俯仰稳定性。在具有可向前或向后移动以改变重心位置的压舱物的验证机的飞行中，已成功飞行的飞机的重心在中心主体上的翼弦的31％至39.5％之间(包括31％和39.5％)。这显然是相当靠后的重心。不过，为了进一步改善稳定性，前掠翼27可改进为通过飞行器迎角得到较小升力。例如，机翼27的顶表面中的45度复合层和底表面中的-45度的层在机翼27由于阵风或由于飞行器上仰而向上偏斜时可使机翼27的向下扭转前缘。实现相同结果的另一方式是，添加如图 3所示的翼尖51，其压力中心在机翼27A的弹性轴55之后，因而当机翼遭遇阵风或飞行器上仰时，机翼将向下扭转前缘。这用作自然的阵风减缓系统并增大了飞行器的俯仰稳定性。 这种翼尖51因其在高速飞行时未后掠将是类似于F-104机翼的很薄的结构，以使压缩性阻力最小。翼尖51的其它益处是，通过增大翼展而增大了大掠角飞行器的浸湿展弦比。薄翼比同等的厚翼更重，但由于翼尖51是具有相对较低弯曲负载的短结构，因而冲击最小，而且实现了与当飞行器具有明显更长的机翼27的线性延伸部的大掠角而将会具有更大表面积以及可能具有更大重量时相同的翼展增大。此外，通过主动控制此翼尖51上的副翼表面 53，机翼27A可主动向下扭转以抵消向上的空气阵风。而且，使翼尖51的空气动力学中心处于机翼27A的弹性轴55之后，为机翼27A提供缓冲和扭转稳定性。副翼53也可被主动驱动，而为机翼27A扭转提供额外的缓冲，以使颤振的发作延迟并弥补失稳关联，从而在机翼的扭转和弯曲模式之间形成偏移翼尖。用于预先检测空气阵风的传感器和翼尖附近的加速计和速率陀螺可用于闭路控制系统，以尽量使翼尖处的垂直加速度最小并对扭转运动提供缓冲力。使翼尖处的垂直加速度最小还应有助于整个飞行器的乘坐质量。对在扭转时不是很硬的机翼27A而言，副翼53将总是与传统副翼相反地作用，从而副翼53上的额外升力使机翼向下扭转前缘，形成升力的净减而不是净增。不过，恰在翼尖51内侧的控制表面40和38仍类似于副翼以传统方式作用，翼尖副翼53可用于防止通常导致高速喷气运输机控制反效的机翼扭转。应理解的是，如图3所示的前掠翼的翼尖延伸部51可用于图2所示构形上。还应理解的是，图2所示的更为传统的前掠翼设计27也可用于图3所示构形上。 [0052] J.如何在地面上具有稳定的平台而仍然能够旋转起飞. [0053] 存在多种方式以允许飞机在地面上时搁置在其起落架上很稳定，而同时能够容易地旋转以起飞。这种飞行器已经比以前的OAW(斜置飞翼式)飞机具有更好的地面稳定性，这是因为飞行器相对于俯仰轴39进一步前后扩展而允许可能更长的轴距和更大的俯仰力矩能力。由于飞行器具有更小翼展且飞行器重量更集中于中心线附近，因而飞行器沿横滚和偏航轴还具有更小的转动惯量。 [0054] 针对直接侧力而使用垂直安定面23可用于使飞机在着陆时不必明显倾斜转弯，因此可具有更短的起落架。而且，发动机推力可利用飞行器重心下方的推力线或者通过使后起落架的转向架之后的发动机废气向上偏斜而用于辅助飞机上仰进行起飞。另一方式是，具有正好位于飞行器重心之后的一个或多个起落架支柱以提供良好的地面稳定性，不过其可在起飞横滚过程中在其它起落架支柱之前完全或部分地缩回以允许容易的旋转。如果飞机跑道和滑行道适合于起落架以利于更好的地面稳定性，而且后掠翼尖不太可能会接触地面(特别是由于希望具有在翼机下方延伸的一些垂直安定面/小翼23)，则起落架的宽间距通常是优选的。 [0055] 如果飞行器具有所有能够操控的起落架转向架，则飞机可沿其纵向滑行，从而可进入紧密空间中，并允许此飞机与其它类似飞机相邻密集停放。 [0056] 本发明还具有其它潜在优点。飞机在高速时可偏航至小掠角，从而可能实现较高机动性和高压缩性阻力，例如在空对空作战过程中快速减速和转弯而迫使敌人越过其位置。而且，飞机在低速时可偏航至大掠角，以增大诱导阻力，例如在着陆过程中实现更陡的滑翔道倾斜角。飞机还可比其它飞机更好地应对侧风着陆。 [0057] 虽然飞翼式飞机已经被显示并且常作为本发明的优选实施例，但应注意的是，本发明还可应用于斜翼和机身构形。在这种情况下，机身优选地安装在本发明的斜翼的下方，类似于以前的斜翼/机身飞机。 [0058] 根据前述公开内容，在所附权利要求的范围内，本发明的飞机的多种其它变例对于本领域技术人员将是可以想到的。由于在不背离本发明的范围的情况下在前述结构中可进行各种改变，因而包含在上述说明中的或显示在附图中的所有内容应被理解为是示例性的，而不是限制性的。 |
||||||
QQ群二维码
意见反馈
意见反馈