一种带棱边的飞机机头
专利汇可以提供一种带棱边的飞机机头专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种带棱边的飞机机头，包括机头上表面、棱边及机头下表面，棱边通过大 曲率 样条将机头分为机头上表面与机头下表面，机头上表面与机头下表面由大曲率曲线桥接而成；棱边设置在机头两侧，从机头前缘沿设计方向从前至后延伸；通过棱边推迟并削弱机头涡强度，有效提高飞机的最大可用迎 角 和操作特性，同时减小飞机前向和前侧向的RCS值，增加被探测到的距离，从而提高飞机的隐身性能和生存 力 。，下面是一种带棱边的飞机机头专利的具体信息内容。
1.一种带棱边的飞机机头，其特征在于，包括机头上表面、棱边及机头下表面，棱边通过大曲率样条将机头分为机头上表面与机头下表面，机头上表面与机头下表面由大曲率曲线桥接而成；棱边设置在机头两侧，从机头前缘沿设计方向从前至后延伸，具体结构如下：
机头上表面第一轮廓线一端与机头尖点连接，另一端与机头上表面第二轮廓线连接，机头上表面第二轮廓线与机头上表面第三轮廓线连接直至B-B剖面，机头下表面轮廓线从机头尖点开始延伸至B-B剖面；且机头上表面第一轮廓线与机头下表面轮廓线在机头尖点处成固定夹角，棱边侧向最大轮廓线的侧视投影线为直线，从机头尖点开始延伸至B-B剖面；
机头左轮廓线与机头右轮廓线关于对称轴线对称，且机头左轮廓线与机头右轮廓线在机头尖点处成固定夹角；
A-A剖面轮廓关于A处对称轴线对称，机头上表面A处剖面线与机头下表面A处剖面线为样条线，棱边A处剖面线在与机头上表面A处剖面线、机头下表面A处剖面线的分界点处相切连续，棱边A处剖面线的侧向最大轮廓点在棱边侧向最大轮廓线的侧视投影线上；
B-B剖面轮廓关于B处对称轴线对称，机头上表面B处第一剖面线、机头上表面B处第二剖面线、机头下表面B处剖面线为样条线，机头上表面B处第一剖面线、机头上表面B处第二剖面线在第一分界点处相切连续，机头上表面B处第二剖面线、棱边B处剖面线在第二分界点处相切连续，棱边B处剖面线、机头下表面B处剖面线在第三分界点处相切连续，棱边B处剖面线的侧向最大轮廓点在棱边侧向最大轮廓线的侧视投影线上；
棱边与机头上表面、机头下表面光滑过渡连接，在飞机大迎角状态下，棱边推迟机头涡产生的飞机迎角，在机头涡产生并向后拖出时，削弱机头涡的强度，从而减小产生的偏航力矩；在前向雷达波照射时，棱边遮蔽机头上表面或机头下表面，在前侧向受雷达波照射时，棱边将强散射的镜面反射转变为弱散射的边缘绕射，从而减小全机RCS，提高飞机的隐身性能和生存力。
2.根据权利要求1所述的一种带棱边的飞机机头，其特征在于，机头上表面第三轮廓线为直线。
3.根据权利要求1所述的一种带棱边的飞机机头，其特征在于，机头上表面第二轮廓线与机头上表面第一轮廓线、机头上表面第三轮廓线相切连续连接。
4.根据权利要求1所述的一种带棱边的飞机机头，其特征在于，机头下表面轮廓线为样条线。
5.根据权利要求1所述的一种带棱边的飞机机头，其特征在于，机头上表面第一轮廓线与机头下表面轮廓线在机头尖点处成固定夹角为31°。
6.根据权利要求1所述的一种带棱边的飞机机头，其特征在于，机头左轮廓线与机头右轮廓线在机头尖点处成固定夹角为32°。
7.根据权利要求1所述的一种带棱边的飞机机头，其特征在于，棱边A处剖面线为大曲率带棱曲线。
8.根据权利要求1所述的一种带棱边的飞机机头，其特征在于，棱边B处剖面线为大曲率带棱曲线。
一种带棱边的飞机机头
技术领域
背景技术
发明内容
机头上表面第一轮廓线一端与机头尖点连接，另一端与机头上表面第二轮廓线连接，机头上表面第二轮廓线与机头上表面第三轮廓线连接直至B-B剖面，机头下表面轮廓线从机头尖点开始延伸至B-B剖面；且机头上表面第一轮廓线与机头下表面轮廓线在机头尖点处成固定夹角，棱边侧向最大轮廓线的侧视投影线为直线，从机头尖点开始延伸至B-B剖面，其长度与角度根据机头涡的位置和强度确定；
机头左轮廓线与机头右轮廓线关于对称轴线对称，且机头左轮廓线与机头右轮廓线在机头尖点处成固定夹角，棱边侧向最大轮廓线的俯视投影线的曲率分布根据机头涡沿空气来流方向的分布确定；
A-A剖面轮廓关于A处对称轴线对称，机头上表面A处剖面线与机头下表面A处剖面线为样条线，棱边A处剖面线在与机头上表面A处剖面线、机头下表面A处剖面线的分界点处相切连续，棱边A处剖面线的侧向最大轮廓点在棱边侧向最大轮廓线的侧视投影线上；
B-B剖面轮廓关于B处对称轴线对称，机头上表面B处第一剖面线、机头上表面B处第二剖面线、机头下表面B处剖面线为样条线，机头上表面B处第一剖面线、机头上表面B处第二剖面线在第一分界点处相切连续，机头上表面B处第二剖面线、棱边B处剖面线在第二分界点处相切连续，棱边B处剖面线、机头下表面B处剖面线在第三分界点处相切连续，棱边B处剖面线的侧向最大轮廓点在棱边侧向最大轮廓线的侧视投影线上；
棱边与机头上表面、机头下表面光滑过渡连接，在飞机大迎角状态下，棱边推迟机头涡产生的飞机迎角，在机头涡产生并向后拖出时，削弱机头涡的强度，从而减小产生的偏航力矩；在前向雷达波照射时，棱边遮蔽机头上表面或机头下表面，在前侧向受雷达波照射时，棱边将强散射的镜面反射转变为弱散射的边缘绕射，从而减小全机RCS，提高飞机的隐身性能和生存力。
具体实施方式
A-A剖面轮廓关于A处对称轴线15对称，机头上表面A处剖面线13与机头下表面A处剖面线14为样条线，棱边A处剖面线11为大曲率带棱曲线，棱边A处剖面线11在与机头上表面A处剖面线13、机头下表面A处剖面线14的分界点处相切连续，棱边A处剖面线11的侧向最大轮廓点在棱边侧向最大轮廓线的侧视投影线6上；
B-B剖面轮廓关于B处对称轴线16对称，机头上表面B处第一剖面线17、机头上表面B处第二剖面线19、机头下表面B处剖面线23为样条线，棱边B处剖面线21为大曲率带棱曲线，机头上表面B处第一剖面线17、机头上表面B处第二剖面线19在第一分界点18处相切连续，机头上表面B处第二剖面线19、棱边B处剖面线21在第二分界点20处相切连续，棱边B处剖面线
21、机头下表面B处剖面线23在第三分界点22处相切连续，棱边B处剖面线21的侧向最大轮廓点在棱边侧向最大轮廓线的侧视投影线6上；
棱边与机头上表面、机头下表面光滑过渡连接，在飞机大迎角状态下，生成的机头涡被棱边阻碍和削弱，从而减小产生的偏航力矩，在飞机前向和前测量受雷达波照射时，棱边将机头上表面、机头下表面的雷达波散射隔离开以避免形成镜面反射，同时将强散射的镜面反射转变为弱散射的边缘绕射，从而减小全机雷达散射截面（Radar Cross-Section，简称RCS），提高飞机的隐身性能和生存力。
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