一种高抗风的分布式推进飞行器的制作方法

一种高抗风的分布式推进飞行器
1.技术领域
本发明属于飞机技术领域，具体涉及一种高抗风的分布式推进飞行器。


背景技术：

2.在突风、风切变等侧风条件下飞行器的侧滑角增大，需要飞行器具有保持航向飞行能力（或直线进场能力），否则轻则导致飞行器“追风”而丢失航向，重则导致飞行器失速。因此，抗风设计是飞行器（包括运输机、无人机）的重要设计内容。传统飞机为了实现较高的操控能力，通常通过增大控制舵面容积，这也同样增加了相应的尾翼面积，导致飞机在侧风时具有较大的航向静稳定性，需要更大的尾容量来确保飞行器航向保持能力。因此，飞行器抗风能力与布局设计往往相互矛盾。
3.非战斗机类飞行器（包括运输机和各类无人机）布局大致分为翼身组合体、翼身融合体和翼身混合体三种。翼身组合体是常规运输机、民航飞机和无人机的常用形式。翼身融合体具有扁平的机身结构，机翼与机身高度融合。翼身混合体将常规管状机身与飞翼（flying wing）结合起来，前部分是类似飞翼，后部分则是常规管状机身和尾翼。翼身融合体和翼身混合体两类布局的货舱结构与管状机身差异很大，结构设计难度很大，这也是限制其工程应用的技术难题。在抗侧风能力方面，常规翼身组合体布局主要存在稳定性过高与尾容量设计矛盾，翼身融合体布局主要存在稳定性弱与航向操控能力不足的问题，而翼身混合体由于采用常规后机身，面临的问题与常规翼身组合体类似。
4.本发明的目的是针对常规布局飞行器在抗风能力方面的不足，提供一种高抗风的分布式推进飞行器，在保持集装箱式货舱结构下，通过融合设计显著降低布局航向静稳定性，通过分布式推进差动控制提高航向操控能力，进而达到高抗风能力。


技术实现要素：

5.本发明所要解决的一个技术问题是突破常规布局设计方法的局限，提出一种高抗风的分布式推进飞行器，解决传统布局稳定性高与抗风操控力不足的难题，并兼顾传统货舱结构。
6.本发明目的通过下述技术方案来实现：一种高抗风的分布式推进飞行器，包括机身、机翼、尾翼和分布式推进器，其中：所述机身和机翼采用融合设计，机翼前缘与机身融合，机翼翼根位于机身中部且与机身融合，机翼尾缘垂直于机身；所述分布式推进器并排安装在两侧机翼上，安装位置为内侧机翼背风面靠近尾缘处，每侧推进器数量≥5个，总推进器数量≥10个；所述尾翼采用非t型翼安装在机身尾部上方。
7.进一步的，为了实现机身与机翼融合设计，所述机身采用非圆截面和非扁平截面
造型，机身截面形状为u型；机身中剖线采用翼型的流线型设计，能够产生升力；机身内部采用箱式货舱结构；机身尾部向上收缩且角度大于等于16
°
，最终尾部收缩为扁平形状，宽度介于机身最大宽度与货舱宽度之间。
8.进一步的，所述机翼分为内翼、外翼和小翼；内翼前缘后掠角小于等于23
°
，内翼后缘与机身中平面垂直；外翼与内翼光滑过渡，外翼前缘、后缘为直线，前缘后掠角小于等于内翼前缘后掠角；小翼采用可折叠结构，展开成为水平升力面，向上折叠成为翼稍小翼。
9.进一步的，所述外翼前缘、尾缘后掠角为0
°
。
10.进一步的，所述尾翼采用v尾或π尾。
11.进一步的，在遭遇侧风时，分布式推进器可以执行差动控制，通过两侧不平衡的推力提供偏航控制力矩，抵消因侧风导致的偏航力矩。
12.需要说明的是，本发明不限定分布式推进器的类型、尾翼的类型、前后缘襟翼类型，可以采用对转涵道风扇或单级涵道风扇，可以采用π尾或v尾，可以使用机动增强襟翼和副翼。本发明也不限定飞行器的具体应用，可以是运输机、民机、无人机等。
13.本发明的飞机布局与常规翼身组合体、翼身融合体和翼身混合体布局呈现显著差异，其独特的机身结构和机翼/机身融合方式，解决了常规翼身融合体和翼身混合体无法保持常规货舱结构的难题，同时兼具了高气动效率和分布式推进器安装要求。
14.数值计算结果表明，本发明的一种高抗风的分布式推进飞行器，具有以下技术优势：1）实现了常规集装箱式货舱结构下的翼身融合设计，具有较高的气动效率，在马赫0.75时升阻比达到20，尤其适用于中型战术运输机；2）两侧安装的分布式推进器使飞行器的偏航操控效率增加了1倍，从而可以使尾翼垂直投影面积减小1倍，带来的好处是：若使用v尾则可以增加v尾安装角；若使用π尾增可以减小立尾面积，增大全机气动效率；3）两侧安装的分布式推进器通过动力差动提供类似于方向舵的偏航力矩，在减小尾翼垂直投影面积情况下，具有独立维持飞行器航向的控制能力；4）两侧安装的分布式推进器在起飞时可以增加20%~50%的升力，进一步增大失速迎角，尤其适用于高原运输机和无人机的气动布局设计要求。
15.前述本发明主方案及其各进一步选择方案可以自由组合以形成多个方案，均为本发明可采用并要求保护的方案；且本发明，（各非冲突选择）选择之间以及和其他选择之间也可以自由组合。本领域技术人员在了解本发明方案后根据现有技术和公知常识可明了有多种组合，均为本发明所要保护的技术方案，在此不做穷举。
附图说明
16.图1是本发明的结构俯视图。
17.图2是本发明的结构侧视图。
18.图3是本发明的结构正视图（v尾）。
19.图4是本发明数值计算的升力曲线。
20.图5是本发明数值计算的偏航力矩曲线。
21.图6是本发明的结构正视图（π尾）。
22.图中：1.机身；2.机翼；3.尾翼；4.分布式推进器。21.内翼；22.外翼；23小翼。
具体实施方式
23.下列非限制性实施例用于说明本发明。
24.实施例1：参考图1~图3所示，一种高抗风的分布式推进飞行器，包含机身1、机翼2、尾翼3和分布式推进器4，其中：机身1和机翼2采用融合设计，机翼2前缘与机身1融合，机翼2翼根位于机身1中部且与机身1融合，机翼2尾缘垂直于机身1；分布式推进器4安装并排安装在两侧机翼2上，安装位置为内侧机翼背风面靠近尾缘处，每侧推进器数量为5个，总推进器数量为10个；尾翼3采用v尾并安装在机身1尾部，v尾安装角等于45
°
，提供偏航和俯仰操控力矩。
25.为了实现机身1与机翼2融合设计，机身1采用非圆截面和非扁平截面造型，机身1截面形状为u型（如图3所示），u型机身内部可容纳大型箱式货舱结构。机身1中剖线采用翼型设计（如图2所示），能够产生一定升力。机身1尾部向上收缩且角度为16
°
，最终尾部收缩为扁平形状，宽度介于机身最大宽度与货舱宽度之间。
26.机翼2进一步分为内翼21、外翼22和小翼23。内翼21前缘后掠角为23
°
，内翼21后缘与机身1中平面垂直。外翼22与内翼21光滑过渡，外翼22前缘、后缘为直线，前缘后掠角小于等于内翼21前缘后掠角。小翼23采用可折叠结构，展开成为水平升力面，向上折叠成为翼稍小翼。
27.在遭遇侧风时，分布式推进器4可以执行差动控制，通过两侧不平衡的推力提供偏航控制力矩，抵消因侧风导致的偏航力矩。
28.图4是针对该方案开展的升力计算结果，在全迎角范围内，升力增量达到50%，升力系数显著提升。
29.图5是针对该方案开展的偏航力矩计算结果，在全迎角范围内，分布式推进器使偏航力矩增倍，航向稳定性增加，带来的好处是可以显著降低尾翼垂直投影面积。对于本实施例，则可以增大v尾的安装角。
30.实施例2：实施例2与实施例1基本一致，区别为每侧推进器数量为8个，总推进器数量为16个。
31.实施例3：实施例3（图6所示）与实施例1基本一致，区别为采用π尾，其中π尾包含两个立尾和一个平尾，立尾无方向舵，平尾有俯仰舵，仅提供俯仰操控力矩。
32.实施例4：实施例4与实施例1基本一致，区别为机身1尾部上翘角度为20
°
，v尾安装角为30
°
。
33.实施例5：实施例5与实施例1基本一致，区别为机翼内翼21前缘后掠角为17
°
，外翼22前缘后掠角为0
°
。
34.前述本发明基本例及其各进一步选择例可以自由组合以形成多个实施例，均为本发明可采用并要求保护的实施例。本发明方案中，各选择例，与其他任何基本例和选择例都可以进行任意组合。
35.以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种高抗风的分布式推进飞行器，其特征在于，包括机身（1）、机翼（2）、尾翼（3）和分布式推进器（4），其中：所述机身（1）和机翼（2）采用融合设计，机翼（2）前缘与机身（1）融合，机翼（2）翼根位于机身（1）中部且与机身（1）融合，机翼（2）尾缘垂直于机身（1）；所述分布式推进器（4）并排安装在两侧机翼（2）上，安装位置为内侧机翼背风面靠近尾缘处，每侧推进器数量≥5个，总推进器数量≥10个；所述尾翼（3）采用非t型翼安装在机身（1）尾部上方。2.根据权利要求1所述的高抗风的分布式推进飞行器，其特征在于：所述机身（1）采用非圆截面和非扁平截面造型，机身（1）截面形状为u型；机身（1）中剖线采用翼型的流线型设计，能够产生升力；机身（1）内部采用箱式货舱结构；机身（1）尾部向上收缩且角度大于等于16
°
，最终尾部收缩为扁平形状，宽度介于机身最大宽度与货舱宽度之间。3.根据权利要求1或2所述的高抗风的分布式推进飞行器，其特征在于：所述机翼（2）分为内翼（21）、外翼（22）和小翼（23）；内翼（21）前缘后掠角小于等于23
°
，内翼（21）后缘与机身（1）中平面垂直；外翼（22）与内翼（21）光滑过渡，外翼（22）前缘、后缘为直线，前缘后掠角小于等于内翼（21）前缘后掠角；小翼（23）采用可折叠结构，展开成为水平升力面，向上折叠成为翼稍小翼。4.根据权利要求3所述的高抗风的分布式推进飞行器，其特征在于：所述外翼（22）前缘、尾缘后掠角为0
°
。5.根据权利要求1所述的高抗风的分布式推进飞行器，其特征在于：所述尾翼（3）采用v尾或π尾。6.根据权利要求1所述的高抗风的分布式推进飞行器，其特征在于：在遭遇侧风时，分布式推进器（4）可以执行差动控制，通过两侧不平衡的推力提供偏航控制力矩，抵消因侧风导致的偏航力矩。

技术总结
本发明属于飞机技术领域，公开了一种高抗风的分布式推进飞行器。该飞行器包含机身、机翼、尾翼和分布式推进器，机身和机翼在机身中部融合设计，机身采用非圆非扁平的U型，机翼分为内翼、外翼和小翼，分布式推进器对称安装在内翼上表面尾缘处，尾翼采用V尾或π尾布局并安装在机身尾部上方。本发明的一种高抗风的分布式推进飞行器，通过机身和机翼的融合设计使飞机具有较小的航向静稳定性，通过分布式推进器差动控制使飞机具有较高的航向操控能力，相对传统布局飞行器，本发明的一种高抗风的分布式推进飞行器具备很强的抗风能力。式推进飞行器具备很强的抗风能力。式推进飞行器具备很强的抗风能力。


技术研发人员：达兴亚 李永红 郭龙凯 马晓永 刘建 易渊 袁培博 朱耀武
受保护的技术使用者：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
技术研发日：2023.03.10
技术公布日：2023/4/5