专利摘要

本发明提供了一种飞翼与前掠翼联翼布局飞机，在后掠翼的飞翼飞机的两侧机翼外侧70%翼展处添加薄翼型立柱A和B，在飞翼飞机尾部添加薄翼型立柱C，在三个薄翼型立柱A、B和C的顶端添加水平前掠机翼，形成飞翼与前掠翼联翼布局。升降舵安装在水平前掠机翼上，方向舵安装在立柱C上。在飞翼上翼面采用涵道式进气道，在薄翼型立柱A和B处布置开裂式阻力方向舵。本发明在有效保证结构强度的情况下，增大了机翼的有效展弦比，降低了诱导阻力，改善了飞机的升阻特性，提高了飞机隐身性能，实现对飞机在垂直方向上的直接力控制，提高了机动条件下的探测精度。

权利要求

1.一种飞翼与前掠翼联翼布局飞机，其特征在于，在后掠翼的飞翼飞机的两侧机翼外侧70%翼展处添加薄翼型立柱A和B，在飞翼飞机尾部添加薄翼型立柱C，在薄翼型立柱A、B和C的顶端添加水平前掠机翼，形成飞翼与前掠翼联翼布局；升降舵安装在水平前掠机翼上，方向舵安装在立柱C上；所述的薄翼型立柱A和B处均布置有开裂式阻力方向舵。

2.根据权利要求1所述的飞翼与前掠翼联翼布局飞机，其特征在于，所述的飞翼飞机的上翼面布置有两个涵道型进气道。

3.根据权利要求1或2所述的飞翼与前掠翼联翼布局飞机，其特征在于，所述的飞翼与水平前掠机翼，通过同时耦合偏转，实现对飞机在垂直方向上的直接力控制。

4.根据权利要求1或2所述的飞翼与前掠翼联翼布局飞机，其特征在于，所述的前掠机翼为对称翼型，前掠机翼的前后缘与飞翼平行。

5.根据权利要求4所述的飞翼与前掠翼联翼布局飞机，其特征在于，所述的飞翼采用30度后掠角，展弦比为4；飞翼的外翼段根梢比为1，采用中等厚度翼型，相对厚度为10%；飞翼的内翼段采用厚翼型，相对厚度为17%；所述的立柱A和B的高度均为翼展长的10%；所述的前掠机翼的相对厚度为8%～10%，采用30度前掠角，展弦比为7.5。

说明书

技术领域

本发明属于涉及一种新型外形设计和空气动力特性的新型飞行器领域，具体为利用飞翼布局与前掠翼联翼相结合的新型飞机布局。

背景技术

目前，商用飞机多为常规单翼圆筒形机身布局，军事上正在尝试并已经成功利用飞翼布局形成良好的隐身效果，不过传统飞翼采用后掠翼，它的失速首先在翼尖发生，引起升力中心前移和机头上扬，进一步加深失速。飞翼布局的飞行器在飞行时的气动升力效果不佳，造成飞行时其操纵性能和飞行速度受到很大的限制，不利于高空长航时飞行，出现燃料浪费情况。而现在的前掠翼飞机则存在气动弹性发散的问题，具体表现为翼尖局部迎角增加会导致局部升力增加，进一步加大局部迎角，直至扭转导致结构损坏。虽然，目前已有连接翼的飞机，但是其均是在常规布局的基础上增加联翼形成的布局形式，所以，其起落架布置会有困难。

发明内容

为了克服现有飞翼布局飞行器气动效果不佳和前掠翼气动发散的问题，追求更好的升阻比，本发明提供了一种飞翼与前掠翼联翼布局飞机。本发明是将后掠翼飞翼与前掠翼联翼布局结合的新型气动布局飞机，该飞机不仅能实现一定的隐身性能，而且能够提供更好的气动升力，并改善静稳定度。同时，特别宽大的飞翼型机身能够提供更大的机内空间和更好的起落架布置形式。使起落架具有足够的间距，有利于起飞、着陆时的横向稳定性。

本发明提供的飞翼与前掠翼联翼布局飞机，在后掠翼的飞翼飞机的两侧机翼外侧70%翼展处添加薄翼型立柱A和B，在飞翼飞机尾部添加薄翼型立柱C，在三个薄翼型立柱A、B和C的顶端添加水平前掠机翼，形成飞翼与前掠翼联翼布局。升降舵安装在水平前掠机翼上，增加俯仰操纵力矩。方向舵安装在添加在飞翼机尾的立柱C上。在两侧机翼翼展处添加的薄翼型立柱A和B处，均布置有开裂式阻力方向舵。进气道采用上翼面涵道形式，有利于飞机隐身性能的提高。通过飞翼与前掠机翼的同时耦合偏转，实现对飞机在垂直方向上的直接力控制。

本发明的有益效果是，在有效保证结构强度的情况下，增大了机翼的有效展弦比，降低了诱导阻力，从而改善了飞机的升阻特性；机体上翼面涵道式进气道有利于飞机隐身性能提高；直接力方向舵控制有利于保持飞行平台姿态的稳定，从而提高机动条件下的探测精度。

附图说明

图1是本发明的飞翼与前掠翼联翼布局飞机的整体构图；

图2-a、图2-b、图2-c分别是图1所示飞机的三视图；

图3是上翼面涵道式进气道的剖视图；

图4-a和图4-b是开裂式阻力方向舵的结构图；

图中：①.飞翼，②.上部联翼，③.左右连接翼柱，④.机尾翼柱，⑤.涵道式进气道，

⑥.开裂式阻力方向舵，⑦.升降舵，⑧.襟副翼，⑨.方向舵。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做进一步的详细说明。

如图1、图2-a、图2-b和图2-c所示，为本发明提供的飞翼与前掠翼联翼布局飞机的一个实现实例。本发明的飞翼与前掠翼联翼布局飞机，在后掠翼飞翼①机身上进行改进，在两侧机翼外侧70%翼展处添加左右连接翼柱③，在飞机尾部添加机尾翼柱④，左右连接翼柱③和机尾翼柱④为薄翼型立柱，在三个立柱顶端固定水平的上部联翼②，上部联翼②为水平放置的前掠机翼，如此形成了后掠翼飞翼与前掠机翼联翼的布局形式。升降舵⑦安装在水平前掠机翼上，方向舵⑨布置在机尾翼柱④上，襟副翼⑧布置在飞翼①机身的上翼面。联翼在翼尖把后掠翼和前掠翼搭接起来，使后掠翼和前掠翼的受力互相补偿，简化结构的设计和制造；同时联翼可以实现垂直尾翼的控制效果。

本发明实施例中，飞翼①，采用30度后掠角，飞翼展弦比为4；飞翼的外翼段根梢比为1，采用中等厚度翼型，相对厚度为10%；飞翼的内翼段采用厚翼型，相对厚度为17%；上下翼之间的左右连接翼柱③，添加在70%飞翼翼展处，高度为翼展长的10%，以在取得所需气动效果的基础上使结构重量达到最低；联接翼柱翼型采用对称翼型，上部联翼②的相对厚度为8%～10%。为提高隐身性，上部联翼②的前后缘与飞翼平行，采用30度前掠角，展弦比为7.5。飞机在空中飞行时，由于飞翼为高升力体，可以产生较高升力，同时上部联翼②增加了升力面积，可进一步提高升力；另外，由于左右连接翼柱③的阻断，可有效抑制翼尖涡的形成，大大降低诱导阻力，从而实现高的升阻比。

采用本发明的联翼布局可以大大增加飞机的静稳定性，使得飞机的重心布置更加容易，具体说明如下：当飞机受到阵风作用而产生抬头时，飞翼①与联翼②的迎角增加，所以升力增加，但是由于联翼②焦点到原飞机焦点的距离大于飞翼①焦点到原飞机焦点的距离，所以联翼②产生的低头力矩大于主翼①产生的抬头力矩，使得飞机恢复原来的状态。

为了不影响飞机的气动效能，本发明的采用涵道式进气道⑤，以涵道发动机作为动力。如图1、图2-a和图3所示，涵道式进气道⑤位于飞翼①上翼面上，发动机位置布置在飞机重心附近，以便于配平，横向位置则布置在货仓两侧。为提高涵道效率，排气道采用5度的扩张角。

左右连接翼柱③利用开裂式阻力方向舵产生阻力，形成偏航力矩，实现新的操纵方式。如图4-a和图4-b所示，所采用的开裂式阻力方向舵⑥，布置在左右连接翼柱③处，开裂式阻力方向舵⑥打开时只产生偏航力矩，不会产生滚转力矩，在偏航时产生阻力实现直接力方向控制，避免了操纵上的耦合，有利于提高飞机的操纵性能。

同时，由于飞翼①与上部联翼②上同时布置操纵面，且全机焦点位于飞翼①与上部联翼②之间，当两翼面同时同向偏转时，可以在迎角不变的情况下实现飞机的上升和下降，实现垂直方向的直接力控制，从而有利于保持飞行平台姿态的稳定，提高机动条件下的探测精度。

一种飞翼与前掠翼联翼布局飞机专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。