阅读说明：本技术 一种超音速飞机 (Supersonic aircraft ) 是由 李士途 马泽孟 艾俊强 于 2019-09-03 设计创作，主要内容包括：本申请属于超音速飞机气动外形设计技术领域,具体涉及一种超音速飞机,包括：中央体；两个内翼段,前缘具有大后掠角,其中,一个内翼段设置在中央体的一侧,另一内翼段设置在中央体的另一侧；两个外翼段,前缘具有中等后掠角,其中,一个外翼段设置在一个内翼段上,另一个外翼段设置在另一个内翼段上。(the application belongs to the technical field of the aerodynamic configuration design of supersonic aircraft, concretely relates to supersonic aircraft, include: a central body; two inner wing sections, the leading edge of which has a large sweep angle, wherein one inner wing section is arranged on one side of the central body, and the other inner wing section is arranged on the other side of the central body; two outer panels, the leading edge having a medium sweep, wherein one outer panel is disposed on one inner panel and the other outer panel is disposed on the other inner panel.)

一种超音速飞机

技术领域

本申请属于超音速飞机气动外形设计技术领域，具体涉及一种超音速飞机。

背景技术

当前，飞机的气动外形多偏重于飞机的超音速飞行或者是偏重于飞机的亚音速飞行，不能够有效兼顾飞机的超音速飞行、亚音速飞行。例如，现有飞机多采用机身-机翼-尾翼的常规布局，为了实现其超音速飞行，多需设计机翼前缘具有相当大的后掠角，且设计采用非常细长的机身，超音速飞机的该种气动外形布局具有以下缺陷：

1)、机翼前缘很大的后掠角导致飞机在亚音速飞行时效率较低，且使飞机的起降性能较差；

2)、细长的机身内部空间狭小，限制了对飞机有效内部空间的使用；

3)、需要配合设计尾翼，以平衡飞机力矩，致使飞机重量增加。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供一种超音速飞机，该超音速飞机具有箭式外形，以克服或减轻上述至少一方面的缺陷。

本申请的技术方案是：

一种超音速飞机，包括：

中央体；

两个内翼段，前缘具有大后掠角，其中，一个内翼段设置在中央体的一侧，另一内翼段设置在中央体的另一侧；

两个外翼段，前缘具有中等后掠角，其中，一个外翼段设置在一个内翼段上，另一个外翼段设置在另一个内翼段上。

根据本申请的至少一个实施例，两个内翼段的后缘具有小前掠角。

根据本申请的至少一个实施例，两个内翼段的后缘的小前掠角在15°以下。

根据本申请的至少一个实施例，两个内翼段的前缘的大后掠角在60°以上。

根据本申请的至少一个实施例，两个外翼段的后缘具有小后掠角。

根据本申请的至少一个实施例，两个外翼段的后缘的小后掠角在15°以下。

根据本申请的至少一个实施例，两个外翼段前缘的中等后掠角在40°-50°以内。

根据本申请的至少一个实施例，中央体具有升力外形。

根据本申请的至少一个实施例，每个内翼段与中央体间平滑过渡融为一体。

附图说明

图1是本申请实施例提供的超音速飞机的结构示意图；

其中：

1-本体；2-内翼段；3-外翼段。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关申请，而非对该申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

需要说明的是，在本申请的描述中，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方向或位置关系的术语是基于附图所示的方向或位置关系，这仅仅是为了便于描述，而不是指示或暗示所述装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，还需要说明的是，在本申请的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。

一种超音速飞机，包括：

中央体1；

两个内翼段2，前缘具有大后掠角，其中，一个内翼段2设置在中央体1的一侧，另一内翼段2设置在中央体1的另一侧；

两个外翼段3，前缘具有中等后掠角，其中，一个外翼段3设置在一个内翼段2上，另一个外翼段3设置在另一个内翼段2上。

对于上述实施例公开的超音速飞机，本领域技术人员容易理解的是，中央体1为飞机的机身，其内部主要分割为设备舱、驾驶舱、客舱等，每个内翼段2的内侧对应与中央体1的一侧连接，其外侧对应与一个外翼段连接，构成飞机的机翼，其中，

内翼段1前缘具有大后掠角，可为飞机提供较大的升力，降低飞机在超音速飞行时的激波阻力；

外翼段2前缘具有中等后掠角，可有效增加飞机的展弦比，改善飞机在压音速飞行时的气动特性，提高飞机亚音速飞行效率，以及改善飞机的起降与爬升性能；

内翼段2、外翼段3与中央体结合，形成内侧大后掠角、外侧中等后掠角的箭式外形，兼顾了飞机的超音速与压音速的飞行性能。

在一些可选的实施例中，两个内翼段2的后缘具有小前掠角，以控制内翼段2外侧弦长。

在一些可选的实施例中，两个内翼段2的后缘的小前掠角在15°以下。

在一些可选的实施例中，两个内翼段2的前缘的大后掠角在60°以上。

在一些可选的实施例中，两个外翼段3的后缘具有小后掠角，以使外翼段3具有合理的根梢比，以能够产生练好的升力分布。

在一些可选的实施例中，两个外翼段3的后缘的小后掠角在15°以下。

在一些可选的实施例中，两个外翼段3前缘的中等后掠角在40°-50°以内。

在一些可选的实施例中，中央体1具有升力外形。

对于上述实施例公开的超音速飞机，本领域技术人员容易理解的是，其对中央体1采用升力外形设计，使其成为飞机的升力部件，在飞机飞行时为飞机提供升力，以改善飞机的升力特性，且无需再设计尾翼，避免了由尾翼产生的阻力，避免了机身、机翼、尾翼间的干扰阻力，且减轻了飞机的重量。中央体1的升力外形设计可在本领域技术人员容易想到的范围进行选择。

在一些可选的实施例中，每个内翼段2与中央体1间平滑过渡融为一体。

对于上述实施例公开的超音速飞机，本领域技术人员容易理解的是，中央体1与其连接的两个内翼段2平滑过渡融为一体，使飞机具有翼身融合的特征，以此能够有效提高飞机的升力，减少乃至避免干扰阻力，且可显著增加飞机的内部空间。内翼段2与中央体平滑过渡融为一体可采用本领域技术人员熟知的、容易想到的技术手段及方法工艺进行。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。