一种抬式静稳定飞机
阅读说明：本技术 一种抬式静稳定飞机 (Lift type statically stable airplane ) 是由 朱韬 王勇 许新华 于 2020-12-24 设计创作，主要内容包括：本发明属于航空飞行器设计技术领域,公开了一种抬式静稳定飞机,包括前机翼、后机翼和机身,机身采用常规战斗机机身结构；其中,前机翼是小展弦比后掠梯形机翼,机翼展弦比不大于5,前机翼根部安装于机身的两侧,且靠近机身前段的中下部；后机翼采用大展弦比前掠梯形机翼,机翼展弦比大于7,后机翼根部安装于机身的两侧,且靠近机身后段的上部。本发明合理分配飞机翼面参数和位置,完全解决了传统飞机存在配平损失大的难题,也突破了鸭式布局飞机完全依靠电传飞控系统飞行的弊端,实现了全机无配平损失,具有纵向静稳定的可控飞机,解决了现有飞机存在的技术问题。(The invention belongs to the technical field of aviation aircraft design, and discloses a lifting type statically stable aircraft, which comprises a front wing, a rear wing and an airframe, wherein the airframe adopts a conventional fighter airframe structure; the front wing is a swept-back trapezoidal wing with a small aspect ratio, the aspect ratio of the wing is not more than 5, and the root of the front wing is arranged on two sides of the fuselage and is close to the middle lower part of the front section of the fuselage; the rear wing adopts a forward swept trapezoidal wing with a high aspect ratio, the aspect ratio of the wing is more than 7, and the root of the rear wing is arranged at two sides of the fuselage and is close to the upper part of the rear section of the fuselage. The invention reasonably distributes the wing surface parameters and positions of the airplane, completely solves the problem of large trimming loss of the traditional airplane, also breaks through the defect that the canard layout airplane completely depends on a fly-by-wire flight control system to fly, realizes full-airplane non-trimming loss, has a longitudinally static and stable controllable airplane, and solves the technical problems of the existing airplane.)
技术领域
本发明属于航空飞行器设计技术领域，涉及一种飞机外形布局形式，具体涉及一种抬式静稳定飞机。
背景技术
现有的常规飞机按照飞机焦点与重心的关系主要分为纵向静稳定、纵向静不稳定两种布局形式，纵向静稳定布局飞机的典型如苏-27飞机、超级大黄蜂等，纵向静不稳定飞机的典型如阵风、台风、F16等机型。这两种飞机主要优点和存在的技术问题如下：
1、纵向稳定的飞机升力由主机翼提供，全机的焦点一般位于重心之后，尾翼提供配平，在受到垂直突风扰动影响后，飞机能自动恢复初始飞行姿态，这种飞机飞行员压力较小，易于操控，但由于存在专门的配平翼面，翼面提供负升力，对全机的升力有较大损失，为了提供足够的升力，机翼面积做的较大，未能发挥飞机的优势，飞机的结构较笨重，结构效率较低；
2、纵向不稳定的飞机(如鸭式布局)巡航飞行时，鸭翼提供正升力，所以配平能提供；
3、额外的正升力，主机翼面积可以做的更小，可以降低飞机重量、提高飞机机动性，但在受到垂直突风扰动影响后，飞机不能主动恢复初始飞行姿态，甚至可能有迎角继续发散的趋势，飞行员不能完全自主操纵，心里负担很重，这类飞机靠电传飞空系统控制飞行，飞空系统的飞行参数来自于飞机上的各种传感器，一旦飞控系统出现故障或传感器出现故障(如迎角传感器失效或不准)，将会造成灾难性事故，这种事故已经屡见不鲜；
4、飞机机翼的升力系数受机翼的展弦比、后掠角影响较大，飞机上不同平面参数的翼面，其升力系数随迎角的变化可以有较大差异，这种差异没有引起飞机设计人员足够重视，如果在布局上进行创新，就完全可以将这种差异用于飞机布局设计，提升飞机气动效率。
发明内容
针对现有的飞机布局设计技术，本发明提出一种抬式的双翼面、具有纵向静稳定的高气动效率飞机，能够减小不必要的配平损失，实现静稳定控制，综合提升飞机性能，解决现有布局飞机存在的技术问题。
本发明的技术方案是：一种抬式静稳定飞机，包括前机翼、后机翼和机身，机身采用常规战斗机机身结构；其中，前机翼是小展弦比后掠梯形机翼，机翼展弦比不大于5，前机翼根部安装于机身的两侧，且靠近机身前段的中下部；后机翼采用大展弦比前掠梯形机翼，机翼展弦比大于7，后机翼根部安装于机身的两侧，且靠近机身后段的上部。
进一步的，前机翼的翼尖与后机翼的中段位置连接有连接翼，连接翼是后掠翼，连接翼的后掠角大于前机翼的后掠角，连接翼的后掠角也大于后机翼的前掠角。本飞机取消传统的垂直尾翼，用连接翼代替，连接翼的后缘带有方向舵，起航向稳定和航向操纵，连接翼能大幅提升前机翼、后机翼的连接刚度，可降低前机翼、后机翼的结构重量；传统的前掠机翼由于弯扭匹配复杂，高速飞行时如果机翼结构设计不当会造成迎角发散、结构破坏的问题，采用了连接翼后，这种结构发散问题得到抑制，是一种高效的结构连接方式。
进一步的，当飞机正常巡航飞行时，前机翼采用正弯度翼型，提供向上的正升力F前，前机翼的气动焦点为K前，后机翼采用正弯度翼型，提供向上的正升力F后，后机翼的气动焦点为K后，飞机的重量为G，重心位置为G0；
F前·L前＝F后·L后
F前+F后＝G
其中，L前是指前机翼的气动焦点K前到重心位置为G0的距离；L后是指后机翼的气动焦点K后到重心位置为G0的距离。
进一步的，当飞机受到垂直突风扰动后，前机翼与后机翼的升力增加比例发生变化，后机翼的升力增加更快，即后机翼上产生的低头力矩会大于前机翼上产生的抬头力矩，飞机会主动低头，回到初始平飞状态。
进一步的，当飞机受到向下的垂直突风后，前机翼与后机翼的升力增加比例发生变化，后机翼的升力减小更快，即后机翼上产生的低头力矩会小于前机翼上产生的抬头力矩，飞机会主动抬头，回到初始平飞状态。
进一步的，还包括进气道和排气道；进气道设在机身的机头下方，进气道的唇口采用弧形小高宽比进气口，在距唇口后由分流隔道分为左右两个管道，进气道为空间S型进气道；排气道是小高宽比的扁平排气口，设在机身后端。
进一步的，排气道的高宽比小于0.3。
进一步的，还包括两台发动机，两台发动机安装于机身内，两台发动机的前端与进气道对接，两台发动机采用左右对称布置。
本发明的优点是：本发明的抬升式飞机，其利用了机翼升力系数与机翼展弦比等参数的差异性原理，提出了一种能大幅提升飞机升力、降低结构重量的抬升式飞机，创新性地设计了一种双翼面、前后掠混合布局的飞机，其与现有飞机相比，具有布局独特，气动原理正确、飞行力学可实现的特点。
本发明合理分配飞机翼面参数和位置，完全解决了传统飞机存在配平损失大的难题，也突破了鸭式布局飞机完全依靠电传飞控系统飞行的弊端，实现了全机无配平损失，具有纵向静稳定的可控飞机，解决了现有飞机存在的技术问题。
附图说明
图1是本发明抬升式飞机立体布局图
图2是本发明抬式静稳定飞机侧视布局图
图3是本发明抬式静稳定飞机仰视布局图
图4是本发明抬式静稳定飞机的一种最佳实施例前视图
图5是本发明抬式静稳定飞机的一种最佳实施例侧视图
图6是本发明抬式静稳定飞机尾部扁平喷口细节图
图7是本发明抬式静稳定飞机正常巡航时的受力关系
图8是本发明抬式静稳定飞机受到突风扰动抬头后的受力关系
图9是本发明抬式静稳定飞机受到突风扰动低头后的受力关系
图10是本发明抬式静稳定飞机前后机翼升力系数与迎角的关系对比图；
其中，1—前机翼，2—后机翼，3—机身，4—前起落架，5—后起落架，6—发动机，7—进气道，8—排气道，9—连接翼。
具体实施方式
本部分是本发明的实施例，用于解释和说明本发明的技术方案。
参考图1－6，一种抬式静稳定飞机，包括前机翼1、后机翼2和机身3，机身3采用常规战斗机机身结构。
前机翼1采用小展弦比后掠梯形机翼，机翼展弦比不大于5，前机翼1根部安装于机身2的两侧，且靠近前机身中下部；
机身2采用常规战斗机机身方案，机身2的座舱采用整体气泡式座舱，采用并列双舱；
后机翼3采用大展弦比前掠梯形机翼，机翼展弦比大于7，后机翼3根部安装于机身2的两侧，且靠近后机身上部；
机身2的前下部安装有前起落架4，前起落架向后收起，收起位置位于左右进气道7的中间；
机身2的后部两侧安装有主起落架5，主起落架向内侧收于机身内的起落架舱内；
进气道7的唇口采用弧形小高宽比进气口，在距唇口后由分流隔道分为左右两个管道，进气道为空间S型进气道；
发动机6安装于机身2内，前端与进气道7对接，共2台，左右对称布置；
发动机6的后端接的排气道8，排气道8的排气口采用扁平排气口，高宽比不大于0.3；
前机翼1的翼尖与后机翼2的中段位置连接有连接翼9，连接翼9采用后掠翼方案，后掠角大于前机翼1的后掠角，也大于后机翼2的前掠角。
本发明的技术原理是：
当飞机正常巡航飞行时，前机翼1采用正弯度翼型，提供向上的正升力F前，前机翼1的气动焦点为K前，后机翼2采用正弯度翼型，提供向上的正升力F后，后机翼2的气动焦点为K后，飞机的重量为G，重心位置为G0；
飞机正常平飞的基本条件是：
F前·L前＝F后·L后
F前+F后＝G
L前是指前机翼(1)的气动焦点K前到重心位置为G0的距离；L后是指后机翼(2)的气动焦点K后到重心位置为G0的距离。
当飞机受到垂直突风扰动后，假设给飞机造成了迎角为+Δα的增加，此时前机翼1的升力会增加为F前Δα，后机翼2的升力会增加为F后Δα；
假设前后机翼上气流流速均为v，则有：
F前＝0.5ρv2S前Cl前
F后＝0.5ρv2S后Cl后 (1)
Cl是升力系数；Cl前是前机翼升力系数，Cl后是后机翼升力系数；
S是机翼面积，S前是前机翼面积，S后是后机翼面积。
在遭遇垂直突风载荷后，前后机翼升力系数也会变为Cl前Δα和Cl后Δα，
F前Δα＝0.5ρv2S前Cl前Δα；
F后Δα＝0.5ρv2S后Cl后Δα；
由公式(1)可知，气流密度、速度、机翼面积、焦点位置基本不变、重心位置基本不变的情况下，要保持飞机平飞，在前机翼1的升力系数与后机翼2的升力系数满足如下比例关系：
Cl前/Cl后＝S后·L后/(S前·L前)
机翼的升力系数与机翼的展弦比、后掠角有较大关系，展弦比越大，升力系数斜率越大，前机翼1、后机翼2的升力线斜率如图10所示。
由图10可知，当迎角增加+Δα后，前机翼1与后机翼2的升力增加比例发生变化，后机翼2的升力增加更快：
F后Δα·L后·cosα＞F前Δα·L前·cosα
即后机翼2上产生的低头力矩会大于前机翼1上产生的抬头力矩，飞机会主动低头，回到初始平飞状态，这是静稳定性基本要求。
同样，当飞机受到向下的垂直突风后，飞机会产生低头迎角－Δα，由上图可知，当迎角减小－Δα后，前机翼1与后机翼2的升力减小比例发生变化，后机翼2的升力减小更快：
F后Δα·L后·cosα＜F前Δα·L前·cosα
即前机翼1上产生的抬头力矩会大于后机翼1上产生的低头力矩，飞机会主动抬头，回到初始平飞状态，这是静稳定性基本要求。
本发明的抬升式飞机，其还具有其他优点：
取消传统的垂直尾翼，用连接翼9代替，连接翼9的后缘带有方向舵，起航向稳定和航向操纵，连接翼能大幅提升前机翼1、后机翼2的连接刚度，可降低前机翼、后机翼的结构重量；
传统的前掠机翼由于弯扭匹配复杂，高速飞行时如果机翼结构设计不当会造成迎角发散、结构破坏的问题，采用了连接翼9后，这种结构发散问题得到抑制，是一种高效的结构连接方式；
采用了小高宽比的弧形进气口，进气口前端采用下垂的机头遮挡，进气道采用双S型进气道，能显著提升飞机前向雷达隐身能力，还能遮挡进气道内部包括发动机高温部件的热辐射，具有前向红外隐身能力，有利于飞机低空突防，躲避红外制导武器攻击，大幅提升飞机生存力；
采用了小高宽比的扁平排气口8，能显著降低发动机6的排气温度，对于后向红外隐身具有显著提升，降低飞机被尾向红外导弹攻击的概率。
下面结合附图说明本发明另一个实施例、
本发明设计了一款抬升式静稳定飞机，飞机最大起飞重量30吨，采用2台加力推力为1万公斤的涡扇发动机，其最大飞行马赫数1.8MA，采用腹部进气、前三点式起落架，主要部件包括前机翼1，后机翼2，机身3、前起落架4、后起落架5，发动机6，进气道7，排气道8，连接翼9等。前机翼翼展12到12.5米，后机翼翼展为16到17米，飞机高度2.9到3米。
前机翼1采用小展弦比后掠梯形机翼，前机翼展弦比3.8到3.9，前缘后掠角40°到42°，前机翼1根部安装于机身3的两侧，稳固安装，且靠近前机身中下部；
机身3采用了常规战斗机机身，长16到17米，机身最大宽度2.6到2.7米，采用下垂的机头、并列双座气泡式座舱；
后机翼2采用大展弦比前掠梯形机翼，后机翼展弦比7.4到7.6，前缘前掠角37°到39°，后机翼2根部安装于机身3的两侧，且靠近后机身上部；
机身3的前下部安装有前起落架4，前起落架向后收起，收起位置位于左右进气道7的中间；
机身3的后部两侧安装有主起落架5，主起落架向内侧收于机身内的起落架舱内；
进气道7的唇口采用弧形小高宽比进气口，在距唇口后由分流隔道分为左右两个管道，进气道为空间S型进气道；
采用大推力带加力涡扇发动机6，安装于机身3内，前端进气口与进气道7对接，共2台，左右对称布置；
发动机6的后端接的排气道8，排气道8的排气口采用扁平排气口，高宽比为0.253；
前机翼1的翼尖与后机翼2的中段位置连接有连接翼9，连接翼9采用后掠翼方案，后掠角大于前机翼1的后掠角，也大于后机翼2的前掠角，采用45度，改善其失速特性。
本实施例的技术原理是：
当飞机正常巡航飞行时，前机翼1采用正弯度翼型，提供向上的正升力F前，前机翼1的气动焦点为K前，后机翼2采用正弯度翼型，提供向上的正升力F后，后机翼2的气动焦点为K后，飞机的重量为G，重心位置为G0；
飞机正常平飞的基本条件是：
F前·L前＝F后·L后
F前+F后＝G
当飞机受到垂直突风扰动后，假设给飞机造成了迎角为+Δα的增加，此时前机翼1的升力会增加为F前Δα，后机翼2的升力会增加为F后Δα，；
假设前后机翼上气流流速均为v，则有F前＝0.5ρv2S前Cl前
F后＝0.5ρv2S后Cl后
在遭遇垂直突风载荷后，F前Δα＝0.5ρv2S前Cl前Δα
F后Δα＝0.5ρv2S后Cl后Δα
由公式(1)可知，气流密度、速度、机翼面积、焦点位置基本不变、重心位置基本不变的情况下，要保持飞机平飞，在前机翼1的升力系数与后机翼2的升力系数满足如下比例关系：
Cl前/Cl后＝S后·L后/(S前·L前)
机翼的升力系数与机翼的展弦比、后掠角有较大关系，展弦比越大，升力系数斜率越大，前机翼1、后机翼2的升力线斜率如10所示。
由图可知，当迎角增加+Δα后，前机翼1与后机翼2的升力增加比例发生变化，后机翼2的升力增加更快：
F后Δα·L后·cosα＞F前Δα·L前·cosα
即后机翼2上产生的低头力矩会大于前机翼1上产生的抬头力矩，飞机会主动低头，回到初始平飞状态，这是静稳定性基本要求。
同样，当飞机受到向下的垂直突风后，飞机会产生低头迎角－Δα，由图可知，当迎角减小－Δα后，前机翼1与后机翼2的升力减小比例发生变化，后机翼2的升力减小更快：
F后Δα·L后·cosα＜F前Δα·L前·cosα
即前机翼1上产生的抬头力矩会大于后机翼1上产生的低头力矩，飞机会主动抬头，回到初始平飞状态，这是静稳定性基本要求。
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