[发明专利]一种高升阻比固定翼飞机配平方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种高升阻比固定翼飞机的配平方法，属于航空飞行器中固定翼飞机设计技术领域。

技术背景

在同样设计速度下，提高飞机升阻比，在同样设计重量情况下，飞机阻力越小，需用推力越小。飞机升阻比越大，飞机的空气动力性能越好，经济性越高。

为了提高飞机的升阻比，从飞机设计翼型选择上看，应选择升阻比大的正弯度翼型。但在目前飞机设计中，选择正弯度翼型的飞机设计，机翼零升力矩配平都是借助平尾或鸭翼等方式实现，这就带来了升力和阻力损失，降低了全机升阻比，不能充分发挥正弯度翼型高升阻比特性。

而无尾式布局的飞机通常采用扭转机翼的办法实现配平，即采用S翼型，保证飞机的零升力矩系数为正。而S翼型升阻比远远小于正弯度翼型。此方法是以牺牲升阻比的代价换取稳定性。

发明内容

本飞机布局设计发明，采用高升阻比正弯度翼型，且不利用平尾或鸭翼等带来降低全机升阻比的手段，来实现机翼零升力矩的配平，充分发挥正弯度翼型高升阻比特性。为了实现机翼零升力矩配平，并且不造成全机升阻比下降。采用重心配置在机翼焦点正下方处的设计布局，以产生大的升阻比和抬头力矩，同时使全机具有纵向静稳定性。既能提高飞机的升阻比，又能使全机具有静稳定性。

根据本发明的一个方面，提供了一种高升阻比固定翼飞机，其特征在于包括：

具有大展弦比正弯度的机翼，用于提供升力，从而提供全机升力，

位于机翼的焦点正下方的机身，

机翼支撑梁，用于连接所述机身与机翼，

设置在机身上的发动机，用于提供推力。

根据本发明的另一个方面，提供了一种固定翼飞机的高升阻比的实现方法，其特征在于包括：

用具有大展弦比正弯度的机翼提供升力，从而提供全机升力，

把机身设置于机翼的焦点正下方，

用机翼支撑梁连接所述机身与机翼，

用设置在机身上的发动机提供推力。

附图说明

图1(a)为采用水平尾翼配平方法的方案的示意图。

图1(b)为采用鸭翼配平方法的方案的示意图。

图2(a)为采用本新发明布局方法在无干扰来流作用下配平的方案示意图。

图2(b)为采用本新发明布局方法在下方干扰来流作用下配平的方案示意图。

图2(c)为采用本新发明布局方法在上方干扰来流作用下配平的方案示意图。

图3为采用本新发明布局方法具体实施例方案的示意图。

具体实施方式

采用单独正弯度翼型的飞机设计，如在机翼升力是零时，作用在机翼上的零升力矩不为零，此力矩将使全机产生低头力矩。需采取措施配平机翼的零升力矩。通常的方法包括平尾、鸭翼等，具体见受力分析图1。

图1(a)为采用水平尾翼配平方法，O点为全机重心。正弯度机翼(1)零升力矩使得全机低头。平尾的升力(Lw)为向下，而使得全机零升力矩系数为正，即为抬头力矩，实现全机配平。但此方法导致全机升力损失。

图1(b)为采用鸭翼配平方法，O点为全机重心。正弯度机翼(1)零升力矩使得全机低头。鸭翼的升力(Ly)为向上，而使得全机零升力矩系数为正，即为抬头力矩，实现全机配平。但此方法导致全机阻力增大。

而本发明，采用不损失全机升阻比的配平措施。根据本发明的一个实施例，将全机焦点配置于机翼焦点正下方处，如图2所示。

在图2(a)中，在远方来流(V0)作用下，全机受力及配平情况是：全机升力(L)与重力(G)平衡，推力(T)与空气阻力(D)平衡；阻力(D)与重心(O)的力矩为抬头力矩，此力矩可配平正弯度机翼(1)的零升力矩(M0)，从而实现全机的力矩配平。并且不损失全机的升阻比。机翼安装角(a)为此时机翼最大升阻比对应迎角。

在图2(b)中，飞机水平飞行，遇到与水平面成da角干扰来流(V1)时，全机受力及配平情况是：飞机相对于干扰来流(V1)的迎角为da，升力变量(dL)方向与干扰来流(V1)方向垂直向上，阻力变量(dD)方向与干扰来流(V1)方向相同，而其他力未变化；阻力(dD)水平分量与升力(dL)水平分量和推力平衡。与图2(a)阻力(D)升力(L)相比，阻力变量(dD)对重心力臂减小，升力变量(dL)对重心力臂增加，二力与全机重心(O)形成的力矩为负，即为低头力矩，减小全机迎角的增加(da)变化，当使全机具有静稳定性。