專利名稱：飛機設(shè)計方法與方案的制作方法
飛機設(shè)計方法與方案
本發(fā)明涉及飛機設(shè)計方法與方案。
第五代戰(zhàn)斗機具有高機動、隱身和超音速巡航能力。第六代戰(zhàn)斗機除了具備第五代戰(zhàn)斗機的優(yōu)點外，還要有高超音速(5倍以上的音速)和全球到達、全球打擊能力。本發(fā)明針對第六代戰(zhàn)斗機的特點，提出了實用可行的設(shè)計方法；并提出了一種五代半到六代的無垂直尾翼戰(zhàn)斗機方案。本專利申請的目的是要引起有關(guān)部門的重視，以便方案能夠早日論證決策、組織實施。
飛機設(shè)計方法與一種五代半到六代的無垂直尾翼戰(zhàn)斗機方案
I.大縱向迎風(fēng)面
縱向迎風(fēng)面是指戰(zhàn)斗機俯視圖的全部面積。有效縱向迎風(fēng)面是考慮了水平尾翼與鴨翼的不同影響因素后，經(jīng)過修正的縱向迎風(fēng)面面積。
I. I戰(zhàn)斗機的急轉(zhuǎn)彎飛行
急轉(zhuǎn)彎飛行是戰(zhàn)斗機機動性的一個重要方面。戰(zhàn)斗機的急轉(zhuǎn)彎飛行是將轉(zhuǎn)彎開始時的速度矢量變換成最終轉(zhuǎn)向的速度矢量。
戰(zhàn)斗機的急轉(zhuǎn)彎飛行大致可分為前半程和后半程。前半程戰(zhàn)斗機利用有效縱向迎風(fēng)面進行制動和速度矢量的轉(zhuǎn)換。當滿足了機身與最終轉(zhuǎn)向角小于等于45°或機身轉(zhuǎn)過 90°的條件后，發(fā)動機開始逐步參與進急轉(zhuǎn)彎的工作。此時急轉(zhuǎn)彎由前半程逐漸進入后半程。后半程主要用發(fā)動機參與制動和在最終轉(zhuǎn)向方向用發(fā)動機進行加速。包括過最終轉(zhuǎn)向用發(fā)動機參與急轉(zhuǎn)彎。
I. 2戰(zhàn)斗機的結(jié)構(gòu)特性與急轉(zhuǎn)彎飛行的能量源
結(jié)構(gòu)特性戰(zhàn)斗機的結(jié)構(gòu)特點決定了其縱向抗過載能力較強，側(cè)向次之，上下面 (大縱向迎風(fēng)面)較弱。
能量源一急轉(zhuǎn)彎開始時初始方向的較大動能。此動能隨著轉(zhuǎn)彎的進程而變化，初期很大，隨著初始方向的速度減小而快速下降。
能量源二 戰(zhàn)斗機的發(fā)動機。特點推力持久、可控。
I. 3戰(zhàn)斗機的新急轉(zhuǎn)彎方法三步曲
第一步戰(zhàn)斗機沿機身縱軸滾轉(zhuǎn)；用控制舵面等增大迎風(fēng)面。利用大縱向迎風(fēng)面進行制動和速度矢量的轉(zhuǎn)換。
第二步回轉(zhuǎn)機身減小迎風(fēng)面；利用戰(zhàn)斗機本身和矢量噴管產(chǎn)生的側(cè)向旋轉(zhuǎn)力矩，在近側(cè)向狀態(tài)下，用矢量噴管和副翼實現(xiàn)機身的快速、安全轉(zhuǎn)向。
第三步用發(fā)動機參與制動并在最終轉(zhuǎn)向方向加速。包括機身轉(zhuǎn)過最終轉(zhuǎn)向，用飛機發(fā)動機進行制動和在最終轉(zhuǎn)向方向進行加速。
上面實現(xiàn)第一、二步的過程i.(第一步開始)用副翼滾轉(zhuǎn)機身；用水平控制舵面 (鴨翼或水平尾翼)、矢量噴管增大迎風(fēng)面。ii.用矢量噴管穩(wěn)定機身。此時，副翼和矢量噴管產(chǎn)生的相反旋轉(zhuǎn)力矩相互抵消。iii.(第二步開始)繼續(xù)加大矢量噴管的旋轉(zhuǎn)力矩， 回轉(zhuǎn)機身減小迎風(fēng)面。iv.根據(jù)需要在小迎風(fēng)面或近側(cè)向的狀態(tài)下，實現(xiàn)機身的快速轉(zhuǎn)向。 該過程有一個保護機制，防止突然的大擾動將機身吹成最大迎風(fēng)面狀態(tài)。
I. 4大縱向迎風(fēng)面的設(shè)計原則
從上面的分析中可以得出結(jié)論在基本不減小最大使用過載，不增加機體結(jié)構(gòu)重量的情況下，通過合理布局、選擇材料、優(yōu)化結(jié)構(gòu)設(shè)計，盡可能地增大單位重量的有效縱向迎風(fēng)面面積。
戰(zhàn)斗機采用大縱向迎風(fēng)面設(shè)計主要是因為i.大縱向迎風(fēng)面能夠更好地利用戰(zhàn)斗機急轉(zhuǎn)彎開始時的初始動能。更有效地減小初始方向的速度。ii.大縱向迎風(fēng)面和上面介紹的新急轉(zhuǎn)彎方法都適合戰(zhàn)斗機的結(jié)構(gòu)特性。iii.大縱向迎風(fēng)面可以不影響過最終轉(zhuǎn)向用發(fā)動機參與急轉(zhuǎn)彎。
該處推介的新急轉(zhuǎn)彎方法，規(guī)避了用戰(zhàn)斗機最薄弱的上下面(大縱向迎風(fēng)面)直接翻轉(zhuǎn)，降低了對材料和結(jié)構(gòu)的要求。其側(cè)向快速轉(zhuǎn)向方法，還為尾噴管參與急轉(zhuǎn)彎擴展了發(fā)揮作用的范圍。
急轉(zhuǎn)彎時，大縱向迎風(fēng)面也意味著產(chǎn)生同樣的制動和速度矢量轉(zhuǎn)換效果，機身的迎風(fēng)角較小。從此角度也可以看作，降低了對材料和結(jié)構(gòu)的要求。
我認為機動性的優(yōu)劣主要由兩項指標決定i.單位重量的有效縱向迎風(fēng)面面積。 推重比。單位重量的有效縱向迎風(fēng)面面積決定了急轉(zhuǎn)彎的前半程效率。戰(zhàn)斗機的推重比決定了急轉(zhuǎn)彎的后半程效率和加速性、爬升率。評價戰(zhàn)斗機的機動性，應(yīng)該用單位空機重量的有效縱向迎風(fēng)面面積和空機推重比兩項指標。
2.穩(wěn)定三角形
2. IV形對稱斜面、橫切面V形對稱斜面與縱向三角形
V形對稱斜面，是飛機機身兩側(cè)左右對稱的平面。該左、右平面上的對應(yīng)點，滿足上部兩對應(yīng)點之間的距離大于下部兩對應(yīng)點之間的距離，后部兩對應(yīng)點之間的距離大于等于前部兩對應(yīng)點之間的距離。由于該對稱平面在機身的橫切面呈現(xiàn)V形，且左右對稱，故稱之為V形對稱斜面。
我們把在機身兩側(cè)對稱的左、右平面上，滿足上部兩對應(yīng)點間的距離大于下部兩對應(yīng)點間的距離，后部兩對應(yīng)點間的距離等于前部兩對應(yīng)點間距離的對稱平面，稱為橫切面V形對稱斜面。
我們把在機身兩側(cè)對稱的左、右平面上，滿足上部兩對應(yīng)點間的距離等于下部兩對應(yīng)點間的距離，后部兩對應(yīng)點間的距離大于前部兩對應(yīng)點間距離的對稱平面，稱為縱向三角形。
2. 2V形對稱斜面的最大穩(wěn)定角
通過對V形對稱斜面最大穩(wěn)定角的計算發(fā)現(xiàn)大角度的橫切面V形對稱斜面在較小迎風(fēng)角的情況下，就能夠有較好的對垂直面的穩(wěn)定角。迎風(fēng)角度越大，穩(wěn)定角越大。橫切面V形對稱斜面，特別適合于低速大迎角飛行。橫切面V形對稱斜面的優(yōu)點是風(fēng)阻較小。不足是在高速飛行迎風(fēng)角為0°時，其穩(wěn)定角為零?？v向穩(wěn)定三角形在迎風(fēng)角度為0°時，能夠有較大的對垂直面的穩(wěn)定角。它的缺點是小迎風(fēng)角時，風(fēng)阻大于前者；大迎風(fēng)角時，穩(wěn)定度不足。大角度橫切面V形對稱斜面和縱向三角形可以構(gòu)成一個穩(wěn)定三角形。兩者的結(jié)合可以取長補短。穩(wěn)定三角形中的棱線可以保留，也可以圓滑處理。
從定義中不難發(fā)現(xiàn)縱向三角形不是V形對稱斜面，它也不同于穩(wěn)定三角形。進一步研究可以發(fā)現(xiàn)縱向三角形的阻力較大；大迎風(fēng)角飛行時，穩(wěn)定度不足。即便將縱向三角形的邊平面變形為折面，緩解阻力大的問題后；對于在小迎風(fēng)角時，阻力基本相同的情況下的變形縱向三角與穩(wěn)定三角形；在低速大迎角飛行時，變形縱向三角形的穩(wěn)定度仍然遠小于V形對稱斜面和穩(wěn)定三角形。
2. 3V形對稱斜面最大穩(wěn)定角的計算公式
權(quán)利要求
1. 一種戰(zhàn)斗機的機動方法。其特征在于，利用戰(zhàn)斗機的側(cè)面實現(xiàn)快速轉(zhuǎn)向。
全文摘要
本發(fā)明涉及飛機設(shè)計方法和一種五代半到六代的無垂直尾翼戰(zhàn)斗機方案。發(fā)明人提出了“大縱向迎風(fēng)面設(shè)計原則”、“穩(wěn)定三角形技術(shù)”和“快速性問題的研究”三大核心技術(shù)，以及“機身側(cè)斜線布局”的實施辦法。該戰(zhàn)斗機具有超高機動性、優(yōu)秀的隱身氣動外形、高超音速和短距離起降能力等優(yōu)勢。為了盡快提升我國空軍的戰(zhàn)斗力，建議早日論證決策、組織實施。
文檔編號B64C19/00GK102935891SQ201110233660
公開日2013年2月20日 申請日期2011年8月16日 優(yōu)先權(quán)日2011年8月16日
發(fā)明者張焰 申請人:張焰