本發(fā)明屬于隱身戰(zhàn)斗機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，特別是一種氣動(dòng)性能強(qiáng)，隱身效果好的高隱身無(wú)平尾升力體布局飛機(jī)。

背景技術(shù)：

無(wú)平尾升力體布局飛機(jī)包括鴨式布局或無(wú)尾三角翼布局的飛機(jī)。為改善小展弦比高升力無(wú)平尾升力體布局飛機(jī)的偏航安定性和實(shí)現(xiàn)偏航操縱，并提高隱身性能，在后機(jī)身尾噴口的側(cè)上方設(shè)置了比常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)垂尾面積小一個(gè)量級(jí)、外傾的雙垂尾。

雙垂尾結(jié)構(gòu)會(huì)在機(jī)體尾部上表面產(chǎn)生逆壓梯度，升力系數(shù)損失加大；來(lái)自機(jī)體前部的脫體渦會(huì)引起不穩(wěn)定，機(jī)體的升阻特性惡化；在超音速飛行條件下尾噴口膨脹區(qū)激波對(duì)垂直安定面造成不利影響。

由于雙垂尾的設(shè)置，當(dāng)飛機(jī)處于跨音速和亞音速機(jī)動(dòng)飛行及過(guò)失速飛行狀態(tài)時(shí)，由于垂尾完全處于主翼和后機(jī)身的紊亂低能量氣流中，垂尾的偏航效率急劇下降；在超音速側(cè)滑時(shí)，膨脹的噴流向垂尾背風(fēng)面移動(dòng)，使機(jī)尾和垂尾局部背風(fēng)面的壓大增大，從而產(chǎn)生反向側(cè)力及不穩(wěn)定的航向力距，降低垂尾的偏航安定效率。為提高飛機(jī)垂直安定面的尾容量，而垂尾的面積又不能加大，則在后機(jī)身下部與垂尾相對(duì)應(yīng)的地方增設(shè)腹鰭。腹鰭的存在使飛機(jī)尾部增加了兩個(gè)側(cè)向的雷達(dá)反射平面，導(dǎo)致側(cè)向特定角度上平面RCS值的增加。垂尾外側(cè)面與尾撐上表面之間、尾撐下表面與腹鰭外側(cè)面之間以及垂尾后緣與尾撐之間、發(fā)動(dòng)機(jī)噴管與尾撐之間的開(kāi)縫分別呈銳角狀態(tài)，均會(huì)導(dǎo)致行波RCS值的增強(qiáng)。因此，該類(lèi)飛機(jī)在后半球方向上不具備理想的隱身能力。

另外，當(dāng)飛機(jī)處于超音速飛行狀態(tài)時(shí)，腹鰭將在來(lái)流中產(chǎn)生激波阻力。特別時(shí)飛機(jī)在進(jìn)行超音速機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，腹鰭在來(lái)流中的投影面積隨飛機(jī)迎角的增加而增大，進(jìn)一步增大了激波阻力。當(dāng)飛機(jī)處于跨音速和亞音速機(jī)動(dòng)飛行及過(guò)失速飛行狀態(tài)時(shí)，由于垂尾完全處于主翼和后機(jī)身的紊亂低能量氣流中，垂尾的效率急劇下降，固定設(shè)置于機(jī)尾下面的腹鰭處于未受擾動(dòng)的來(lái)流之中，能提供偏航力距的補(bǔ)充。但由于腹鰭是固定的，僅能提供偏航安定力距，而無(wú)法通過(guò)偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生偏航控制力矩。而此時(shí)垂尾氣動(dòng)效率低下，偏航控制力矩必須由可在水平方向上偏轉(zhuǎn)的軸對(duì)稱矢量噴口提供。因此，采用鴨式布局和無(wú)尾三角翼布局的飛機(jī)均無(wú)法采用雷達(dá)和紅外隱身性能更好的矩形截面噴口。

總之，現(xiàn)有技術(shù)存在的問(wèn)題是：

1、在后機(jī)身尾噴口的上方設(shè)置的雙垂尾，升力系數(shù)損失加大，機(jī)體的升阻特性惡化；

2、為保證偏航安定效率而增設(shè)的腹鰭，降低了飛機(jī)的隱身性能，超音速飛行時(shí)激波阻力大；

3、為保證飛機(jī)處于跨音速和亞音速機(jī)動(dòng)飛行及過(guò)失速飛行狀態(tài)時(shí)的偏航控制力矩，只能采用軸對(duì)稱矢量噴口，無(wú)法采用矩形截面噴口以獲得更好的隱身性能。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種高隱身無(wú)平尾升力體布局飛機(jī)，氣動(dòng)性能強(qiáng)，隱身效果好。

實(shí)現(xiàn)本發(fā)明目的的技術(shù)方案為：

一種高隱身無(wú)平尾升力體布局飛機(jī)，包括機(jī)身、位于機(jī)身兩側(cè)的左主翼和右主翼、位于機(jī)身后部的噴口、位于機(jī)身側(cè)部的進(jìn)氣道，在所述左主翼遠(yuǎn)離機(jī)身的一端設(shè)有左小翼，在右主翼遠(yuǎn)離機(jī)身的一端設(shè)有右小翼，所述左小翼與右小翼的外形相同，左小翼的外傾角與機(jī)身左側(cè)部進(jìn)氣道唇口外傾角平行，右小翼的外傾角與機(jī)身右側(cè)部進(jìn)氣道唇口外傾角平行。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，其顯著優(yōu)點(diǎn)為：

1、升力系數(shù)損失小，升阻特性好：本發(fā)明將常規(guī)的雙垂尾結(jié)構(gòu)改為雙主翼梢的小翼，減小了升力系數(shù)損失，優(yōu)化了機(jī)體的升阻特性；

2、隱身性能好：取消了由于雙垂尾結(jié)構(gòu)必需的腹鰭，提高了飛機(jī)的隱身性能；

3、超音速飛行時(shí)激波阻力?。喝∠擞捎陔p垂尾結(jié)構(gòu)必需的腹鰭，同時(shí)超音速飛行時(shí)激波阻力減小；

4、升阻特性好：翼梢小翼有效地抑制了飛機(jī)在亞、跨音速大迎角機(jī)動(dòng)飛行時(shí)產(chǎn)生的基本翼翼尖渦，減小了由翼尖渦引起的誘導(dǎo)阻力，因而有效地提高了單位重量剩余推力SEP值（SEP值為總推力減去總阻力之差與飛機(jī)當(dāng)?shù)乜账僦e除以飛機(jī)當(dāng)時(shí)重量）；并且由于翼梢小翼的拉力效應(yīng)，進(jìn)一步提高了機(jī)翼的升阻特性；

5、采用矩形矢量噴口：作為進(jìn)一步改進(jìn)，本發(fā)明的氣動(dòng)布局使飛機(jī)減少了在大迎角和過(guò)失速機(jī)動(dòng)狀態(tài)下的偏航操縱對(duì)矢量噴口偏航力矩的依賴，從而可以采用矩形矢量噴口，以充分發(fā)揮矩形矢量噴口機(jī)尾修形阻力低、雷達(dá)和紅外隱身性能均好的特點(diǎn)。

下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)描述。

附圖說(shuō)明

圖1是本發(fā)明高隱身無(wú)平尾升力體布局飛機(jī)的俯視圖。

圖2是圖1的右側(cè)視圖。

圖3是圖1的前視圖。

圖中，機(jī)身1、左主翼21、右主翼22、噴口3、左側(cè)部進(jìn)氣道41、右側(cè)部進(jìn)氣道42、左小翼51、右小翼52、左固定面511、左方向舵512、右固定面521、右方向舵522。

具體實(shí)施方式

如圖1、2、3所示，本發(fā)明高隱身無(wú)平尾升力體布局飛機(jī)，包括機(jī)身1、位于機(jī)身1兩側(cè)的左主翼21和右主翼22、位于機(jī)身后部的噴口3、位于機(jī)身1側(cè)部的進(jìn)氣道41、42，在所述左主翼21遠(yuǎn)離機(jī)身1的一端設(shè)有左小翼51，在右主翼22遠(yuǎn)離機(jī)身1的一端設(shè)有右小翼52，所述左小翼51與右小翼52的外形相同，左小翼51的外傾角與機(jī)身1左側(cè)部進(jìn)氣道41唇口外傾角平行，右小翼52的外傾角與機(jī)身1右側(cè)部進(jìn)氣道42唇口外傾角平行。

本發(fā)明將常規(guī)的雙垂尾結(jié)構(gòu)改為雙主翼梢的小翼，即左小翼51與右小翼52，減小了升力系數(shù)損失，優(yōu)化了機(jī)體的升阻特性。另一方面由于取消了由于雙垂尾結(jié)構(gòu)必需的腹鰭，提高了飛機(jī)的隱身性能，同時(shí)超音速飛行時(shí)激波阻力減小。

左小翼51與右小翼52的整體外形與現(xiàn)有技術(shù)中垂尾相同，也可根據(jù)需要重新設(shè)計(jì)。

進(jìn)一步地，所述左小翼51包括與左主翼21固定連接的左固定面511和與左固定面511活動(dòng)連接的左方向舵512，所述右小翼52包括與右主翼22固定連接的右固定面521和與右固定面521活動(dòng)連接的右方向舵522。

本發(fā)明的主翼梢的小翼，不僅具有端板作用、能耗散翼尖渦、減小誘導(dǎo)阻力、產(chǎn)生部分升力和向前的氣動(dòng)拉力、推遲基本翼翼尖失速和提高副翼操縱效率的功能，而且由于安裝了方向舵，還進(jìn)一步改善了主翼的氣動(dòng)性能。具體為：

無(wú)論在巡航狀態(tài)和起降狀態(tài)，通過(guò)改變左右小翼后緣舵面偏角以改變左右小翼所產(chǎn)生的環(huán)量，可以明顯地改變基本翼有氣動(dòng)特性，具體歸結(jié)如下：

(a)左右小翼舵面內(nèi)偏減小了機(jī)翼進(jìn) 有升力系數(shù)，偏角越大升力系數(shù)減小量越為明顯。舵面內(nèi)偏時(shí)，翼尖渦向內(nèi)、向下偏移，舵面外偏增加了機(jī)翼的升力系數(shù)，偏角越大升力提高亦越為明顯。其原因?yàn)椋寒?dāng)舵面內(nèi)偏時(shí)，小翼彎度變小，作用在小翼上的升力變小，從而作用在基本翼升力方向上的升力分量亦減小。而當(dāng)小翼舵面外偏時(shí)則正好相反，舵面外偏時(shí)，翼尖渦向上、向外偏移，說(shuō)明更有利于衰減翼尖渦。

(b)左右小翼舵面的內(nèi)外偏轉(zhuǎn)使基本翼的阻力系數(shù)相對(duì)于舵面不偏均有所增高，舵面偏角越大，阻力系數(shù)增量出越大。當(dāng)小翼的舵面的內(nèi)外偏轉(zhuǎn)用度相同時(shí)，舵面內(nèi)偏時(shí)的阻力系數(shù)大于舵面外偏的阻力系數(shù)。

(c)左右小翼舵面的偏轉(zhuǎn)使得機(jī)翼的升阻比相對(duì)于舵面不偏時(shí)有所下降，升阻比下減小量隨著偏角的增加而增加。在舵面分別向內(nèi)、向外等用度偏轉(zhuǎn)的條件下，舵面內(nèi)偏時(shí)的氣動(dòng)損失大于舵面外偏。

(d)左右小翼舵面內(nèi)偏減小了機(jī)翼的俯仰力矩系數(shù)，偏角越大，機(jī)翼的俯仰力矩系數(shù)減小越為明顯。即，舵面的內(nèi)偏減弱了機(jī)翼的機(jī)翼的縱向安定性，減小量與偏角增量呈正比；反之，舵面的外偏增強(qiáng)了機(jī)翼的縱向穩(wěn)定性，俯仰力矩增量與外偏角增量呈正比。

根椐加裝舵面的左右小翼這一特性，可分別針對(duì)飛機(jī)起飛、巡航、降落階段的不同氣動(dòng)要求，分別采取使左右小翼舵面同步外偏、不偏和同步內(nèi)偏的措施改善氣動(dòng)條件，以提高飛機(jī)在上述各階段中的性能。

作為優(yōu)選，所述左方向舵512和右方向舵522為全動(dòng)式方向舵。

方向舵可以常規(guī)方向舵和全動(dòng)式方向舵形式存在。出于提高減阻和隱身性能的考慮，應(yīng)首先考慮采用氣動(dòng)效率高而可減小舵面面積的全動(dòng)式方向舵。

優(yōu)選全動(dòng)式方向舵時(shí)，優(yōu)選結(jié)構(gòu)為：所述左方向舵512的前、后緣與左固定面511的前、后緣平齊，左方向舵512的下緣與左固定面511的上緣松配合，左方向舵512的轉(zhuǎn)軸固定在左固定面511上。

所述右方向舵522的前、后緣與右固定面521的前、后緣平齊，右方向舵522的下緣與右固定面521的上緣松配合，左方向舵512的轉(zhuǎn)軸固定在左固定面511上。

小翼的上端后部可進(jìn)行切尖處理。

影響左右小翼減阻效能的參數(shù)主要有：

(a)高度

增加左右小翼的高度即增加其展長(zhǎng)，可產(chǎn)生較好的功效，但過(guò)高的小翼會(huì)增加翼根彎矩，這將付出機(jī)翼結(jié)構(gòu)增強(qiáng)的代價(jià)。由于在傳統(tǒng)位置安裝V型垂尾將在翼面偏轉(zhuǎn)時(shí)經(jīng)其根部對(duì)尾撐產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)應(yīng)力，尾撐處不安裝垂尾及腹鰭后將降低尾撐在該處的強(qiáng)度要求，降低尾撐強(qiáng)度和去除腹鰭的減重收益將共同地補(bǔ)償由于左右小翼的存在所致的機(jī)翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度增強(qiáng)的增重代價(jià)。有研究表明，隨著小翼高度的增加，小翼的減阻效率隨之提高，在超過(guò)一定值后，繼續(xù)增加高度改善升阻比的效果將不再顯著。由于小翼作為主要的偏航控制氣動(dòng)翼面，因此小翼高度值的選取不應(yīng)受小翼最佳高度值的限制。

(b)傾斜角

左右小翼的弦平面與水平地面間的夾角被定義為小翼的傾斜角。小翼的傾角對(duì)其減阻效率影響效大。為提高其減阻效能，并使小翼根部與基本翼交界處在超臨界狀態(tài)下的流動(dòng)干擾較小，要求小翼外傾。在本方案中，由于受隱身規(guī)則所要求的外形邊緣共形平行原則的約束，小翼的向外傾斜角只能與機(jī)身進(jìn)氣道唇口外傾角相等。

(c)后掠角

為使小翼的臨界狀態(tài)下具有滿意的特性，并使小翼的邊界特性好于基本翼的邊界特性，小翼的后掠角應(yīng)略大于或等于基本翼的后掠角?；陔[身性能的要求，小翼后緣的后掠角應(yīng)與其前緣后掠角相等。由于現(xiàn)代飛機(jī)的邊條翼加基本翼或無(wú)尾三角翼均采用中等或中等以上的后掠角，因此置于其翼端的左右小翼的后掠角也將較大，當(dāng)飛機(jī)處于產(chǎn)生較強(qiáng)的誘導(dǎo)阻力的大迎角狀態(tài)時(shí)，左右小翼前緣相對(duì)于來(lái)流呈大后掠角狀態(tài)，足以從其前緣誘導(dǎo)產(chǎn)生脫體渦流，該渦流體的下部將在左右小翼的后緣的后方增強(qiáng)對(duì)基本翼翼尖渦的耗散。

此外，左右小翼的根梢比、安裝角、扭轉(zhuǎn)角及小翼前級(jí)位置參數(shù)對(duì)小翼減小誘導(dǎo)阻力系數(shù)的影響不如外傾角和高度值顯著。為滿足外形隱身的要求，小翼的前緣與基本翼的前緣應(yīng)當(dāng)是連續(xù)過(guò)渡的。小翼的高度、前緣和后緣的后掠角、根梢比決定著小翼的面積，小翼面積諸參數(shù)值的確定應(yīng)以線傳操縱系統(tǒng)主動(dòng)增穩(wěn)前題下滿足足夠的垂尾尾容量以保征偏航安定性和偏航操縱效率為原則。

所述左方向舵512與右方向舵522可以獨(dú)立偏轉(zhuǎn)。

下面詳述其工作原理：

由于左右小翼分別對(duì)稱地位于基本翼端部的垂尾外傾，隨著飛行迎角的增加，小翼外側(cè)在垂直于來(lái)流的平面內(nèi)產(chǎn)生的投影面積亦隨之加大，此時(shí)小翼的外側(cè)成為受力面，相當(dāng)于基本翼端部上反角的增大，所產(chǎn)生的左右對(duì)稱的指向機(jī)身內(nèi)側(cè)并向上方偏斜的力矩將為橫向安定性作出貢獻(xiàn)；由于小翼是后掠并外傾的，兩側(cè)小翼于無(wú)側(cè)滑時(shí)在來(lái)流方向上擁有相等的垂直投影面積，上述由小翼產(chǎn)行的在小平面的對(duì)稱力距位于飛機(jī)重心后方，對(duì)飛機(jī)偏航安定性發(fā)生作用，當(dāng)側(cè)滑發(fā)生時(shí)，迎風(fēng)面小翼的外側(cè)和背風(fēng)面小翼的內(nèi)側(cè)在來(lái)流中受力，并且由于翼梢小翼的前緣呈較大的后掠角，相對(duì)于翼梢小翼的側(cè)洗流將在兩小翼的背風(fēng)側(cè)誘導(dǎo)產(chǎn)生渦流，而增加兩小翼在迎、背風(fēng)面的壓差而共同產(chǎn)生減小側(cè)滑角的偏航安定力距，提高了橫側(cè)、偏航安定性。同時(shí)使大迎角下為提供偏航安定性而存在的腹鰭不再必要。

當(dāng)飛機(jī)進(jìn)行偏航操縱時(shí)，轉(zhuǎn)向內(nèi)側(cè)的小翼將以側(cè)力方向舵和阻力舵的形式為偏航操縱提供力矩，在此狀下，偏航方向內(nèi)側(cè)的小翼后緣外偏以產(chǎn)生指向機(jī)身內(nèi)側(cè)并同時(shí)向上和向后偏斜的操縱力，由于該操縱力的垂直分量將產(chǎn)生與偏航坡度方向相反的滾轉(zhuǎn)力距，需使轉(zhuǎn)向內(nèi)側(cè)的單側(cè)副翼或與同側(cè)襟副翼共同向上偏轉(zhuǎn)以抵消所不需要的外滾力距并產(chǎn)生偏航披度，副翼的上偏在產(chǎn)生坡度力距的同時(shí)，還在來(lái)流方向上形成阻力分量，因此飛機(jī)的偏航操縱由該阻力距與內(nèi)側(cè)小翼產(chǎn)生的阻力力距及橫向的偏航力距共同在機(jī)身重心后方發(fā)生作用實(shí)現(xiàn)偏航操縱。在上述狀態(tài)下，偏航方向外側(cè)的舵面后緣以使舵面盡可能地減小在來(lái)流中的投影面積為原則進(jìn)行偏轉(zhuǎn)，以增加兩端舵面的阻力差而提高偏航效率。

在大迎角狀態(tài)下，阻力舵的氣動(dòng)效率將高于常規(guī)舵面，隨著迎角的增大，飛機(jī)的重心將高于兩端方向舵氣動(dòng)中心之間的連線，當(dāng)方向舵后緣向外側(cè)偏轉(zhuǎn)時(shí)，其舵面外側(cè)在來(lái)流中受力，該阻力的幾何平面將與兩端方向舵轉(zhuǎn)軸共同所在的幾何平面呈負(fù)夾角時(shí)，方向舵偏轉(zhuǎn)時(shí)將分別產(chǎn)生側(cè)力分量、阻力分量和向下分量，向下分量所產(chǎn)生的力距可為轉(zhuǎn)向提供所需要的坡度。此狀態(tài)下由于迎用增大使副翼上偏時(shí)的氣動(dòng)效率損失將由方向舵氣動(dòng)力的向下分量彌補(bǔ)。偏航方向外側(cè)方向舵舵面則以在來(lái)流方向上的投影面積最小為原則同向偏轉(zhuǎn)。

當(dāng)飛機(jī)迎角增大致使兩端方向舵轉(zhuǎn)軸共同所在的幾何平面與來(lái)流平行的狀態(tài)下進(jìn)行偏航操縱時(shí)，兩端方向舵的外側(cè)面均在來(lái)流中受力，偏航方向內(nèi)側(cè)方向舵后緣外偏，使內(nèi)側(cè)舵面外側(cè)受力夭量與兩端方向舵轉(zhuǎn)軸共同平面重合或低于該平面，偏航方向外側(cè)的方向舵后緣內(nèi)偏，在介于初始位至方向舵與來(lái)流迎角為0之間、使外側(cè)方向舵在來(lái)流中受力的夭量指向飛機(jī)重心的偏航方向外側(cè)為原則偏轉(zhuǎn)，同時(shí)，偏航方向內(nèi)側(cè)的副翼、襟副翼上偏的氣動(dòng)效率進(jìn)一步降低，在此狀態(tài)下可令偏航方向內(nèi)側(cè)副翼、襟副翼下偏以產(chǎn)生阻力，而另一側(cè)的副翼、襟副翼適度上偏，以產(chǎn)生盡可能大的向上氣動(dòng)力分量而實(shí)現(xiàn)偏航操縱。

當(dāng)飛機(jī)迎角由上述狀態(tài)繼續(xù)增加或處于過(guò)失速飛行的極限迎角狀態(tài)時(shí)，兩端方向舵外側(cè)面仍在來(lái)流中受力，兩端方向舵轉(zhuǎn)軸共同所在的幾何平面與來(lái)流平面呈負(fù)迎角，此時(shí)進(jìn)行偏航操縱時(shí)，偏航方向內(nèi)側(cè)方向舵不進(jìn)行偏轉(zhuǎn)（在此狀態(tài)下方向舵后緣外偏將導(dǎo)致方向舵面對(duì)來(lái)流的投影面積減?。瑑?nèi)側(cè)方向舵后緣以使舵面外側(cè)面在來(lái)流中投影面積最大為原則內(nèi)偏；偏航方向外側(cè)的副翼、襟副翼以在來(lái)流中產(chǎn)生盡可能大的垂直于來(lái)流的向上氣動(dòng)力分量為原則上偏，與同側(cè)的方向舵共同產(chǎn)生向上力距分量，與其他氣動(dòng)力共同使飛機(jī)實(shí)現(xiàn)偏航操縱。

對(duì)于采用以翼梢小翼為垂直安定面的鴨式布局和無(wú)平尾三角翼布局飛機(jī)而言，在超音速和跨音速及亞音速飛行時(shí)的俯迎、橫側(cè)操縱與采用既有形式垂尾的鴨式或無(wú)平尾三角翼布局飛機(jī)并無(wú)不同；在進(jìn)行俯迎操縱時(shí)，在正常迎角狀態(tài)下，可使兩端小翼后緣共同內(nèi)偏（使兩端小翼外側(cè)面對(duì)來(lái)流）和共同外偏（使兩端小翼內(nèi)側(cè)面對(duì)來(lái)流）以分別產(chǎn)生壓尾和抬尾力距，與前置的氣動(dòng)面以及副翼、襟副翼共同作用以提高俯迎操縱的敏捷性；隨著飛行迎角的進(jìn)一步增加進(jìn)入過(guò)失速狀態(tài)時(shí)，原來(lái)可通過(guò)下偏副翼和襟副翼以獲得抬尾力距，因氣動(dòng)面與來(lái)流迎角增加，繼續(xù)沿用下偏上述翼面的氣動(dòng)效能將無(wú)明顯增益。此時(shí)由于垂尾外側(cè)面在來(lái)流中影面積隨迎角的增加而增大時(shí)，使兩端垂尾同時(shí)內(nèi)偏以提供抬尾力距將成為新增的操縱手段，與卸載的鴨翼或其他形式的水平氣動(dòng)面與機(jī)身重心力距共同實(shí)現(xiàn)低頭操縱。特別是當(dāng)飛機(jī)處于過(guò)失速狀態(tài)的極限迎角時(shí)，可令兩端方向舵后緣共同等角度、以盡可能增大舵面在來(lái)流方向上的投影面積為原則內(nèi)偏，以增大抬尾低頭力距提高低頭操縱的敏捷性。

作為優(yōu)選，所述噴口3為矩形矢量噴口。

本發(fā)明的氣動(dòng)布局使飛機(jī)減少了在大迎角和過(guò)失速機(jī)動(dòng)狀態(tài)下的偏航操縱對(duì)矢量噴口偏航力矩的依賴，從而可以采用矩形矢量噴口，以充分發(fā)揮矩形矢量噴口機(jī)尾修形阻力低、雷達(dá)和紅外隱身性能均好的特點(diǎn)。