[发明专利]一种双机头翼身融合低可探测布局

说明书

本发明一种双机头翼身融合低可探测布局，属于飞机气动布局的领域；包括机身和机翼，所述机翼设置于机身的两侧，形成翼身融合体的布局；所述机身包括双机头、推进系统、座舱/卫通舱、机身后缘、机身尾部、升力体机身后缘俯仰控制舵面、机身侧缘和边条翼；推进系统包括发动机、发动机进气口、发动机尾喷口、内管道和红外信号屏蔽槽，发动机进气口设置于双机头之间；发动机尾喷口设置于机身后缘的上部，并安装于红外信号屏蔽槽内，红外信号屏蔽槽用于发动机尾喷口24的屏蔽。通过对双机头之间各雷达反射面和棱边的布置将机头正前方正负30°范围内的雷达波反射到几个非重要方向上去。

技术领域

本发明属于飞机气动布局的领域，具体涉及一种双机头翼身融合低可探测布局。

背景技术

飞机的气动布局通常是指其不同气动承力面的安排形式。根据各辅助翼面与机翼相对位置及辅助翼面的多少，飞机气动布局可分为正常式布局、鸭式布局、无尾式布局、三翼面布局和飞翼布局。

不同类型的作战飞机，作战使命的不同决定了其在总体气动布局上存在较大的差异，以B-2为代表的轰炸机以及以X-47B为代表的无人作战飞机对机动性要求不高，出于隐身突防的考虑，多采用雷达散射面积较小的飞翼布局；

飞翼布局作为一种先进的气动布局,具备干净的气动外形、高的气动效率、出色的气动载荷分布、较大的机身装载空间、低的雷达反射截面等出色性能，在未来军用飞机设计领域具有巨大的潜力。

总体气动布局上的差异促使飞机在各部件、各分系统的安排上各有特点，其中就包括飞机推进系统位置的选择。

推进系统是飞机总体系统中不可或缺的一个分系统。而进气道作为推进系统的重要组成部分,其性能优越与否将直接影响作战飞机的性能，在进气道设计时，要尽可能保证高的总压恢复系数，压气机进口处的速度场要足够均匀，在各种使用工况下都能确保发动机稳定工作，且要使外部阻力尽可能的小。若将发动机进气口安排在飞机机鼻处，受机身气流影响最小，来流干净畸变小，且能够有效降低飞机的迎风面积和浸湿面积，外部阻力更小，但飞机机鼻处同时又是飞机机载雷达系统最好的安装位置，且机头进气布局的飞机，在大迎角飞行状态下由于没有机身的整流作用，进气道进气效率有所降低。

而飞机隐身特性要求的提出使得飞机进气道位置的选择条件变得更加苛刻。

对于隐身特性有较高需求但对机动特性需求不高的作战飞机,如中远程轰炸机、中大型无人作战飞机等，进气道系统的雷达散射面积能否得到有效控制将直接影响飞机的隐身性能。为降低飞机进气系统的雷达散射面积,进气道布局形式上可采用背负式设计,同时,为实现对发动机进口端面的有效遮挡,可采用紧凑的蛇形大S弯内管道形式。这种高隐身的进气道系统设计近些年来受到了越来越多飞行器设计师的青睐，如美国的“B2轰炸机”、“X-47b无人作战飞机”等飞行器就采用了背负式进气道布局结合大S弯内管道的设计方案。然而,背负式进气道飞翼布局自身有一定缺陷，如在较大迎角时不能很好的利用高能来流的冲压,在设计时需充分考虑机身、机翼、进气道唇口等部件对进气道性能的干扰影响。紧凑式大S弯内管道设计容易造成流动分离,使得总压恢复系数降低,流场畸变增大,降低进气道性能等，极大的限制了飞机的性能。刘志敏等对背负式S弯进气道做了详细研究，详见文献《低动能来流下背负式进气道非定常流动特性分析》。

若将发动机进气口布置在飞翼布局机身腹部，由于没有机身或飞机机体其他部件对进气道唇口进行有力的屏蔽，进气道唇口成为非常棘手的对飞机雷达隐身特性不利的尖峰散射源，且进气道唇口数量一般不会少于6条。

另外，飞机机头作为机载雷达的主要安装位置，高性能机载雷达对机头的尺寸要求往往和飞机的气动性能的要求相矛盾。

飞翼类布局较其它类布局，机身容积较大，但其机身前缘大多就是翼型的前缘，且出于隐身特性的考虑，此类布局的作战飞机所选翼型往往前缘半径较小，由此造成机体不同位置的横截面形状类似于纺锤体，两端尖削且扁平，尖削的两端在一定程度上降低机头的有效容积。