CN107804469A - 飞机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机。本发明的飞机包括筒状的机身，还包括设置于机身前段的全动前翼、设置于机身尾段上方的发动机、以及设置于机身中后段的机翼，所述机翼采用带支撑杆的上单翼，所述支撑杆的一端连接至机身腹部、另一端连接至所述上单翼。本发明的飞机，具备低阻、低噪的特性，能够显著提高飞机的燃油经济性，并显著降低舱内噪声，同时还具有出色的可操纵性和稳定性。

Description

飞机

技术领域

本发明涉及飞机的气动布局，尤其涉及采用新颖的气动布局的飞机。

背景技术

现役的民用飞机的气动布局被称为常规气动布局。其主要特征是下单翼、翼吊大涵道比涡轮风扇发动机(也有少数仍采用尾吊发动机布局)，其垂直尾翼和水平尾翼大多呈现“倒T”形或者“T”形。经过数十年的演变，此类常规气动布局的民用飞机的性能与经济性已经发展到瓶颈期，很难有所提升。因此，非常规气动布局民用飞机成为了寻求飞机综合性能突破的一个重要方向。在非常规气动布局的研发上，各国航空企业已经有了一些尝试。

例如，NASA与波音公司牵头进行的亚声速绿色飞机项目提出的SUGAR volt跨音速桁架支撑机翼布局的民用飞机。但该方案在维持机翼的层流区域以及发动机转子爆破的安全性以及舱内噪声的控制等方面仍存在着明显的不足。

又例如，意大利比亚乔公司的P180飞机采用三翼面布局，波音公司的CN1525920A专利同样采用三翼面布局设计，但二者在燃油经济性和与发动机转子爆破的安全性相关的方面也都存在着明显的不足。

因此，亟需一种创新的飞机气动布局，以期能显著提高飞机的燃油经济性，同时提供低噪特性，兼顾飞机的可操纵性与稳定性。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中的飞机整体阻力较大、燃油经济性不佳、舱内及外场噪声较大的缺陷，提出一种飞机。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

本发明提供了一种飞机，包括筒状的机身，其特点在于，所述飞机还包括设置于机身前段的全动前翼、设置于机身尾段上方的发动机、以及设置于机身中后段的机翼，所述机翼采用带支撑杆的上单翼，所述支撑杆的一端连接至机身腹部、另一端连接至所述上单翼。

较佳地，所述的支撑杆的所述另一端与所述上单翼的连接位置与最近的所述上单翼的端点的间距在所述上单翼的半翼展长度的55％-75％之间。

较佳地，所述发动机为开式转子发动机。

较佳地，所述上单翼包括中段翼和外段翼，所述外段翼为梯形翼，所述外段翼的前缘相较于后缘具有更大的后掠角，且二者的后掠角之差不超过10°。

较佳地，所述外段翼和所述中段翼的分离面附近吊挂有流线型储油舱，所述支撑杆的所述另一端连接至所述流线型储油舱的外壳。

较佳地，所述支撑杆采用相对厚度在10％-13％之间的零弯度对称层流翼型。

较佳地，所述中段翼采用相对厚度在12％-13％之间的层流翼型，所述外段翼采用相对厚度在9％-12％之间的层流翼型。

较佳地，所述中段翼呈平直矩形的形状，所述中段翼的上反角为0°。

较佳地，所述外段翼的上反角在6°-10°之间。

较佳地，所述外段翼弦长的梢根比在0.45-0.75之间。

较佳地，所述上单翼的展弦比大于15。

较佳地，所述飞机还包括水平尾翼，所述开式转子发动机桨叶后置，所述开式转子发动机布置于所述水平尾翼的上翼面上，且所述桨叶的旋转平面处于所述水平尾翼的后缘以后。

较佳地，在所述水平尾翼的左右梢部分别安装有垂直尾翼。

较佳地，所述水平尾翼采用负弯度或零弯度的层流翼型。

较佳地，所述全动前翼采用后掠角在10°以内的梯形翼。

较佳地，所述全动前翼采用相对厚度在12％-13％之间的层流翼型。

较佳地，所述全动前翼设置为下单翼并具有3°-7°之间的上反角。

或者，所述全动前翼设置为中单翼或上单翼、并具有0°的上反角。

在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本发明各较佳实例。

本发明的积极进步效果在于：

本发明的飞机，具备低阻、低噪的特性，相比于现有技术显著提高了燃油经济性，并显著降低了舱内噪声，同时本发明的飞机还具有出色的可操纵性和稳定性。

附图说明

图1为本发明一较佳实施例的飞机的立体图。

图2为本发明一较佳实施例的飞机的另一立体图。

图3为本发明一较佳实施例的飞机的俯视图，其示出了上单翼平面布局形状。

图4为本发明另一较佳实施例的飞机的俯视图，其示出了上单翼平面布局形状。

图5为本发明一较佳实施例的飞机的正视图。

图6为本发明的较佳实施方式的飞机中的全动前翼的上单翼、中单翼、下单翼配置的示意图。

具体实施方式

下面结合说明书附图，进一步对本发明的优选实施例进行详细描述，以下的描述为示例性的，并非对本发明的限制，任何的其他类似情形也都落入本发明的保护范围之中。

在以下的具体描述中，方向性的术语，例如“左”、“右”、“上”、“下”、“前”、“后”、等，参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。

参考图1-2所示，根据本发明一较佳实施例的一种飞机，包括筒状的机身1，还包括设置于机身前段的全动前翼3、设置于机身尾段上方的开式转子发动机9、以及设置于机身中后段的机翼，机翼采用带支撑杆6的上单翼2，支撑杆6的一端连接至机身腹部、另一端连接至上单翼2。

本发明在尾部安装燃油经济性出众的开式转子发动机9，而机翼不再需要吊挂发动机。利用支撑杆6，得以大幅度降低飞行时机翼中段的弯矩从而可以减薄机翼厚度，降低飞行中的激波阻力，而大展弦比机翼有助于降低诱导阻力，尾吊发动机布局则有助于减轻舱内噪声。也可以获得安静的舱内环境。采用全动前翼3，有助于改善飞机的纵向操稳特性，进一步提高全机性能。

应当理解的是，本发明针对飞机布局的创新特征，也可适用于将开式转子发动机变更为大涵道比涡扇发动机、涡桨发动机、电推进涵道风扇等类型的动力装置，并取得由于现有技术的经济性和性能。当然，在此以开式转子发动机为例进行说明，同时也得以凸显开式转子发动机的自身特点与本发明的飞机布局设计的有机结合所能实现的极为优越的燃油经济性及不俗的全机性能。

本发明的飞机布局所采用的这种支撑翼与开式转子发动机的组合配置，可以说是在亚音速飞机领域有机结合了升阻比水平最高的机翼外形以及油耗水平最低的涡轮发动机。

具体来说，支撑杆以斜撑的方式能够起到对机翼降低弯矩的卸载的作用，由此使得机翼得以采用具有如下外形特征的设计，诸如：超大展弦比、相对厚度更小、机翼整体较为细长纤薄。机翼的上述外形特征在本发明中可选择性适用，也可兼而有之。如上所述的机翼外形特征对飞机的升阻比是极其有利的。机翼的大展弦比可以使得机翼的诱导阻力成反比例下降；相对厚度更薄的机翼剖面可以使得机翼采用平直或者具有很小的后掠角的设计，就能将激波阻力下降到常规水平；并且，平直或者具有很小的后掠角的设计的机翼平面外形恰好与层流翼型匹配，这有助于进一步显著的降低了空气摩擦阻力。

根据本发明的一些优选实施方式，支撑杆与上单翼的连接位置与上单翼上最近的端点之间的间距，在上单翼的半翼展长度的55％-75％之间，或者支撑杆与上单翼的连接位置大致处于上单翼的半翼展的中间位置。在一些优选的实施方式中，支撑杆的一端是连接至上单翼下的整流罩上，即，支撑杆的一端经由整流罩连接至上单翼，此种情况下，上述连接位置可理解为整流罩相对于上单翼翼面所处位置。

基于上述技术因素，在如上所述的本发明较佳实施例的飞机的基础上，可进一步通过特定的一些涉及机翼翼面的设计，得出本发明的一些更为优选的实施方式，其得以实现更为卓越的全机性能和飞行中的效能。

另一方面，开式转子发动机虽然具有极低的油耗水平，但由于其自身在其他多个方面存在的缺陷，其并未得到最为充分、最为恰当的应用。具体来说，开式转子发动机桨叶直径较大，发动机重量较重，振动和噪声水平较高，且具有转子爆破带来的安全性等问题。因此，若采用常规的发动机布置方式将开式转子发动机安装在机翼上，一方面会破坏了机翼较为干净的气动外形与大片层流区域，带来颤振的结构动力学风险，还可能付出机翼结构增重的代价，另一方面桨叶旋转平面附近的客舱内部噪音将受发动机影响而变得很大，转子爆破时甩出的桨叶碎片又存在危害舱内人员安全和飞机机身内的关键系统管路的潜在危险性。

本发明针对开式转子发动机的多方面的优缺点，采用了尾部安装的形式，不但极大程度上避免了开式转子发动机的上述缺陷，而且还可通过一些更为优选的设计，例如垂直尾翼的遮蔽设置，降低发动机带来的外场噪声影响。

在如上实施例的飞机中，机身可采用传统的筒状、大长细比机身，机身剖面采用正圆形或者多段弧线相切的近似正圆形，流线型机头，纺锤状收缩形机尾，主要满足装载空间要求。机翼的内部空间可以满足油箱布置的要求，同时在机翼上可安装有后缘襟翼、后缘襟副翼以及副翼等活动面。根据一些优选实施方式，机翼采用大展弦比机翼，即，上单翼2的展弦比可大于15。

在本发明的一些优选实施方式中，开式转子发动机可安装于水平尾翼上部，开式转子发动机由于桨叶直径大，需要外伸量较大、结构较重的发动机架，而这种安装方式很好地利用了平尾自身的结构特点使其兼做发动机架，提高了结构效率。

更进一步地，由于本发明采用开式转子发动机后置方案，这将造成飞机的重心偏后，平尾力臂相对较短，而且由于平尾兼做发动机架因而平尾安定面不能设计成全动的形式，这一定程度上会导致飞机的纵向操稳特性以及配平能力的下降。因此，根据本发明在前机身增设了全动前翼，以解决飞机在纵向操稳特性以及配平能力存在的不足。

还应当理解的是，尽管附图中示出的是三发的飞机配置方案，但本发明的上述创新布局同样适用于双发的飞机配置方案。

在本发明的一些优选实施方式中，对于飞机机翼做了更进一步的创新设计，以进一步提高飞机性能。本发明的一些优选实施方式的上单翼2平面布局形状可参考图3所示，其中，中段翼21为平直矩形翼，外段翼22为后缘平直，前缘具有小后掠角(不超过10°)的梯形翼，并可配合流线型低阻翼梢。

根据本发明的另一些优选实施方式，为进一步减小机翼的跨音速激波阻力，降低气动设计难度，可在上述中段翼21为平直矩形翼的实施方式的基础上，将上述机翼的平面形状整体增加不超过10°的后掠角，参考图4所示。

优选地，外段翼22弦长的梢根比为0.45-0.75，机翼中段翼21的翼型采用12％-13％相对厚度的层流翼型，外段翼22翼型采用9％-12％相对厚度的层流翼型。其中，中段机翼的根部在飞机前视图投影上，可整体处于机身等直段剖面上方，并通过翼身整流罩与机身外形融合。

根据本发明的一些优选实施方式，参考图1和图5所示，外段翼22和中段翼21的分离面附近吊挂有流线型储油舱，支撑杆6的另一端连接至流线型储油舱的外壳。其中的储油舱可以为短舱。在此所说的分离面，即外段翼22和中段翼21的结合部，但应当注意的是，本发明中所说的外段翼22和中段翼21仅是描述机翼翼面上的不同位置，并不必然表示其是相互独立的部分。

优选地，短舱外壳与支撑杆通过接头连接，该设计避免了撑杆与机翼直接相连导致的气流通道过于狭窄的气动干扰问题。储油短舱同时也具有降低中段机翼弯矩的卸载功能。根据飞机的操稳特性需求，飞机的中段翼21上反角为0°，外段翼22上反角为6°-10°。进一步优选地，中段翼21采用相对厚度在12％-13％之间的层流翼型，外段翼22采用相对厚度在9％-12％之间的层流翼型。

可选地，参考图1和图5所示，支撑杆6一端连接在机身腹部的机构接头上，另一端连接在翼下储油短舱的结构接头上，由此，支撑杆6与机翼中段形成一个三角形桁架结构，可以有效的降低机翼中段飞行时的弯矩和应力。支撑杆6可采用10％-13％相对厚度的零弯度对称层流翼型。

参考图1-2所示，根据本发明的一些优选实施例，飞机还包括水平尾翼4，开式转子发动机9桨叶后置，开式转子发动机9布置于水平尾翼4的上翼面上，且桨叶的旋转平面处于水平尾翼4的后缘以后。并且，在水平尾翼4的左右梢部可分别安装有垂直尾翼5。

其中，水平尾翼4包含水平安定面及升降舵，水平尾翼4安装于机身尾段两侧，并可优选地采用负弯度或零弯度的层流翼型，用于飞机的纵向配平、操纵和稳定，同时起到作为发动机架的功能，令发动机可直接安装在水平尾翼4的结构上，而升降舵布置在发动机短舱内侧的水平尾翼4后缘。垂直尾翼5包含垂直安定面及方向舵，安装于水平尾翼4的梢部。垂直尾翼5后缘布置有方向舵。垂直尾翼5用于飞机的航向配平、操纵和稳定。同时，垂直尾翼5可以有效的遮挡开式转子发动机风扇桨叶旋转平面60％以上的范围，从而有效的屏蔽风扇的噪声影响，起到减噪作用。此外，左右垂尾互为备份，还能降低发动机风扇叶片飞出打伤垂直尾翼5对飞行安全性的影响。

并且，尾吊开式转子发动机9相比同等推力等级的涡扇发动机，在改善燃油经济性和降低二氧化碳排放方面具备较大潜力，通过移除风扇外罩可以实现极高的理论涵道比设计，其燃油消耗率可在涡扇发动机基础上降低25-30％。

根据本发明的一些优选实施方式，全动前翼3(也可称为全动鸭翼)可采用平直或1/4弦线10°以内小后掠角的梯形翼，并可装有低阻翼梢，全动前翼3采用相对厚度在12％-13％之间的层流翼型。进一步优选地，全动前翼3设置为下单翼并具有3°-7°之间的上反角，或者，设置为中单翼或上单翼、并具有0°的上反角。全动前翼3有助于进一步改善飞机的俯仰配平与操纵特性。采用上述配置的全动前翼在大迎角时先于主翼失速，改善了飞机的大迎角气动性能，使得飞机具有更加合理的纵向稳定性。

根据本发明的一些优选实施方式，全动前翼3相对机身前段的高度位置可以采用下单翼、中单翼、上单翼的三种选择，如图6所示，自上而下分别示出了采用上单翼、中单翼、下单翼配置的全动前翼3。若采用下单翼，则前翼应有3°-7°的上反角，其余高度位置可采用0°上反角。其中对于下单翼及上单翼的配置，全动前翼3的根部可采用整流罩与机身外形融合过渡。

参考图1-2所示，在机翼的上单翼2的后缘安装有机翼后缘增升装置7和副翼8，用于飞机的起降阶段的增升以及飞行时的滚转操纵与配平。

根据本发明的一些优选实施方式，起落架系统采用前三点式起落架10，前起落架轮位于机身前段下方，主起落架位于机腹起落架舱鼓包下方。起落架舱鼓包既提供主起落架收放的空间，同时与机翼支撑杆6连接。

虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (14)

1.一种飞机，包括筒状的机身，其特征在于，所述飞机还包括设置于机身前段的全动前翼、设置于机身尾段上方的发动机、以及设置于机身中后段的机翼，所述机翼采用带支撑杆的上单翼，所述支撑杆的一端连接至机身腹部、另一端连接至所述上单翼。

2.如权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述的支撑杆的所述另一端与所述上单翼的连接位置与最近的所述上单翼的端点的间距在所述上单翼的半翼展长度的55％-75％之间。

3.如权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述发动机为开式转子发动机。

4.如权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述上单翼包括中段翼和外段翼，所述外段翼为梯形翼，所述外段翼的前缘相较于后缘具有更大的后掠角，且二者的后掠角之差不超过10°。

5.如权利要求4所述的飞机，其特征在于，所述外段翼和所述中段翼的分离面附近吊挂有流线型储油舱，所述支撑杆的所述另一端连接至所述流线型储油舱的外壳。

6.如权利要求5所述的飞机，其特征在于，所述支撑杆采用相对厚度在10％-13％之间的零弯度对称层流翼型。

7.如权利要求4所述的飞机，其特征在于，所述中段翼采用相对厚度在12％-13％之间的层流翼型，所述外段翼采用相对厚度在9％-12％之间的层流翼型。

8.如权利要求4所述的飞机，其特征在于，所述中段翼呈平直矩形的形状，所述中段翼的上反角为0°，所述外段翼的上反角在6°-10°之间，所述外段翼弦长的梢根比在0.45-0.75之间。

9.如权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述上单翼的展弦比大于15。

10.如权利要求3所述的飞机，其特征在于，所述飞机还包括水平尾翼，所述开式转子发动机桨叶后置，所述开式转子发动机布置于所述水平尾翼的上翼面上，且所述桨叶的旋转平面处于所述水平尾翼的后缘以后。

11.如权利要求1所述的飞机，其特征在于，在所述水平尾翼的左右梢部分别安装有垂直尾翼。

12.如权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述水平尾翼采用负弯度或零弯度的层流翼型。

13.如权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述全动前翼采用后掠角在10°以内的梯形翼，所述全动前翼采用相对厚度在12％-13％之间的层流翼型。

14.如权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述全动前翼设置为下单翼并具有3°-7°之间的上反角，或者，设置为中单翼或上单翼、并具有0°的上反角。