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CN114655421A - 三翼面飞行器的气动布局 - Google Patents

三翼面飞行器的气动布局 Download PDF

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CN114655421A
CN114655421A CN202210295393.8A CN202210295393A CN114655421A CN 114655421 A CN114655421 A CN 114655421A CN 202210295393 A CN202210295393 A CN 202210295393A CN 114655421 A CN114655421 A CN 114655421A
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CN
China
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wing
tail
fuselage
aerodynamic
aircraft
Prior art date
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Application number
CN202210295393.8A
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Inventor
吴大卫
成昌福
孔垂欢
金鼎
金晶
潘立军
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Comac Shanghai Aircraft Design & Research Institute
Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Original Assignee
Comac Shanghai Aircraft Design & Research Institute
Commercial Aircraft Corp of China Ltd
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Publication date
Application filed by Comac Shanghai Aircraft Design & Research Institute, Commercial Aircraft Corp of China Ltd filed Critical Comac Shanghai Aircraft Design & Research Institute
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Publication of CN114655421A publication Critical patent/CN114655421A/zh
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Abstract

本发明的实施例公开了一种三翼面飞行器的气动布局，包括：机身，所述机身具有彼此背离的头部及尾部；前翼与机翼，所述前翼与所述机翼沿着从前往后的方向依次固定连接至所述机身；尾撑，所述尾撑固定连接至所述机翼或者所述机身并且向后延伸；垂直尾翼，所述垂直尾翼固定连接至所述尾撑的末端；以及水平尾翼，所述水平尾翼固定连接至所述尾撑或者所述垂直尾翼；其中，所述机翼上固定安装有至少两台第一推进单元；所述尾部固定安装有第二推进单元。根据本发明，其采用多发小功率推进装置配合单发大功率辅助推进装置提高飞行任务全程的整体效率，降低飞行过程中的能源消耗，满足飞行器节能、减排和降噪的绿色航空要求。

Description

三翼面飞行器的气动布局
技术领域
本发明涉及飞行器气动布局领域，特别涉及一种三翼面飞行器的气动布局。
背景技术
随着全球航空业的发展，许多国家和组织聚焦于低碳甚至零碳排放的绿色航空的推进与发展，国际民航组织、美国和欧洲制定了一系列标准和文件，从节能、减排和降噪等方面引导航空业朝着绿色环保的方向发展。而在绿色环保的背景下，对于民用运输类飞行器，现有的常规气动布局在气动效率方面的设计、开发潜力越来越有限。另外，传统涡轮风扇发动机的装机后的整体效率受到发动机尺寸的限制，都影响到飞机巡航阶段的气动效率。
有鉴于此，提供一种能够满足绿色航空并具备高效气动效能的三翼面飞行器的气动布局，在飞行器本体和推进方式方面进行探索和研究是非常必要的。
发明内容
本发明的实施例提供一种三翼面飞行器的气动布局，其采用三翼面气动布局并采用多发第一推进单元配合单发第二推进单元以提高飞行任务全程的整体效率，降低飞行过程中的能源消耗，满足飞行器节能、减排和降噪的绿色航空要求。
为了解决上述技术问题，本发明的实施例公开了如下技术方案：
提供了一种三翼面飞行器的气动布局，包括：
机身，所述机身具有彼此背离的头部及尾部；
前翼与机翼，所述前翼与所述机翼沿着从前往后的方向依次固定连接至所述机身；
尾撑，所述尾撑固定连接至所述机翼或者所述机身并且向后延伸；
垂直尾翼，所述垂直尾翼固定连接至所述尾撑的末端；以及
水平尾翼，所述水平尾翼固定连接至所述尾撑或者所述垂直尾翼；
其中，所述机翼上固定安装有至少两台第一推进单元；所述尾部固定安装有第二推进单元。
除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，还包括斜撑杆，所述机翼在翼展方向上具有彼此背离的固定端与自由端，所述机翼通过固定端与所述机身固定连接；所述斜撑杆倾斜地固定连接在所述固定端附近与所述机身之间，使得所述机翼、斜撑杆及部分机身依次围绕相接构成三角支撑结构。
除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，所述机翼包括在翼展方向上从内侧至外侧依次布置的内翼及外翼；所述斜撑杆的掠角与所述内翼的掠角互为反向。
除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，当所述内翼布置为后掠时，所述斜撑杆布置为前掠，此时，所述内翼的后掠角的角度大小为0°～40°，所述斜撑杆的前掠角的角度大小为0°～-40°。
除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，当所述内翼布置为前掠时，所述斜撑杆布置为后掠，此时，所述内翼的前掠角的角度大小为0°～-40°，所述斜撑杆的后掠角的角度大小为0°～40°。
除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，所述外翼布置成后掠，所述外翼的后掠角的角度大小为0°～25°。
除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，所述机翼为上单翼气动布局。
除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，所述机身的顶部设有翼台，所述机翼通过所述翼台与所述机身固定连接。
除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，所述机翼的展弦比为15～25。
除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，所述前翼设有一对，两片所述前翼关于所述机身呈左右对称布置；所述前翼为下反角气动布局，所述前翼的下反角的角度大小为0°～10°。
除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，两片所述前翼左右对称地安装在所述头部的两侧。
除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，所述机翼设有一对，两片所述机翼关于所述机身呈左右对称布置；所述第一推进单元被布置为由至少一个推进子集构成，每个所述推进子集包括关于所述机身呈左右对称布置的一对所述第一推进单元，每个所述推进子集中的每个第一推进单元固定安装至相应一片所述机翼。
除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，所述尾撑设有一对，两根所述尾撑关于所述机身呈左右对称布置；所述垂直尾翼设有两片，每片所述垂直尾翼固定连接至相应一根所述尾撑的末端，所述水平尾翼固定连接至两片所述垂直尾翼之间。
除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，所述水平尾翼的安装高度高于所述机翼的安装高度。
除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，所述第二推进单元为带可折叠螺旋桨或者桨扇的推进装置，所述第二推进单元包括：
发动机，所述发动机安装至所述尾部；
动力输出轴，所述动力输出轴与所述发动机传动连接，所述动力输出轴沿着所述机身的纵轴向后延伸并从所述发动机中露出以形成中心锥；
至少两片间隔设置的桨叶，所述桨叶的根部铰接至所述中心锥；以及
复位部件，所述复位部件设于所述中心锥并作用于所述桨叶，使得所述桨叶相对所述中心锥转动以从展开状态切换至收拢状态；
其中，当所述桨叶处于所述展开状态时，所述桨叶在所述中心锥的外周呈放射状布置；当所述桨叶处于所述收拢状态时，所述桨叶聚拢至所述中心锥的外周。
除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，所述第一推进单元和/或所述第二推进单元为电力驱动。
除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，在巡航阶段使用所述第一推进单元提供推力；在起飞、爬升及着陆复飞阶段，使用所述第一推进单元和所述第二推进单元共同提供推力。
除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，所述第一推进单元为带螺旋桨或桨扇的推进装置，所述机翼的机翼舵面布置在螺旋桨或桨扇的后方。
除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，所述机翼舵面包括襟翼、襟副翼及副翼中的至少一种。
除了上述公开的一个或多个特征之外，或者作为替代，所述前翼还包括前翼升降舵，所述水平尾翼还包括水平尾翼升降舵；所述前翼升降舵与水平尾翼升降舵通过上偏下偏反向差动来改变飞行器的俯仰力矩从而控制飞行器的俯仰姿态；所述前翼升降舵与水平尾翼升降舵通过同时上偏或下偏来调整飞行器平飞升力的大小，从而在不改变飞行器姿态的情况下即能对飞行器进行高度平动。
上述技术方案中的一个技术方案具有如下优点或有益效果：由于其采用三翼面气动布局并且在机翼上安装多发第一推进单元，配合单发第二推进单元以提高飞行任务全程的整体效率，降低飞行过程中的能源消耗，满足飞行器节能、减排和降噪的绿色航空要求。
上述技术方案中的一个技术方案具有如下搭配使用方式：在起飞、爬升以及着陆复飞阶段，多发第一推进单元运转，后缘襟翼和襟副翼、副翼下偏，受滑流效应影响，增加全机升力，降低起飞和着陆速度；同时第二推进单元螺旋桨或者桨扇旋转展开，提供较大的额外推力；前翼和水平尾翼搭配进行全机力矩配平、俯仰控制或高度微调，相比传统飞行器完善了飞行器的起降轨迹控制能力，并保证大迎角下前翼先失速，以提供全机低头力矩；在巡航阶段，后缘襟翼和襟副翼收起，第一推进单元提供稳定的巡航状态推力，同时第二推进单元螺旋桨或桨扇凭借根部铰链处的复位部件折叠成收拢状态。
附图说明
下面结合附图，通过对本发明的具体实施方式详细描述，将使本发明的技术方案及其它有益效果显而易见。
图1为可实施本发明实施例的飞行器的轴测图，图中示出了飞行器的各主要零部件；
图2为可实施本发明实施例的飞行器的俯视图，图中示出了飞行器机翼的内翼处于后掠气动布局时的结构状态；
图3为可实施本发明实施例的飞行器的俯视图，图中示出了飞行器机翼的内翼处于前掠气动布局时的结构状态；
图4为可实施本发明实施例的飞行器的局部放大图，图中示出了机身尾部与第二推进单元相配合的结构细节，此时的桨叶处于展开状态；
图5为可实施本发明实施例的飞行器的局部放大图，图中示出了机身尾部与第二推进单元相配合的结构细节，此时的桨叶处于收拢状态。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
现有的飞行器如现代民用运输飞机目前基本采用的是带水平尾翼的常规气动布局，平尾向下产生负升力进行配平，常规气动布局飞行器在飞行中进行配平时，平尾会产生负升力，降低飞机的气动特性，同时在大迎角下出现力矩上仰问题。对于T型尾翼，在大迎角下还容易受到机翼尾流的影响，使尾翼和升降舵均处于机翼尾流中，导致俯仰操纵性变差，进入深失速且难以改出。
进一步地，现代民用运输飞机一般大多使用常规的较大涵道比和几何尺寸的涡轮风扇发动机提供飞行时的动力，或通过涡桨发动机或活塞发动机驱动常规的较大直径螺旋桨/桨扇提供飞行时的动力，发动机数量一般在1台至4台不等，极少数飞机采用6台，一般都采用相同的型号和形式，而常规动力装置或发动机应用于所有飞行阶段，为了工作时间较短的中低速大推力工况付出较大的寿命、重量、几何尺寸代价，造成飞机总体设计需要为此付出更多的代价和考虑，以及项目成本的攀升；而发动机数量较少时，为改善经济性只能增加涵道比或桨盘面积，导致动力装置几何尺寸的进一步增加，飞机设计困难随之提升；完全依赖燃烧常规燃料会产生较多碳排放，难以实现环保理念；完全依赖于锂电池储能仅仅能应用于小型无人机或轻小型飞机且性能有限，飞机方案大型化时则电池重量不可接受；完全依赖氢燃料电池，则最大需用功率难以达到或为所需功率付出过多的、不可接受的重量代价，同时飞机以及机场对氢气甚至液氢的存储和加注都存在很多难以解决的问题，涉及到存储空间不足与存储安全性等多方面。
在全球气候变暖的时代背景下，许多国家和组织制定了形如碳达峰碳中和的“双碳”绿色环保战略，在此背景下，许多国家和组织聚焦于低碳甚至零碳排放的绿色航空的推进与发展，根据国际民航组织、美国和欧洲制定的一系列标准和文件，从节能、减排和降噪等方面引导航空朝着绿色化方向发展。由此，对于民用运输类飞行器，现有的常规布局飞行器在气动效率方面的设计潜力越来越有限。因而，在新的时代需求背景下，各航空公司对于提供一种能够满足绿色航空并具备高效气动效能的非常规气动布局，是非常迫切且必要的。
基于上述背景，本文公开的示例性实施例中的飞行器采用三翼面气动布局并采用多发第一推进单元配合单发第二推进单元以提高飞行任务全程的整体效率，降低飞行过程中的能源消耗，满足飞行器节能、减排和降噪的绿色航空要求。
参考图1，图1为可实施本发明实施例的飞行器的轴测图，图中示出了飞行器1的各主要零部件，飞行器1包括机身10、前翼11、机翼12、垂直尾翼15及水平尾翼13，其中，机体坐标系Oxbybzb可作为飞行器1的某些尺寸特征的参考。在下文及整个说明书中，术语“机体坐标系”应理解为固联于飞行器并随飞行器运动的一种动坐标系，其中，机体坐标系Oxbybzb的原点O位于飞行器的质心；纵轴Oxb在飞行器对称平面内，平行于机身轴线或机翼的平均气动弦线，以向前为正；横轴Oyb垂直于对称平面，以向右为正(驾驶舱视角)；垂直轴(立轴)Ozb横亦在对称平面内，垂直于纵轴Oxb，以向下为正。
参照图1及图2，图2为可实施本发明实施例的飞行器的俯视图，图中示出了飞行器机翼的内翼处于后掠气动布局时的结构状态，具体地，一种三翼面飞行器1的气动布局包括：
机身10，所述机身10具有彼此背离的头部101及尾部102；
前翼11与机翼12，所述前翼11与所述机翼12沿着从前往后的方向依次固定连接至所述机身10；
尾撑14，所述尾撑14固定连接至所述机翼12或者所述机身10并且向后延伸；
垂直尾翼15，所述垂直尾翼15固定连接至所述尾撑14的末端；以及
水平尾翼13，所述水平尾翼13固定连接至所述尾撑14或者所述垂直尾翼15；
其中，所述机翼12上固定安装有至少两台第一推进单元17；所述尾部102固定安装有第二推进单元16。三翼面飞行器1的主要控制舵面包括平尾升降舵131、方向舵151、机翼内侧襟翼122、襟副翼123和副翼124、前翼升降舵111，此外，机翼12的翼梢处还设有翼梢小翼121。
在上文及整个说明书中，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个所述特征。在本发明的描述中，“至少两台”的含义是两台或两台以上，除非另有明确具体的限定。
在可选的实施例中，所述前翼11设有一对，两片所述前翼11关于所述机身10(即飞行器对称平面Oxbzb)呈左右对称布置。在优先的实施例中，两片所述前翼11左右对称地安装在所述头部101的两侧，给飞行器提供配平正升力，同时配合机翼12和水平尾翼13，增强飞行器1的抗失速尾旋能力，提高飞行安全性。
随着全球航空事业的迅猛发展，具有更长、更薄结构特征的机翼能够获得更有效的空气动力，此外，机翼的展弦比越大，机翼的升力系数越大，诱导阻力也会越小，意味着较高展弦比的机翼能够获得更有效的升力，从而可以增加飞行器亚音速航程，降低燃油消耗和提高燃油使用效率。在下文及整个说明书中，术语“展弦比”为翼展和平均几何弦长的比值，术语“翼展”是从一个翼尖到另一个翼尖的直线距离，术语“翼弦”是机翼前缘与后缘之间的连线。为了提高机翼的展弦比，在不改变翼弦的情况下，可以通过增大翼展来实现，增大翼展是增加机翼展弦比以减小诱导阻力提高升力系数的有效方法，由此，民用运输飞机为了追求更高的巡航效率，需要更大展弦比的机翼。目前的机翼设计均采用悬臂式连接到机身，在追求大展弦比机翼设计的时候，考虑到刚度、强度等问题，往往需要付出极大的结构重量代价。对于下单翼布局的飞机，给大涵道比涡轮风扇发动机的安装设计带来极大困难。此外，增升装置的设计潜力存在上限，对飞机气动效率的提升也会受到限制。为解决这一问题，对三翼面飞行器1的气动布局作了进一步改进：
参照图1～图3，三翼面飞行器1的气动布局还包括斜撑杆18，所述机翼12在翼展方向(即横轴Oyb方向)上具有彼此背离的固定端与自由端，所述机翼12通过固定端与所述机身10固定连接；所述斜撑杆18倾斜地固定连接在所述固定端附近与所述机身10之间，使得所述机翼、斜撑杆及部分机身10依次围绕相接构成三角支撑结构。采用如上所述的三角支撑结构，使得机翼12可以采用大展弦比和小掠角的气动布局。
在下文及整个说明书中，术语“后掠角”应理解为机翼与机身纵轴Oxb的垂线之间的夹角，规定后掠为正，前掠为负，前缘线或1/4弦线或后缘线测量的后掠角，分别称为前缘后掠角x0、1/4弦线后掠角x0.25和后缘后掠角x1.0。术语“上单翼”应理解为机翼相对机身的安装高度，按安装位置分，机翼可分为上单翼、中单翼和下单翼，机翼安装在机身上方的是上单翼，安装在机翼中间的是中单翼，安装在机翼下方的是下单翼。
进一步地，所述机翼12包括在翼展方向上从内侧至外侧依次布置的内翼125及外翼126；所述斜撑杆18的掠角与所述内翼125的掠角互为反向。在图2示出的实施例中可以看出，当所述内翼125布置为后掠时，所述斜撑杆18布置为前掠，此时，所述内翼125的后掠角的角度大小为0°～40°，所述斜撑杆18的前掠角的角度大小为0°～-40°。
在图3示出的实施例中可以看出，当所述内翼125布置为前掠时，所述斜撑杆18布置为后掠，此时，所述内翼125的前掠角的角度大小为0°～40°，所述斜撑杆18的后掠角的角度大小为0°～-40°。
再次参照图2及图3，所述外翼126布置成后掠，在可选的实施例中，所述外翼126的后掠角的角度大小为0°～25°。
再次参照图2，在优选的实施例中，内翼125的前缘后掠角
Figure BDA0003561637980000081
的角度大小为20°，内翼125的后缘后掠角
Figure BDA0003561637980000082
的角度大小为20°；外翼126的前缘后掠角
Figure BDA0003561637980000083
的角度大小为12°，外翼126的后缘后掠角
Figure BDA0003561637980000084
的角度大小为8°；斜撑杆18的前缘前掠角
Figure BDA0003561637980000085
的角度大小为-15°。
再次参照图3，在优选的实施例中，内翼125的前缘前掠角
Figure BDA0003561637980000091
的角度大小为-20°，内翼125的后缘前掠角
Figure BDA0003561637980000092
的角度大小为-20°；外翼126的前缘后掠角
Figure BDA0003561637980000093
的角度大小为12°，外翼126的后缘后掠角
Figure BDA0003561637980000094
的角度大小为8°；斜撑杆18的前缘后掠角
Figure BDA0003561637980000095
的角度大小为15°。
进一步地，所述机身10的顶部设有翼台19，所述机翼12通过所述翼台19与所述机身10固定连接，以将所述机翼12布置成上单翼气动布局。
如此，采用上述气动布局，可以在机翼12下方用带掠角的斜撑杆18来承受外翼126的大部分载荷，带来部分结构收益。翼台19可以增加机翼12的安装高度，增大斜撑杆18与机翼连接的夹角，从而进一步提高斜撑杆18的使用效能。如此，通过这种斜撑杆支撑的方式，可以使机翼的展弦比超过15甚至增加至25，同时机翼还可以做得更薄。
参照图1，前起落架103安装在机身10的头部101下方，主起落架104安装在机身10的后部下方，由于整机采用上单翼气动布局，可以缩短起落架支柱的长度，增加飞行员起飞、着陆的地面视野，并且降低飞行器的重心，提高机场适用性。
在下文及整个说明书中，术语“上反角”是指基准面和水平面的夹角，当机翼有扭转时，则是指扭转轴和水平面的夹角，当上反角为负时，即为下反角。
根据前翼11的安装位置，前翼11为下反角气动布局，在可选的实施例中，所述前翼11的下反角的角度大小为0°～10°，防止前翼的尾流对斜撑杆18造成干扰。
参照图1及图2，所述机翼12设有一对，两片所述机翼12关于所述机身10呈左右对称布置；所述第一推进单元17被布置为由至少一个推进子集构成，每个所述推进子集包括关于所述机身10呈左右对称布置的一对所述第一推进单元17，每个所述推进子集中的每个第一推进单元17固定安装至相应一片所述机翼12。
再次参照图1，所述尾撑14设有一对，两根所述尾撑14关于所述机身10呈左右对称布置；所述垂直尾翼15设有两片以构成双垂尾结构，每片所述垂直尾翼15固定连接至相应一根所述尾撑14的末端，所述水平尾翼13固定连接至两片所述垂直尾翼15之间，双垂尾结构可以增强飞行器的航向稳定性。在优选的实施例中，所述水平尾翼13的安装高度高于所述机翼12的安装高度，使水平尾翼13受机翼12下洗流影响较小，保证平尾升降舵131的使用效能。
参照图1、图4及图5，所述第二推进单元16为带可折叠螺旋桨或者桨扇的推进装置，所述第二推进单元16包括：
发动机，所述发动机安装至所述尾部102；
动力输出轴，所述动力输出轴与所述发动机传动连接，所述动力输出轴沿着所述机身10的纵轴向后延伸并从所述发动机中露出以形成中心锥162；
至少两片间隔设置的桨叶161，所述桨叶161的根部铰接至所述中心锥162；以及
复位部件，所述复位部件设于所述中心锥162并作用于所述桨叶161，使得所述桨叶161相对所述中心锥162转动以从展开状态切换至收拢状态；
其中，当所述桨叶161处于所述展开状态时，所述桨叶161在所述中心锥162的外周呈放射状布置；当所述桨叶161处于所述收拢状态时，所述桨叶161聚拢至所述中心锥162的外周。在可选的实施例中，复位部件可以采用在可折叠桨叶161的根部铰接处采用扭簧来实现。
作为进一步改进，继续参照图1，三翼面飞行器1在巡航阶段可以使用所述第一推进单元17提供推力；在起飞、爬升及着陆复飞阶段，使用所述第一推进单元17和所述第二推进单元16共同提供推力。
进一步地，所述第一推进单元17为带螺旋桨或桨扇的推进装置，所述机翼12的机翼舵面布置在螺旋桨或桨扇的后方，其中，机翼舵面可以为襟翼、襟副翼及副翼中的至少一种。
具体地，在起飞、爬升和着陆复飞阶段工作，第二推进单元16工作时，螺旋桨桨叶161凭借离心力从收拢状态旋转展开状态，以产生额外的推力，在巡航阶段或者第二推进单元16停止工作时，桨叶161凭借根部铰链处的复位部件折叠成收拢状态，并聚拢在杆状的中心锥162周围，减小飞行时的阻力的同时能够防止桨叶161收拢后相互重叠导致的桨叶161重新打开旋转时的造成碰撞而损坏。
在可选的实施例中，第一推进单元17为小功率推进装置，第二推进单元16为单发大功率辅助推进装置，多发小功率推进装置驱动小直径螺旋桨提供飞行全程需要的推力，同时增加机翼12的升力，左右各数台，对称分布在机身10的两侧，且安装在机翼12前方，实现其螺旋桨滑流对机翼12的动力增升，第一推进单元17的数量在2台到16台，本实施例中以10台为例。机翼后缘襟翼122、襟副翼123和副翼124在多发小功率推进装置的后方，在起飞、爬升以及着陆复飞阶段，机翼后缘襟翼122与襟副翼123下偏，受螺旋桨滑流效应影响，增加全机升力，降低起降速度，缩短起飞、着陆滑跑距离，而螺旋桨滑流中的副翼124也能增加低速时的操纵效能。在巡航阶段，机翼后缘襟翼122和襟副翼123收起为巡航干净构型。
作为进一步改进，所述第一推进单元17和/或所述第二推进单元16为电力驱动。
再次参照图1至图3，所述前翼11还可以包括前翼升降舵111，所述水平尾翼13还包括水平尾翼升降舵131；所述前翼升降舵111与水平尾翼升降舵131通过上偏下偏反向差动来改变飞机的俯仰力矩从而控制飞机的俯仰姿态；所述前翼升降舵111与水平尾翼升降舵131通过同时上偏或下偏来调整飞机平飞升力的大小，从而在不改变飞机姿态的情况下即能对飞机进行高度平动。
具体地，前翼升降舵111和水平尾翼升降舵131有两种使用模式：对于俯仰姿态，前翼升降舵111下偏，水平尾翼升降舵131上偏，从而控制飞行器姿态上仰，或者前翼升降舵111上偏，水平尾翼升降舵131下偏，从而控制飞行器姿态下俯；对于飞机高度平动，前翼升降舵和主翼升降舵同时下偏，控制飞机向上平动，前翼升降舵和主翼升降舵同时上偏，控制飞机向下平动。
综上所述，机翼12上的第一推进单元17在巡航时也可以持续工作，由氢燃料电池提供电力或涡轮原动机驱动发电机提供电力，螺旋桨滑流中的机翼12继续受到有利增升影响，相比传统飞行器，本实施例的三翼面飞行器使用相同面积的机翼即能够产生更大的升力，使飞行器可以充分获得大展弦比、小面积、高翼载荷机翼带来的总体收益。
另外，第一推进单元17的最大功率和机件强度仅需满足飞行器巡航和航线爬升能力，不必像传统飞行器一样为地面最大起飞推力状态付出代价，也带来了重量收益。
最后，机身尾部单发的第二推进单元16的大功率工作时间段仅需满足起飞爬升和着陆复飞，且每次的大功率持续时间很短，可以由锂电池提供电力并在巡航阶段由第一推进单元17的氢燃料电池或涡轮原动机驱动的发电机充电。第二推进单元16可以充分利用轻量化锂电池、电机的短时间大功率能力，从而获得整机动力系统轻量化的总体收益。
本申请的技术方案可以至少获得以下有益效果：
本案采用三翼面气动布局并且在机翼上安装多发第一推进单元，同时实现对机翼的动力增升。尤其在起飞、爬升以及着陆复飞阶段，机翼后缘襟翼与襟副翼、副翼下偏，后缘襟翼与襟副翼、副翼受推进单元的滑流效应影响，进一步增加全机升力，降低起降速度，而滑流中的副翼也能增加低速时的操纵效能；同时，单发的第二推进单元也在起飞、爬升以及着陆复飞阶段产生额外的推力，缩短起飞和着陆滑跑距离以及提高飞行器的爬升率，提高飞行任务全程的整体效率，降低飞行过程中的能源消耗，满足飞行器节能、减排和降噪的绿色航空要求。
本案中的飞行器可以为通航运输机或大型商用飞机，包括机身、前翼、机翼、带掠角的机翼斜撑杆、多发小功率推进装置、可折叠电动螺旋桨/桨扇的单发大功率辅助推进装置、垂直尾翼、水平尾翼、翼梢小翼、后缘襟翼、襟副翼、副翼、升降舵(含前翼升降舵)和方向舵、前起落架、主起落架。在可选的实施例中，多发小功率推进装置为电力驱动。多发小功率推进装置驱动小直径螺旋桨提供飞行全程需要的推力，同时增加机翼的升力，左右各数台，对称分布在机身两侧，且安装在机翼前方。可折叠电动螺旋桨/桨扇的单发大功率辅助推进装置安装在机身尾部，在起飞、爬升和着陆复飞阶段工作，电动螺旋桨/桨扇工作时，螺旋桨桨叶凭借离心力张开，电动螺旋桨/桨扇不工作时，桨叶凭借根部铰链处的扭簧弹力折叠成收拢状态，减小飞行时的阻力。
本案中的飞行器整体气动布局方案采用了大展弦比和小掠角机翼，大展弦比可以减少机翼诱导阻力，提高巡航气动效率，较小的掠角减少机翼表面气流的横向扰动，使机翼可采用层流设计，减少飞机摩擦阻力。在机翼下方用带掠角的斜撑杆来承受外部机翼的大部分载荷，使得大展弦比机翼内侧机翼载荷降低，带来部分结构收益。机翼的内翼后掠时搭配斜撑杆前掠；机翼的内翼前掠时搭配机翼撑杆后掠。两者在飞机俯视图和前视图上都呈现三角形的结构设计不仅可提供多个方向的强度、刚度，也有利于面积律分布特征，可降低亚跨声速飞行时的激波波阻或干扰阻力。此外，斜撑杆的存在可以使机翼的翼型做的较薄，显著降低亚跨声速飞行中的激波波阻。前翼安装在机身头部下方，在飞机进行飞行配平时，前翼可以提供正升力，同时可保证大迎角时前翼提前主翼和平尾先失速，从而有足够的低头恢复力矩，改善大迎角特性。平尾安装在双垂尾中间，通过尾撑与机翼连接，平尾高度高于机翼，使平尾受机翼下洗流影响较小。总体来讲，该布局客机具有良好的气动特性。
本案可以采用在机翼上安装多发小功率推进装置，左右对称分布在机翼前方，同时实现对机翼的动力增升。尤其在起飞、爬升以及着陆复飞阶段，机翼后缘襟翼与襟副翼、副翼下偏，后缘襟翼与襟副翼、副翼受螺旋桨滑流效应影响，进一步增加全机升力，降低起降速度，而螺旋桨滑流中的副翼也能增加低速时的操纵效能。可折叠电动螺旋桨/桨扇的单发大功率辅助推进装置也在起飞、爬升以及着陆复飞阶段从折叠状态旋转展开，产生额外的推力，缩短起飞和着陆滑跑距离以及提高飞机的爬升率，由锂电池提供电力。锂电池的容量应保证起飞与初始爬升以及着陆复飞的叠加需求，并保留合适的余量。在巡航阶段，仅使用多发小功率推进装置，同时后缘襟翼与襟副翼收起为巡航干净构型，此时使用消耗燃油的涡轮原动机驱动发电机提供电力或消耗氢燃料的燃料电池提供电力给多发小功率推进装置，同时为单发大功率辅助推进装置的锂电池实现充电。
具体地，可折叠电动螺旋桨/桨扇的单发大功率辅助推进装置在起飞、爬升和着陆复飞阶段，桨叶旋转展开，在产生推力的同时实现对机身边界层进行吸入。机身边界层吸入可以控制边界层发展，抑制边界层分离，降低飞机阻力，提高飞机的爬升率，降低能耗。
以上对本发明实施例所提供的一种三翼面飞行器的气动布局进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的技术方案及其核心思想；本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例的技术方案的范围。

Claims (20)

1.一种三翼面飞行器的气动布局，其特征在于，包括：
机身，所述机身具有彼此背离的头部及尾部；
前翼与机翼，所述前翼与所述机翼沿着从前往后的方向依次固定连接至所述机身；
尾撑，所述尾撑固定连接至所述机翼或者所述机身并且向后延伸；
垂直尾翼，所述垂直尾翼固定连接至所述尾撑的末端；以及
水平尾翼，所述水平尾翼固定连接至所述尾撑或者所述垂直尾翼；
其中，所述机翼上固定安装有至少两台第一推进单元；所述尾部固定安装有第二推进单元。
2.如权利要求1所述的气动布局，其特征在于，还包括斜撑杆，所述机翼在翼展方向上具有彼此背离的固定端与自由端，所述机翼通过固定端与所述机身固定连接；所述斜撑杆倾斜地固定连接在所述固定端附近与所述机身之间，使得所述机翼、斜撑杆及部分机身依次围绕相接构成三角支撑结构。
3.如权利要求2所述的气动布局，其特征在于，所述机翼包括在翼展方向上从内侧至外侧依次布置的内翼及外翼；所述斜撑杆的掠角与所述内翼的掠角互为反向。
4.如权利要求3所述的气动布局，其特征在于，当所述内翼布置为后掠时，所述斜撑杆布置为前掠，此时，所述内翼的后掠角的角度大小为0°～40°，所述斜撑杆的前掠角的角度大小为0°～-40°。
5.如权利要求3所述的气动布局，其特征在于，当所述内翼布置为前掠时，所述斜撑杆布置为后掠，此时，所述内翼的前掠角的角度大小为0°～-40°，所述斜撑杆的后掠角的角度大小为0°～40°。
6.如权利要求3所述的气动布局，其特征在于，所述外翼布置成后掠，所述外翼的后掠角的角度大小为0°～25°。
7.如权利要求1至6任一项所述的气动布局，其特征在于，所述机翼为上单翼气动布局。
8.如权利要求7所述的气动布局，其特征在于，所述机身的顶部设有翼台，所述机翼通过所述翼台与所述机身固定连接。
9.如权利要求1至6任一项所述的气动布局，其特征在于，所述机翼的展弦比为15～25。
10.如权利要求1至6任一项所述的气动布局，其特征在于，所述前翼设有一对，两片所述前翼关于所述机身呈左右对称布置；所述前翼为下反角气动布局，所述前翼的下反角的角度大小为0°～10°。
11.如权利要求10所述的气动布局，其特征在于，两片所述前翼左右对称地安装在所述头部的两侧。
12.如权利要求1至6任一项所述的气动布局，其特征在于，所述机翼设有一对，两片所述机翼关于所述机身呈左右对称布置；所述第一推进单元被布置为由至少一个推进子集构成，每个所述推进子集包括关于所述机身呈左右对称布置的一对所述第一推进单元，每个所述推进子集中的每个第一推进单元固定安装至相应一片所述机翼。
13.如权利要求1至6任一项所述的气动布局，其特征在于，所述尾撑设有一对，两根所述尾撑关于所述机身呈左右对称布置；所述垂直尾翼设有两片，每片所述垂直尾翼固定连接至相应一根所述尾撑的末端，所述水平尾翼固定连接至两片所述垂直尾翼之间。
14.如权利要求13所述的气动布局，其特征在于，所述水平尾翼的安装高度高于所述机翼的安装高度。
15.如权利要求1至6任一项所述的气动布局，其特征在于，所述第二推进单元为带可折叠螺旋桨或者桨扇的推进装置，所述第二推进单元包括：
发动机，所述发动机安装至所述尾部；
动力输出轴，所述动力输出轴与所述发动机传动连接，所述动力输出轴沿着所述机身的纵轴向后延伸并从所述发动机中露出以形成中心锥；
至少两片间隔设置的桨叶，所述桨叶的根部铰接至所述中心锥；以及
复位部件，所述复位部件设于所述中心锥并作用于所述桨叶，使得所述桨叶相对所述中心锥转动以从展开状态切换至收拢状态；
其中，当所述桨叶处于所述展开状态时，所述桨叶在所述中心锥的外周呈放射状布置；当所述桨叶处于所述收拢状态时，所述桨叶聚拢至所述中心锥的外周。
16.如权利要求1至6任一项所述的气动布局，其特征在于，所述第一推进单元和/或所述第二推进单元为电力驱动。
17.如权利要求1至6任一项所述的气动布局，其特征在于，在巡航阶段使用所述第一推进单元提供推力；在起飞、爬升及着陆复飞阶段，使用所述第一推进单元和所述第二推进单元共同提供推力。
18.如权利要求1至6任一项所述的气动布局，其特征在于，所述第一推进单元为带螺旋桨或桨扇的推进装置，所述机翼的机翼舵面布置在螺旋桨或桨扇的后方。
19.如权利要求18所述的气动布局，其特征在于，所述机翼舵面包括襟翼、襟副翼及副翼中的至少一种。
20.如权利要求1至6任一项所述的气动布局，其特征在于，所述前翼还包括前翼升降舵，所述水平尾翼还包括水平尾翼升降舵；所述前翼升降舵与水平尾翼升降舵通过上偏下偏反向差动来改变飞行器的俯仰力矩从而控制飞行器的俯仰姿态；所述前翼升降舵与水平尾翼升降舵通过同时上偏或下偏来调整飞行器平飞升力的大小，从而在不改变飞行器姿态的情况下即能对飞行器进行高度平动。
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