一种变体隐身飞机及其变体方法和应用与流程

本发明为一种变体隐身飞机及其变体方法和应用，属于航空技术领域飞行器气动与总体设计方向。

背景技术：

变体飞机能够改变其外形以适应不同的飞行环境（不考虑只在地面进行变体的飞机，如航空母舰上可折叠机翼的飞机），目前已有的变体方案主要是变机翼后掠角（如f-111、f-14、b-1、tu-160等），用于兼顾亚音速和超音速的飞行性能。前苏联的图-114超音速客机则具有可偏转的鸭翼，用于改善起降性能，超音速飞行时，鸭翼偏转与机身融为一体，降低波阻。

飞机的气动布局包括正常式布局、鸭式布局、无尾式布局（飞翼式布局）、三翼面布局。其中正常式布局较为常见，无尾式布局的飞机隐身性能好，而鸭式布局和三翼面布局的飞机机动性能好。

隐身战斗机以美国的第五代战斗机f-22和f-35为代表。具有隐身、超音速巡航和超音速机动等能力，都采用正常式布局或鸭式布局，隐身能力与机动能力都没有达到最优。目前还没有三翼面布局或无尾式布局的隐身战斗机。而对于第六代战斗机，各国都在探索中，目前没有统一的标准。

目前尚无成熟的无人战斗机，而现有的无人作战飞机基本上采用飞翼布局，具有较好的隐身性，但其机动性较差，主要用于渗透打击地面和水面目标等，还不具备打击空中目标或与有人驾驶的战斗机进行空中近距格斗的能力。

技术实现要素：

针对以上问题，本发明提出了一种采用升力体边条翼变构型气动布局的变体隐身飞机，可作为下一代战斗机的一种设计方案，相比于已有的第五代战斗机，该变体隐身飞机具有更好的隐身能力和机动能力，能更好的适应各种飞行环境。

该变体隐身飞机整体按隐身要求设计，由机身、起落架、动力装置、机载设备，机翼、可收放式全动鸭翼、可偏转式全动尾翼等组成。

其中机身为升力体，主机翼和边条翼与机身采用翼身融合设计，主机翼前缘安装有机动襟翼，后缘安装有襟副翼，主机翼前有边条翼，鸭翼位于边条翼前部，所有可动舵面的左右翼面都可差动。机头两侧为dsi进气口及s型进气道。机身腹部和两侧拥有内置弹舱。其动力装置具有矢量喷口。

通过可收放式全动鸭翼和可偏转全动尾翼实现飞机气动布局的变换，包括鸭式布局，无尾式布局和三翼面布局。

在飞机起飞及着陆阶段，鸭翼放出，尾翼为垂尾或v尾，气动布局形式为鸭式布局，具有较高的升力系数和较好的航向稳定性。

在巡航或高速平飞阶段，鸭翼收进机身，尾翼偏转至水平位置，与主机翼融为一体，形成无尾式（飞翼式）布局，从而降低雷达散射截面，提高隐身能力。此时的襟副翼还起到升降舵的作用。

在近距空中格斗、规避导弹或航炮威胁或进行高机动飞行动作时，鸭翼放出，两个尾翼则根据机动飞行状态和飞行员操纵要求而偏转到不同角度，在垂尾、v形尾、平尾、腹鳍四种形式间进行切换，形成鸭式布局或三翼面布局。切换为三翼面布局时，可采用直接力进行操纵。

鸭翼、机翼和尾翼的平面形状包括多种不同形式，如附图9所示，平面形状的主要几何特征为：机翼的前缘后掠角、机翼翼根部位后缘后掠角与鸭翼和尾翼的前缘后掠角相同，机翼翼梢部位后缘和尾翼翼梢部位后缘前掠角与鸭翼的后缘后掠角相同。

机头截面近似为菱形，由二次曲线和直线段组成，如附图8所示。图中曲线ab和曲线cd为二次曲线，bc为直线段。曲线ab在a点与水平辅助线a相切，在b点与辅助线b相切，其中辅助线b与水平线所夹锐角等于直线段bc与水平线所夹锐角。曲线cd在c点与直线段bc相切，在d点与水平辅助线d相切。

可收放式全动鸭翼（图10）能够通过绕轴f偏转来控制升力和俯仰力矩大小。左右鸭翼能够差动来产生飞机滚转力矩。鸭翼绕轴f偏转至与边条翼共面时，鸭翼能绕转轴e向后转动，从而收进边条翼与机身中。

可偏转式全动尾翼（图10）能够绕两个相互垂直的轴线h和g偏转，两个尾翼绕各自的转轴h偏转至不同角度时可以作为垂尾、v形尾（图3）、平尾（图6）、腹鳍（图5）或与机翼融为一体（图4），或他们之间的组合。尾翼绕轴g偏转时，可作为升降舵或方向舵。左右两个尾翼能够在两个偏转轴线上差动。

可偏转式全动尾翼包括尾翼全动舵面和尾翼安定面两部分。其中靠近尾翼翼根面积较小的尾翼安定面只绕轴h偏转，其作动器位于机身上。尾翼安定面内部安装有作动器用于实现尾翼全动舵面绕轴g的偏转。尾翼全动舵面的翼根部位前后缘位置斜切掉一部分，以避免其偏转时与机身、主机翼或动力装置发生干涉。

该变体隐身飞机包括有人驾驶与无人驾驶两种构型。其中无人驾驶型（图7）在有人驾驶型的基础上去掉座舱和飞行员生命保障系统，替换为航炮或定向能武器，用于近距空中格斗，同时增加人工智能系统实现无人飞行器自主飞行与作战。也可由人进行远程控制操纵。该飞机安装有分布式孔径系统，用于提高飞行员和人工智能系统的战场态势感知能力。

有益效果

该变体隐身飞机三种气动布局的相互切换能够将三种布局的优势相结合，能更好地满足各飞行剖面和飞行状态下对飞机机动性和隐身性的要求。该变体飞机可作为一种高升阻比、高机动性、隐身性好的新一代有人及无人空中作战平台，用于执行空中优势作战任务。

附图说明

图1为变体隐身飞机所有舵面偏转状态立体图。

图2为变体隐身飞机所有舵面收拢状态立体图。

图3为变体隐身飞机起飞及着陆状态构型图。

图4为变体隐身飞机巡航及高速平飞状态构型图。

图5为变体隐身飞机机动飞行时，鸭式布局示意图。

图6为变体隐身飞机机动飞行时，三翼面布局示意图。

图7为无人驾驶变体隐身飞机巡航状态示意图。

图8为飞机机头截面形状。

图9为变体隐身飞机的三种典型机翼与尾翼平面形状示意图。

图10为可收放式全动鸭翼和可偏转式全动尾翼工作原理示意图

图中，升力体机身1，可收放式全动鸭翼2，飞行员座舱3，机头雷达4，起落架5，dsi进气口6，边条翼7，主机翼8，襟副翼（升降舵）9，动力装置10，可偏转式全动尾翼安定面11，可偏转式全动尾翼全动舵面12。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步说明。

实施例1

该变体隐身飞机整体按隐身要求设计，由机身1、起落架5、动力装置10、机载设备，主机翼8、可收放式全动鸭翼2、可偏转式全动尾翼（11和12）等组成，

其中机身1为升力体，主机翼8和边条翼7与机身1采用翼身融合设计，主机翼8前缘安装有机动襟翼，后缘安装有襟副翼9，主机翼前有边条翼7，鸭翼2位于边条翼7前部，飞机的所有可动舵面的左右翼面都可差动。机头两侧为dsi进气口6及s型进气道。机身腹部和两侧拥有内置弹舱。动力装置10具有矢量喷口，例如采用自适应变循环推力矢量发动机或组合式推力矢量发动机，以适应各种飞行速度和状态，同时提高亚音速和超音速下的机动能力。

通过可收放式全动鸭翼2和可偏转式全动尾翼（11和12）实现飞机气动布局的变换，包括鸭式布局（图3和图5），无尾式布局（图4和图7）和三翼面布局（图6）。

机翼和尾翼的平面形状包括多种不同形式，如附图9所示，平面形状的主要几何特征为：机翼的前缘后掠角、机翼翼根部位后缘后掠角与鸭翼和尾翼的前缘后掠角相同，机翼翼梢部位后缘和尾翼翼梢部位后缘前掠角与鸭翼的后缘后掠角相同。

飞机机头截面近似为菱形，由二次曲线和直线段组成，如附图8所示。图中曲线ab和曲线cd为二次曲线，bc为直线段。曲线ab在a点与水平辅助线a相切，在b点与辅助线b相切；其中辅助线b与水平线所夹锐角等于直线段bc与水平线所夹锐角，作为一种优选，该角度为63度。曲线cd在c点与直线段bc相切，在d点与水平辅助线d相切。

可收放式全动鸭翼（图10）能够通过绕轴f偏转来控制升力和俯仰力矩大小。左右鸭翼能够差动来产生飞机滚转力矩。鸭翼绕轴f偏转至与边条翼共面时，鸭翼能绕转轴e向后转动，从而收进边条翼与机身中。其中轴e垂直于鸭翼平面，轴f所在平面垂直于轴e。

可偏转式全动尾翼（图10）能够绕两个相互垂直的轴线h和g偏转，其中h轴平行于飞机左右对称面，g轴所在平面与h轴相垂直。两个尾翼绕各自的转轴h偏转至不同角度时可以作为垂尾、v形尾、平尾、腹鳍或他们之间的组合。尾翼绕轴g偏转时，可作为升降舵或方向舵。左右两个尾翼能够在两个偏转轴线上差动。

可偏转式全动尾翼包括尾翼全动舵面12和尾翼安定面11两部分。其中靠近尾翼翼根面积较小的尾翼安定面11只绕轴h偏转，其作动器位于机身上。尾翼安定面11内部安装有作动器用于实现尾翼全动舵面12绕轴g的偏转。尾翼全动舵面12的翼根部位前后缘位置斜切掉一部分（图10中尾翼的梯形全动舵面12切掉梯形下底边上的两个角），以避免其偏转时与机身1、主机翼8或动力装置10发生干涉。

该变体隐身飞机包括有人驾驶与无人驾驶两种构型。其中无人驾驶型（图7）在有人驾驶型的基础上去掉座舱和飞行员生命保障系统，替换为航炮或定向能武器，用于近距空中格斗，同时增加人工智能系统实现无人飞行器自主飞行与作战。也可由人进行远程控制操纵。该飞机安装有分布式孔径系统，用于提高飞行员和人工智能系统的战场态势感知能力。

实施例2

针对上述变体隐身飞机，本发明还提供其变体方式以完成其飞行任务。

在飞机起飞及着陆阶段，鸭翼放出，尾翼为垂尾或v尾，气动布局形式为鸭式布局（图3），具有较高的升力系数和较好的航向稳定性。

在巡航或高速平飞阶段，鸭翼收进机身，尾翼偏转至水平位置，与主机翼融为一体，形成无尾式（飞翼式）布局（图4和图7），从而降低雷达散射截面，提高隐身能力。此时的襟副翼还起到升降舵的作用。发动机矢量喷口作为辅助操纵面，参与配平。

在近距空中格斗、规避导弹或航炮威胁而进行高机动飞行动作时，鸭翼放出，两个尾翼则根据机动飞行状态和飞行员操纵要求而偏转到不同角度，在垂尾、v形尾（图3）、平尾（图6）、腹鳍（图5）四种形式间进行切换，形成鸭式布局（图3和图5）或三翼面布局（图6）。切换为三翼面布局时，还可采用直接力进行操纵。尾翼为可动腹鳍时，还能提高飞机的大迎角飞行性能，提高尾翼舵面的操纵效率（图5）。

实施例3

在本发明的基础上，如采用增大机翼和鸭翼面积、机身尾部加装拦阻钩等相关措施，该飞机也可用作航母舰载机。

本发明中的技术特征与外形布局特征除了可应用于下新一代先进陆基/舰载战斗机，还可应用于轰炸机、陆基/舰载无人（战斗）机、无人靶机，高超音速飞行器或航空模型等。如将升力体改为乘波体而形成的乘波体边条翼变构型气动布局可应用于高超音速飞行器。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。