一种高速大机动高隐身的靶机的制作方法

本发明属于无人机领域，涉及一种高速大机动高隐身的靶机。

背景技术：

靶机主要用于军事演习或者武器射击测试时模拟敌军飞行器或来袭导弹，为各类型火炮或导弹系统提供假想的目标与射击机会，同时也可用于军用飞行器系统的元器件测试。为了提高部队军事作战能力以及进一步提高军事技术实力，世界各军事强国都研发了各种不同种类和性能的靶机，随着航空技术的日益进步，特别是一些世界军事强国六代机的逐渐服役，对靶机技术指标又提出了新的要求，除传统靶机的高空高速性能外，大机动和高隐身的指标也成了先进靶机的必选项。国内的靶机产品大多只能模拟高空高速等二代机的目标特性。国内目前尚无兼顾大机动(5g～7g)和高隐身(rcs≯0.01m2)的靶机产品。

技术实现要素：

本发明的目的在于针对现有技术的不足，提供一种高速大机动高隐身的靶机。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的：一种高速大机动高隐身的靶机，包括：机身、机翼、发动机、尾翼以及s弯进气道；每个机翼的后缘设置有副翼，尾翼的后缘设置有升降舵。副翼的前缘与机翼的后缘平行；升降舵的前缘与尾翼的后缘平行；

机身分为三部分：具有回旋体结构的前机身，圆柱结构的中机身以及后机身；所述发动机安装在后机身，发动机的动力方向沿所述机身的中心轴线方向。

机翼为梯形翼，前缘后掠角为30～40°，安装角为0、展弦比为4～5，其位于机身中部，其翼根和翼梢均采用对称层流翼型，根部翼型相对厚度为12％～14％，梢部翼型相对厚度为8％～10％，其翼根部与机身融合为一体；

尾翼为梯形翼，前缘后掠角与机翼前缘后掠角相同，展弦比为1～2，翼型相对厚度为10～12％；

s弯进气道的末端的切线方向与机身轴线平行，末端出口与发动机进气口连接。

进一步地，s弯进气道唇口为月牙形，唇口与机身之间有尖劈隔开，s弯进气道机身外侧部分和机身之间有整流罩。

进一步地，发动机为小型涡轮喷气发动机。

进一步地，机翼的翼梢部有与翼梢翼型匹配的整流鼓包。

进一步地，尾翼采用v型尾翼，夹角为90度，尾翼关于机身纵向对称面对称。s弯进气道与尾翼安装机身的同一侧。

进一步地，所述靶机在s弯进气道朝下飞行时，实现大机动；在s弯进气道朝上飞行时，实现高隐身。

本发明的有益效果在于：本发明采用阻力较小的气动布局设计配备小型涡轮喷气发动机实现高亚音速的飞行；采用减少靶机在被雷达照射时雷达接收到的雷达波的波峰个数以及减少雷达波的反射源等方法实现高隐身飞行；采用半滚倒飞的飞行模式，保证发动机进气稳定的方法实现大机动飞行。

采用上述布局设计的靶机配备小型涡轮喷气发动机时，最大马赫数可达到0.9，在进气道朝下飞行时机动过载可达到6g+，在进气道朝上飞行时rcs特性优于0.01m²。

附图说明

图1为靶机气动外形图；

图2为靶机俯视图；

图3为s弯进气道位置；

图4为s弯进气道主视图；

图5为大机动和爬升时的飞行模式；

图6为起飞、降落和模拟高隐身目标时的飞行模式；

图7为采用x型尾翼的靶机的示意图；

图8为图7所示靶机的主视图。

具体实施方式

本发明采用大后掠角的机翼尾翼以及流线型机身设计，可以使得飞机在马赫数为0.6～0.9之间时阻力较小，装配小型涡轮喷气发动机可实现飞机的高速飞行；

通过采用机翼、尾翼前缘后掠角相同，副翼前缘与机翼后缘平行，升降舵前缘与尾翼后缘平行的设计减少了雷达照射飞机时雷达接收到的波峰个数，并且在做高隐身飞行时进气道朝上飞行，机身遮挡了雷达对进气道的视野，减少了进气口对雷达波的反射，从而实现了高隐身的目的；

通过采用飞机滚转180度倒飞的飞行模式，此时进气道朝下，进气口气流来流均匀，有利于发动机稳定工作，采用上述布局设计的靶机可以实现5g～7g过载的大机动。

所发明靶机起飞方式为火箭助推，在起飞时s弯进气道7朝上飞行；爬升到一定高度后水平加速，达到一定速度后滚转180度，s弯进气道7朝下飞行继续爬升，当模拟大机动飞行时s弯进气道7朝下飞行，此时进气道在机身下方，进气口处的气流比较均匀，有利于靶机做持续大机动时发动机稳定工作；当模拟高隐身特性时靶机滚转180度s弯进气道7朝上飞行，此时进气道在机身上方，被流线型机身遮挡，减少了雷达的散射部件，从而提高了隐身性能；所述靶机回收方式为伞降加气囊，当回收时尾翼6朝上。

下面结合实施例对本发明作进一步说明。

实施例一

如图1所示，一种高速大机动高隐身的靶机，包括：机身1、机翼2、发动机4、尾翼6以及s弯进气道7；每个机翼2的后缘设置有副翼3，尾翼6的后缘设置有升降/方向舵5。副翼3的前缘与机翼2的后缘平行；升降舵5的前缘与尾翼6的后缘平行；

机身1分为三部分：具有回旋体结构的前机身，圆柱结构的中机身以及后机身；所述发动机4安装在后机身，发动机4的动力方向沿所述机身1的中心轴线方向。

机翼2采用30度前缘后掠角，零安装角、展弦比为4的梯形翼，其位于机身1中部，其翼根和翼梢均采用对称层流翼型，根部翼型相对厚度为12％，梢部翼型相对厚度为10％，其翼根部与机身融合为一体；

尾翼6采用v型尾翼，其前缘后掠角与机翼2前缘后掠角相同，采用小展弦比2的梯形翼，其翼型相对厚度为10％；

s弯进气道7的末端的切线方向与机身轴线平行，末端出口与发动机进气口连接。

实施例二

如图7和8所示，一种高速大机动高隐身的靶机，包括：机身1、机翼2、发动机4、尾翼6以及s弯进气道7；每个机翼2的后缘设置有副翼3，尾翼6的后缘设置有升降/方向舵5。副翼3的前缘与机翼2的后缘平行；升降舵5的前缘与尾翼6的后缘平行；

机身1分为三部分：具有回旋体结构的前机身，圆柱结构的中机身以及后机身；所述发动机4安装在后机身，发动机4的动力方向沿所述机身1的中心轴线方向。

机翼2采用40度前缘后掠角，零安装角、展弦比为5的梯形翼，其位于机身1中部，其翼根和翼梢均采用对称层流翼型，根部翼型相对厚度为14％，梢部翼型相对厚度为12％，其翼根部与机身融合为一体；

尾翼6采用x型尾翼，其前缘后掠角与机翼2前缘后掠角相同，采用小展弦比2的梯形翼，其翼型相对厚度为12％；

s弯进气道7的末端的切线方向与机身轴线平行，末端出口与发动机进气口连接。

采用上述气动布局设计的靶机配备小型涡轮喷气发动机，通过风洞试验和发动机试验获得的数据经过仿真计算实施例一和实施例二靶机的最大飞行马赫数可均可达到0.9，在s弯进气道7朝下飞行时持续机动过载均满足6g+，通过实施例一和实施例二的rcs特性试验，在s弯进气道7朝上飞行时rcs特性均优于0.01m²。

本发明所述的升降舵5通常也可作为方向舵使用。

作为优选的方案，本发明可以采用v型尾翼，夹角为90度，或x型尾翼，当采用v型尾翼时，s弯进气道7与尾翼6安装机身1的同一侧，有利于高隐身飞行时进气口和部分尾翼被机身遮挡，减少整机对雷达波的反射源。

本发明中，可以采用现有的s弯进气道。唇口为月牙形，唇口与机身之间有尖劈隔开，减少低能量的机身附面层气流进入进气道，s弯进气道机身外侧部分和机身之间有整流罩，以进一步提高整机的光滑性，减少飞行时的阻力，

本发明中，发动机4可以为小型涡轮喷气发动机，有利于高亚音速下飞行时仍能克服靶机阻力的优势。

本发明中，作为优选的方案，机翼2的翼梢部有与翼梢翼型匹配的整流鼓包，有利于减少翼尖的涡流能量损失。

上述实施例是对本发明的说明，不是对本发明的限定，任何对本发明简单变换后的方案均属于本发明的保护范围。