一种水陆两栖飞机的制作方法

专利2022-05-09  6


本发明涉及飞机技术领域,特别涉及一种以涡扇发动机为动力的大型水陆两栖飞机。



背景技术:

水陆两栖飞机是一种能适应在水上着陆、起飞和操作的装备有浮子或船体的飞机。两栖飞机不仅在民用方面,可用于运输、海上救援和森林消防等,在军事上更是有其重要的战略地位,主要承担海上侦察、反潜、轰炸等任务。因此,受到国内外航空界的广泛关注,其中,典型的中大型两栖飞机有俄罗斯的be-200和日本的us-2等,以及我国近期成功完成试飞的ag-600。

但是在高海况下两栖飞机适应性较差,机体在风浪下运动剧烈,对机体冲击载荷以及水上起降影响较大,难以维持高速航行;同时,目前大多数两栖飞机采用螺旋桨发动机作为动力系统,不仅难以获得较高的巡航速度,也易导致在起降划水过程中发动机吸入溅起的水花而受损。因此,两栖飞机气动布局方案设计需要兼顾气动特性以及水动特性。



技术实现要素:

为了解决上述问题,本发明提供一种以涡扇发动机为动力系统的大型水陆两栖飞机,该水陆两栖飞机使得两栖飞机不仅能够实现在较高海况下高速航行时,具备较好的横向、纵向稳定性和水上起降能力,还能够保证滑行时发动机不会吸入溅起的水花,而且拥有较高的巡航速度和稳定的气动特性,最大巡航马赫数能够达到0.6。

为了实现上述目的,本发明提供一种水陆两栖飞机,包括机身、机翼、翼身整流罩、尾翼、翼下浮筒、发动机短舱和起落架,所述机身采用“v型”船身式机身,机身长宽比为10~12;所述机翼固定在所述机身的背部的翼身整流罩上,所述机翼的靠近机头的一侧设置有前缘缝翼,靠近机尾的一侧设置有内、外襟翼,所述内襟翼靠近所述机身设置,所述机翼远离所述机头的一侧,且远离所述机身的一端还设置有副翼,所述外襟翼设置在所述副翼与所述内襟翼之间;所述翼尖浮筒通过吊架固定在所述机翼靠近翼梢的下表面;所述发动机短舱固定在机身上方;所述尾翼设置在所述机身的尾部;所述起落架设置在所述机身底端。这样能够在波浪水面上滑行时可减小垂直加速度,降低喷溅高度,同时也使得船体气动阻力得到改善,提高气动特性。

作为可选的一种技术方案,所述机身底部的中部设置有断阶,所述断阶将所述船体式机身分为第一船体和第二船体;所述第二船体与所述第一船体的长度之比为1.05~1.35。断阶的位置对两栖飞机纵向稳定性的影响较大,利于抑制水面滑行时的“海豚运动”

作为可选的一种技术方案,所述第二船体的底部设置有抑波槽和防溅条。以抑制在水面滑行时,前船体喷溅产生的水流对发动机、机翼以及驾驶舱视线等造成的不利影响。

作为可选的一种技术方案,所述机翼包括翼根机翼和外段机翼;所述机翼的展弦比为8.0~9.5、上反角为0~2°、前缘后掠角为10°~15°、安装角为1°~5.3°、负扭转,扭转角为-7°~0;

作为可选的一种技术方案,所述外段机翼靠翼尖段设置有副翼,副翼的展向位置为半展长的70%~90%,副翼面积与机翼面积之比为0.05~0.07。

作为可选的一种技术方案,所述前缘缝翼展向位置从翼根一直延伸到翼尖,相对弦长为0.1~0.18;所述内、外襟翼展向的设置受所述副翼控制,内襟翼相对面积为0.06~0.08,外襟翼相对面积为0.07~0.09。

作为可选的一种技术方案,所述浮筒采用翼尖支撑式浮筒,位于75%~80%半展长的所述机翼下方。

所述发动机短舱设有一对,相对于所述机身的中轴线对称设置,设置在所述机翼上方。

作为可选的一种技术方案,所述尾翼包括带升降舵的平尾、带方向舵的背鳍垂尾融合体;所述平尾展弦比为3.5~5、后掠角为16°~22°、梯形比为0.25~0.45;所述升降舵的面积与所述平尾面积之比为25%~35%;所述背鳍垂尾融合体包括垂尾以及背鳍;所述垂尾为梯形翼,后掠角为30°~53°、展弦比为0.8~1.8、梯形比为0.3~0.8;所述方向舵相对面积为25%~35%。

作为可选的一种技术方案,所述起落架采用前三点式,包括一个前起落架和两个主起落架。

本发明具有以下有益效果:

(1)水面滑行时较好的横向和纵向稳定性。大长宽比的“v型”船身式机身以及合理的前后船身长度比,可减小两栖飞机在水面滑行时的垂直加速度以及增大水动力低头力矩,有效避免了“海豚运动”,提高了两栖飞机纵向稳定性。直断阶型翼尖支撑式浮筒由于布置在翼梢附近,力臂长,能够在短时间内产生较大的横向稳定恢复力矩,于是即使对于较高海况,依然能够保证较好对的横向稳定性。于是,本发明所述气动布局的两栖飞机能够适应较高海况。

(2)较小的水动阻力以及气动阻力增量。机身下半部分采用类似高速舰船的“v型”船体的船身式机身、通过形成空气垫减低水的黏性作用的主断阶以及起飞滑行时较少接触水面的翼尖浮筒,这些都有效降低了水面滑行时的水动阻力。为满足水动性能而对气动外形造成破坏,这是两栖飞机不可避免的问题,但是本发明提出的船身式机身以及翼尖浮筒造成的气动阻力增量较小。

(3)较快的巡航速度以及水面滑行速度。采用涡扇发动机为动力系统以及大展弦比机翼,使得两栖飞机有较高的巡航升阻比以及巡航马赫数。由于具有较好的水面横向和纵向稳定性,以及前船体抑波槽和防溅条等抑制喷溅水流的设计,本发明所述气动布局两栖飞机能够在水面上实现较高速且稳定的航行。于是,本发明所述气动布局的两栖飞机能够更快速的到达目标海域,提高作战机动性或救援速度。

附图说明

通过阅读下文实施方式的详细描述,各种优点和益处对于本领域技术人员将变得清晰明了。附图仅用于示出实施方案的目的,而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中,用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中:

图1是本发明实施方式中所述以涡扇发动机为动力的大型水陆两栖飞机的立体图;

图2是本发明实施方式中所述以涡扇发动机为动力的大型水陆两栖飞机的侧视图;

图3是本发明实施方式中所述以涡扇发动机为动力的大型水陆两栖飞机的俯视图以及机翼截面示图;

图4是本发明实施方式中所述以涡扇发动机为动力的大型水陆两栖飞机的主视图;

图5是本发明实施方式中所述以涡扇发动机为动力的大型水陆两栖飞机中翼尖浮筒的三视图;

图6是本发明实施方式中所述以涡扇发动机为动力的大型水陆两栖飞机另一实例的立体图;

图7是本发明实施方式中所述以涡扇发动机为动力的大型水陆两栖飞机另一实例的侧视图;

图8是本发明实施方式中所述以涡扇发动机为动力的大型水陆两栖飞机另一实例的俯视图;

图9是本发明实施方式中所述以涡扇发动机为动力的大型水陆两栖飞机另一实例的主视图;

附图标记说明:

1、机身;11、前船体;12、后船体;13、抑波槽和防溅条;14、断阶;2、翼身整流罩;3、机翼;31、翼根机翼;32、外段机翼;33、前缘缝翼;34、内襟翼;35、外襟翼;351、双缝襟翼的次襟翼;352、双缝襟翼的主襟翼;36、副翼;4、浮筒;5、涡扇发动机短舱;61、短舱吊架;62尾喷口整流罩;7、尾翼;71、平尾;711、升降舵;72、垂尾;721、方向舵;73、背鳍;8、起落架;81、前起落架;82、主起落架。

具体实施方式

为了使被发明的目的、技术方案以及有点更加清楚白,下面结合附图和实施例,对本发明进行进一步详细介绍。应当理解,此处所描述的具体实施方案仅仅用于解释本发明,并不用于限定本发明。相反,提供本实施例是为了能够更透彻的理解本公开,并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。

实施例1

如图1~5所示,本发明实施例公开了一种以涡扇发动机为动力的水陆两栖飞机,包括机身1、机翼3、翼身整流罩2、浮筒4、涡扇发动机短舱5、短舱吊架61、尾翼7和起落架8;在本实施中,两栖飞机的总长度为37.196m、总高度为10.89m、翼展为42.03m。

本发明公开的一种两栖飞机通过合理的船身式机身1、断阶14、翼尖支撑式浮筒4以及机翼3和增升装置(增升装置包括前缘缝翼33、内襟翼34以及外襟翼35)的设计,使得两栖飞机能够实现在较高海况下高速航行时,具备较好的横向、纵向稳定性和水上起降能力;通过抑波槽和防溅条13的设计以及合理的发动机短舱气动布局,保证滑行时发动机不会吸入溅起的水花;通过采用涡扇发动机,所述两栖飞机拥有较高的巡航速度,最大巡航马赫数能够达到0.6。因此,本发明所公开的气动布局的两栖飞机即使在较高海况下,也能够快速且稳定地飞抵目标海域,并执行相关救援或军事任务。

进一步,所述机身1采用长宽比为10.29的“v型”船身式机身,参照图4,机身1的上半部分为常规的半椭圆形机身,下半部分则是类似于高速舰船的“v型”船体。所述机身1由保形式机头、前船体11以及后船体12组成,机身1总长为33.948m,最大宽度为3.3m,最大高度为4.5m。

进一步,参照图2,用于降低滑行时水的粘性作用的断阶14采用直断阶,布置在“v型”船体的底端中间部分,将整体机身1分为前船体11和后船体12;综合考虑两栖飞机水面滑行时的横向、纵向稳定性以及客舱的布置,所述断阶14的宽度为3.5m;断阶14的高度关系到两栖飞机水面起降特性,其高度决定了滑行时所述断阶14后吸入的空气量,影响起降时水面滑跑距离以及水动阻力,在本实施例中,所述断阶14的高度为0.148m;由于较长的后船体有利于避免水面滑行时产生“海豚运动”以及提高纵向稳定性,所述的断阶14使得后船体12与前船体11长度比为1.0625,即前船体11为16m,后船体12为17m。

进一步,参照图2,在所述前船体11的底部布置有抑波槽和防溅条13,主要用于抑制在水面高速滑行时激起严重的喷溅水流,避免高速的喷溅水流冲击机身、机翼、发动机等结构,而造成结构损伤,并防止喷溅水流影响驾驶舱的视线。

进一步,参照图1,所述大展弦比的机翼3的气动布局为:翼根机翼31和外段机翼32一起组成的所述的大展弦比机翼,翼根机翼采用后缘扩展,在本实施中,所述翼根翼型为naca63212,翼尖翼型为na63a610,负气动扭转,扭转角为-4°;大展弦比机翼为上单梯形翼、无上反、后掠;所述大展弦比机翼的展弦比为8.89、上反角为0、前缘后掠角为14.21°、梯形比为0.43、安装角为4.5°;所述大展弦比机翼的翼根弦长为6.62m、翼尖弦长为2.84m,平均气动弦长为5.1287m;所述外段机翼靠翼尖段布置有副翼36,副翼的展向位置为半展长的70%~90%,副翼与机翼面积之比为0.06。

进一步,所述机翼的增升装置由前缘缝翼33以及后缘内外襟翼34和35组成,后缘襟翼均采用双缝襟翼;所述前缘缝翼33展向位置几乎从翼根一直延伸到翼尖,相对弦长为0.15;所述内段后缘双缝襟翼34布置在所述翼根机翼31后缘,外段后缘双缝襟翼35布置在外段机翼32后缘,展向位置布置在8%~68%半展长范围内,内襟翼相对面积为0.065,外襟翼相对面积为0.085。其中,如图3中机翼a-a截面所示,起飞状态下前缘缝翼33偏转20°,次襟翼351不展开,仍收放在襟翼舱中,主襟翼352偏转20°;降落状态下前缘缝翼33偏转25°,次襟翼351偏转25°,主襟翼352偏转45°。

进一步,所述翼身整流罩2用于将机翼固定在机身背部,以流线型设计,光滑连接处气流,降低气动阻力。

进一步,如图5所示,所述浮筒4采用翼尖支撑式直断阶斜升型浮筒,从而提高两栖飞机横向稳定性。所述浮筒位于80%半展长的所述机翼下方;由于当两栖飞机发生倾覆时,浮筒的恢复力矩必须大于倾覆力矩,本实例中所述浮筒的体积为3.6343m3、长度为5.4m、高度为1.33m、断阶处最大宽度为1.315m。

进一步,如图1所示,所述涡扇发动机短舱5布置在所述机翼3的后上方,通过斜撑的吊架6固定在翼身整流罩2的后方,于是在机翼遮挡的作用下,有效避免了发动机吸入前船体喷溅产生的水流而造成破损。

进一步,所述高置“t型”尾翼7的具体结构为:带升降舵711的高置平尾71以及带方向舵721的背鳍73垂尾72融合体。在本实施例中,所述平尾71为梯形翼、后掠、无上反、无扭转;展弦比为5、后掠角为20°、梯形比为0.5;所述平尾采用最大厚度为12%的naca63212翼型,为了配平力矩,翼型上表面朝下;所述升降舵711的面积与所述平尾面积之比为0.3。所述背鳍垂尾融合体包括垂尾72以及用于提高垂尾方向稳定性的背鳍73;垂尾为梯形翼、后掠角为32°、展弦比为1.35、梯形比为0.8;所述垂尾采用最大厚度为10%的naca对称翼型;所述方向舵721相对面积为0.3。

进一步,所述起落架8采用前三点式,包括一个前起落架81和两个主起落架82;前起落架在断阶前12.512m,大约承受起飞重量的8%的载荷;主起落架在断阶后0.288m,主轮距为4.3m,使得侧翻角为27°,最大侧向载荷系数为0.4。

实施例2

如图6~9所示,本发明实施例公开了一种以涡扇发动机为动力的大型水陆两栖飞机案,包括机身1、机翼3、翼身整流罩2、浮筒4、涡扇发动机短舱5、发动机尾喷口整流罩62、尾翼7和起落架8;在本实施例中,所述两栖飞机的总长度为37.196m、总高度为10.89m、翼展为42.03m。

该实例采用翼上式的发动机短舱布局,主要便是利用发动机尾喷流的康达效应,来实现推延机翼后缘气流分离以及增升的目的,从而提高两栖飞机水面短距起降能力。

与实施例1相比,该实施例的区别特征就是将涡扇发动机短舱布置在机翼上前方,增升装置的布置于是受到影响,而其他部件的布局与实施例1相同,因此,此处只对增升装置的变化以及发动机短舱的布置进行详细说明。

进一步,如图6所示,所述涡扇发动机短舱5布置在所述机翼3的上前方,在尾喷口布置有整流罩62,以引导发动机尾喷流沿着其后方的机翼上表面流过,从而实现加速机翼上表面气流,增加后缘边界层能量和绕翼环量来达到拖延气流分离以及增升的效果。综合考虑结构布置、发动机单发失效时的配平力矩以及避免发动机尾喷流影响到垂尾,所述涡扇发动机短舱中心线距两栖飞机对称面的距离为3.184m。

进一步,所述前缘缝翼33受到前置发动机短舱5的影响,其展向位置在21%~98%机翼半展长范围内。

进一步,所述内襟翼34采用简单襟翼,相比于缝翼能够有效的提高康达效应,使得尾喷流更易于贴合襟翼上表面,推迟后缘气流分离,实现增大失速攻角和增升的效果;所述内襟翼展向位置在8%~33%的机翼半展长范围内,相对面积为0.065;所述外襟翼35仍采用双缝襟翼,展向位置在35%~68%的机翼半展长范围内,相对面积为0.085。

最后应说明的是:以上所述仅为本发明的优选实施例而已,并不用于限制本发明,尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明,对于本领域的技术人员来说,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。凡在本实用新型的精神和原则之内,所作的任何修改、等同替换、改进等,均包含在本发明的保护范围之内。

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