一种带分段边条的战斗轰炸机的气动布局的制作方法

本发明涉及一种带分段边条的战斗轰炸机的气动布局，属于航空技术领域的飞行器设计方向。

背景技术：

战斗轰炸机主要用于对地面/海面攻击，兼顾一定的对空作战性能，因此通常具有挂载精确制导炸弹、空面导弹、空空导弹的能力，相对战斗机其载弹量更大航程更远。然而，空中和地面/海面的防空预警系统、防空武器系统已发展到发现即摧毁阶段，运用隐身技术设计的战斗轰炸机成为迫切需求。可以预计，新一代战斗轰炸机应该具有高升阻比、高机动性、高隐身性，以及大内置弹舱。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种带分段边条的战斗轰炸机的气动布局，该气动布局使战斗轰炸机具有高升阻比、高机动性、高隐身性，以及大内置弹舱。

为实现上述目的，本发明所采取的技术方案为：

一种带分段边条的战斗轰炸机的气动布局，包括机头、机身、机翼、尾翼、边条、进气道、喷管、座舱盖的气动布局，还涉及到起落架舱、内置弹舱的布置。飞机长23～25m，翼展15～16.5m。飞机各部件外形严格遵循隐身设计要求，发动机宽间距布置使机腹中间可布置大内置弹舱。

作为本发明的进一步改进，所述的机头由上下曲面组成，在两侧形成棱边，机身采用了升力体机身设计。机头、机身侧面和尾翼保持相同的外倾角，取值范围为25°～40°。

作为本发明的进一步改进，所述的机翼和尾翼，在俯视或仰视方向上都为切尖菱形，前缘后掠角保持相同，取值范围35°～45°；后缘前掠角保持相同，取值范围30°～40°。机翼上布置前缘襟翼和后缘襟副翼，尾翼后缘布置方向舵。

作为本发明的进一步改进，所述的边条由机头边条和机身边条组成，机头边条与进气道上唇口之间有缺口。在俯视或仰视方向上，机头边条和机身边条侧缘共线，后掠角67.5°～69.5°，与机翼和尾翼对侧翼稍平行；机头边条前缘、后缘分别与机翼的前缘、后缘平行。

作为本发明的进一步改进，所述的边条、机翼与机头、机身为翼身融合设计，尾翼与尾撑连接处采用减阻填充设计。

作为本发明的进一步改进，所述的座舱盖为一体化座舱盖，与机头、机身之间为融合设计，连接处圆滑过渡。在俯视或仰视方向上，座舱盖框架前、后都为单个大锯齿，锯齿边分别与机翼前缘、后缘平行。

作为本发明的进一步改进，所述的进气道为采用鼓包压缩面的s弯进气道。在俯视或仰视方向上，进气道折线唇口与机翼的前缘或后缘平行。

作为本发明的进一步改进，所述的喷管为二元矢量喷管，喷管与发动机连接的管道为s型弯管，喷管与后机身为一体化设计，在俯视或仰视方向上，喷管舵面与后机身连接处以及喷管尾缘为锯齿形，锯齿边与机翼的后缘平行。

作为本发明的进一步改进，所述的矢量喷管下舵面较长，尾撑和尾翼在侧向对矢量喷管形成有效遮挡，两喷管间有减阻锥，能减小喷流的相互干扰，利于喷流与环境大气的掺混。在俯视或仰视方向上，尾撑和减阻锥的后缘与机翼的后缘平行。

作为本发明的进一步改进，所述的内置弹舱布置，机身下面中间内置空面武器弹舱，弹舱长8～10m，宽2～2.2m，深1～1.1m；机身下面两侧内置远程空空导弹舱，弹舱长4.5m，宽0.65m，深0.65m；机身侧面内置中程空空导弹舱，弹舱长3.5m，宽0.65m，深0.65m；起落架舱包括前起落架舱和后起落架舱。在俯视或仰视方向上，内置弹舱、起落架舱舱门的前、后锯齿缘分别与机翼的前、后缘平行。

与现有技术相比，本发明的优点和取得的有益效果为：

第一，升阻比高。采用升力体机身，并有较好的翼身融合设计；无平尾只有外倾垂尾，无鸭翼有分段式边条翼；机翼和尾翼的斜翼稍相当于翼稍有切尖；二元矢量喷管与后机身一体化设计；所有武器内置无外挂，飞机表面平滑无凹凸；飞机横截面积分布符合面积律；分段式边条翼侧缘与机翼前缘组成折线机翼前缘。这些特征使飞机在亚声速、跨声速、超声速飞行时都能获得好的升阻比。

第二，机动性好。机头棱边、机头边条、机身边条、机翼前缘在大迎角飞行时都能产生涡，且这些涡能够卷绕合并为一个强涡，从而使飞机的大迎角飞行性能突出。采用二元矢量喷管，且喷管下舵面较长，因而在各飞行状态下的俯仰控制效率都很高。机翼后缘襟副翼力臂长面积大，所以飞机的滚转性能好。在大迎角飞行时，垂尾外侧为涡流卷绕形成的下洗流，垂尾内侧为喷流引射形成的下洗流，因此外倾双垂尾的航向控制有保障。

第三，隐身性好。机头、机身侧面和尾翼保持相同的外倾角；在俯视或仰视方向上，大多数边缘都集中到与机翼前缘、后缘或边条侧缘平行；一体化座舱盖与机头、机身之间为融合设计；大内置弹舱，所有武器内置；鼓包s弯进气道，s弯二元矢量喷管。这些特征使飞机有突出的雷达隐身性能。二元喷管横截面为长梯形，喷管舵面尾缘为锯齿形，在两二元喷管之间有减阻锥，喷管内表面有气膜冷却设计，且尾撑、尾翼在侧向对喷管、喷流形成遮挡。这些特征使飞机有较好的红外隐身性能。

第四，内置弹舱大。空面武器弹舱可挂载2枚带火箭助推超燃冲压动力的对海/对地高超声速巡航导弹(射程1500km)，或者4枚对海/对地亚声速巡航导弹(射程1500km)，或者9枚精确制导炸弹，或者2枚对海/对地亚声速巡航导弹(射程1500km)和3枚远程空空导弹(射程300km)，纯对空作战可挂载6枚远程空空导弹(射程300km)。远程空空导弹舱可挂载2枚远程空空导弹(射程300km)，中程空空导弹舱可挂载2枚中程空空导弹(射程120km)。

附图说明

图1为本发明的立体图。

图2为本发明的前视图。

图3为本发明的后视图。

图4为本发明的左视图。

图5为本发明的俯视图。

图6为本发明的仰视图。

在附图中，1为机头；2为机身；3为机头边条；4为进气道；5为机身边条；6为机翼；7为尾翼；8为喷管；9为尾撑；10为减阻锥；11为前缘襟翼；12为后缘襟副翼；13为方向舵；14为座舱盖；15为鼓包压缩面；16为前起落架舱；17为后起落架舱；18为空面武器弹舱；19为远程空空导弹舱；20为中程空空导弹舱。

具体实施方式

下面将结合附图1～6和实施例对本发明进行进一步详细说明。

一种带分段边条的战斗轰炸机的气动布局的实施例，包括机头1、机身2、机翼6、尾翼7、边条、进气道4、喷管8、座舱盖14的气动布局，还涉及到起落架舱、内置弹舱的布置。飞机长24m，翼展16m。飞机各部件外形严格遵循隐身设计要求，发动机宽间距布置使机腹中间可布置大内置弹舱。

作为本发明实施例的进一步改进，所述的机头1由上下曲面组成，在两侧形成棱边，机身2采用了升力体机身设计。机头1、机身2侧面和尾翼7保持相同的外倾角，其值为35°。

作为本发明实施例的进一步改进，所述的机翼6和尾翼7，在俯视或仰视方向上都为切尖菱形，前缘后掠角保持相同，其值为37°；后缘前掠角保持相同，其值为37°。机翼6上布置前缘襟翼11和后缘襟副翼12，尾翼7后缘布置方向舵13。

作为本发明实施例的进一步改进，所述的边条由机头边条3和机身边条5组成，机头边条3与进气道4上唇口之间有缺口。在俯视或仰视方向上，机头边条3和机身边条5侧缘共线，后掠角68.5°，与机翼6和尾翼7对侧翼稍平行；机头边条3前缘、后缘分别与机翼6的前缘、后缘平行。

作为本发明实施例的进一步改进，所述的边条、机翼6与机头1、机身2为翼身融合设计，尾翼7与尾撑9连接处采用减阻填充设计。

作为本发明实施例的进一步改进，所述的座舱盖14为一体化座舱盖，与机头1、机身2之间为融合设计，连接处圆滑过渡。在俯视或仰视方向上，座舱盖14框架前、后都为单个大锯齿，锯齿边分别与机翼6前缘、后缘平行。

作为本发明实施例的进一步改进，所述的进气道4为采用鼓包压缩面15的s弯进气道。在俯视或仰视方向上，进气道4折线唇口与机翼6的前缘或后缘平行。

作为本发明实施例的进一步改进，所述的喷管8为二元矢量喷管，喷管8与发动机连接的管道为s型弯管，喷管8与后机身为一体化设计，在俯视或仰视方向上，喷管舵面与后机身连接处以及喷管尾缘为锯齿形，锯齿边与机翼6的后缘平行。

作为本发明实施例的进一步改进，所述的矢量喷管8下舵面较长，尾撑9和尾翼7在侧向对矢量喷管8形成有效遮挡，两喷管8间有减阻锥10，能减小喷流的相互干扰，利于喷流与环境大气的掺混。在俯视或仰视方向上，尾撑9和减阻锥10的后缘与机翼6的后缘平行。

作为本发明实施例的进一步改进，所述的内置弹舱布置，机身下面中间内置空面武器弹舱18，弹舱长9m，宽2m，深1m；机身下面两侧内置远程空空导弹舱19，弹舱长4.5m，宽0.65m，深0.65m；机身侧面内置中程空空导弹舱20，弹舱长3.5m，宽0.65m，深0.65m；起落架舱包括前起落架舱16和后起落架舱17。在俯视或仰视方向上，内置弹舱、起落架舱舱门的前、后锯齿缘分别与机翼6的前、后缘平行。

以上所述实施方式仅为本发明的优选实施例，而并非本发明可行实施的穷举。对于本领域的一般技术人员而言，在不背离本发明原理和精神的前提下对其所做出的任何显而易见的改动，都应当被认为包含在本发明的权利要求保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。