一种高融合飞机后体制造技术

本申请属于飞机的排气后体设计领域，特别涉及一种高融合飞机后体。包括：垂直投影呈D型的后体出口段，内膨胀段设置在发动机尾喷管的后侧；出口上膨胀边设置在内膨胀段后侧的上方，出口上膨胀边的水平投影呈M型，出口上膨胀边具有出口上膨胀边后缘，出口上膨胀边后缘的水平投影与机身后缘的水平投影相互平行；出口下膨胀边设置在内膨胀段后侧的下方，出口下膨胀边的长度大于出口上膨胀边的长度，出口下膨胀边的水平投影呈W型，出口下膨胀边具有切尖后缘；侧壁挡板设置在出口下膨胀边的两侧。本申请的高融合飞机后体，兼顾了高隐身和高融合性，保证了飞机的后向和侧向隐身特性，降低了后体的动态载荷强度，减小飞机的结构重量，减弱内外流干扰。弱内外流干扰。弱内外流干扰。

【技术实现步骤摘要】
一种高融合飞机后体


[0001]本申请属于飞机的排气后体设计领域，特别涉及一种高融合飞机后体。

技术介绍

[0002]现代无人战斗机对隐身效果的要求越来越高，而航空发动机排气系统及尾喷流的红外辐射占飞机红外辐射的重要部分，制约着飞机的隐身指标，从而直接关系到作战飞机的生存力。因此，获得一种高融合高隐身的后体出口，在未来作战飞机设计中是必不可少的。
[0003]三代战斗机普遍采用发动机喷管外露的方式，导致飞机的后向、侧向甚至前向隐身效果均大幅下降。四代战斗机采用遮挡技术降低红外辐射，如F-22采用了双垂尾设计用尾翼对喷管实现遮挡，从而使红外辐射更具方向性。而对于无尾布局的无人战斗机来说，则需要通过对后体与喷管的综合设计对喷管和尾喷流进行遮挡和降低辐射。
[0004]因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

技术实现思路

[0005]本申请的目的是提供了一种高融合飞机后体，以解决现有技术存在的至少一个问题。
[0006]本申请的技术方案是：
[0007]一种高融合飞机后体，包括：
[0008]后体出口段，所述后体出口段的垂直投影呈D型，所述后体出口段包括内膨胀段、出口上膨胀边、侧壁挡板以及出口下膨胀边，其中，
[0009]所述内膨胀段设置在发动机尾喷管的后侧；
[0010]所述出口上膨胀边设置在所述内膨胀段后侧的上方，所述出口上膨胀边的水平投影呈M型，所述出口上膨胀边具有出口上膨胀边后缘，所述出口上膨胀边后缘的水平投影与机身后缘的水平投影相互平行；
[0011]所述出口下膨胀边设置在所述内膨胀段后侧的下方，所述出口下膨胀边的长度大于所述出口上膨胀边的长度，所述出口下膨胀边的水平投影呈W型，所述出口下膨胀边具有切尖后缘；
[0012]所述侧壁挡板设置在所述出口下膨胀边的两侧。
[0013]可选地，所述后体出口段的垂直投影的上半部分为扁椭圆形，下半部分为大半径的圆弧形，上半部分与下半部分共同形成D型轮廓。
[0014]可选地，所述D型轮廓的宽高比大于3。
[0015]可选地，所述D型轮廓的宽高比为3.1。
[0016]可选地，所述内膨胀段的上半部分型面与所述发动机尾喷管的出口上半部分型线平行，下半部分型面呈扩张形。
[0017]专利技术至少存在以下有益技术效果：
[0018]本申请的高融合飞机后体，后体出口段的设计兼顾了高隐身和高融合性，出口上膨胀边和出口下膨胀边共同作用将喷管出口完全遮挡，保证了飞机的后向和侧向隐身特性，通过切尖后缘减小了喷流扫略段长度，降低了后体的动态载荷强度，从而减小飞机的结构重量，通过侧壁挡板减弱内外流干扰。
附图说明
[0019]图1是本申请一个实施方式的高融合飞机后体后视图；
[0020]图2是本申请一个实施方式的高融合飞机后体侧视图；
[0021]图3是本申请一个实施方式的高融合飞机后体俯视图。
[0022]其中：
[0023]1-后体出口段；2-内膨胀段；3-出口上膨胀边；4-侧壁挡板；5-出口下膨胀边；6-出口上膨胀边后缘；7-机身后缘；8-切尖后缘。
具体实施方式
[0024]为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
[0025]在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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申请和简化描述，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申请保护范围的限制。
[0026]下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。
[0027]本申请提供了一种高融合飞机后体，包括：后体出口段1，后体出口段1包括内膨胀段2、出口上膨胀边3、侧壁挡板4以及出口下膨胀边5。
[0028]具体的，如图1所示，后体出口段1的垂直投影呈D型，更易于与机身融合。如图2至图3所示，内膨胀段2设置在发动机尾喷管的后侧；出口上膨胀边3设置在内膨胀段2后侧的上方，出口上膨胀边3的水平投影呈M型，出口上膨胀边3具有出口上膨胀边后缘6，出口上膨胀边后缘6的水平投影与机身后缘7的水平投影相互平行；出口下膨胀边5设置在内膨胀段2后侧的下方，出口下膨胀边5的长度大于出口上膨胀边3的长度，出口下膨胀边5的水平投影呈W型，出口下膨胀边5具有切尖后缘8；侧壁挡板4设置在出口下膨胀边5的两侧。
[0029]本申请的高融合飞机后体，采用一种背负式“D”型后体出口，后体出口段1的垂直投影的上半部分为扁椭圆形，下半部分为半径非常大的圆弧形，近似为直线，这样既保证了排气系统的掺混效果，也降低排气温度。同时，上半部分扁椭圆形易于与喷管外形融合，下半部分直线易于同飞机外形融合，使得型面设计的阶差更小，兼顾了高隐身和高融合性。为
了获得更高的推力性能，D型轮廓的宽高比一般大于3。在本申请的一个实施方式中，D型轮廓的宽高比为3.1。
[0030]本申请的高融合飞机后体，内膨胀段2紧接在发动机尾喷管之后，可以将内膨胀段2的型面设置为与喷管出口型面保持平行，还可以将内膨胀段2的型面设置为上半部分型面与发动机尾喷管的出口上半部分型线平行，以减小喷流损失，下半部分型面呈扩张形，以获得更高的推力收益。
[0031]本申请的高融合飞机后体，出口上膨胀边3和出口下膨胀边5共同作用将发动机尾喷管的出口完全遮挡，后向和侧向的红外隐身效果较喷管直接暴露在外的飞机有很大提高。出口上膨胀边后缘6的水平投影与机身后缘7的水平投影相互平行，以获得更高的隐身效果。并且出口下膨胀边5的长度大于出口上膨胀边3的长度，可以遮挡来自飞机下部的红外雷达波，而且出口下膨胀边5经过空气换热其温度低于出口上膨胀边3的温度，被探测的几率降低，进一步增强隐身效果；另外，出口下膨胀边5具有切尖后缘8，通过飞机后体切尖减小喷流扫略段长度，降低后体的动态载荷强度，从而减小飞机的结构重量。采用侧壁挡板4并保证一定高度，减弱内外流掺混干扰，进一步降低后体振动强度，保证结构安全。
[0032]本申请的高融合飞机后体，通过“D”型后体出口段、内膨胀段2、出口上膨胀边3、出口下膨胀边5、侧壁挡板4、机身尾尖后缘设计，既满足高隐身的指标要求，同时更易于机身融合，且具有更高的机身结构强度。...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种高融合飞机后体，其特征在于，包括：后体出口段(1)，所述后体出口段(1)的垂直投影呈D型，所述后体出口段(1)包括内膨胀段(2)、出口上膨胀边(3)、侧壁挡板(4)以及出口下膨胀边(5)，其中，所述内膨胀段(2)设置在发动机尾喷管的后侧；所述出口上膨胀边(3)设置在所述内膨胀段(2)后侧的上方，所述出口上膨胀边(3)的水平投影呈M型，所述出口上膨胀边(3)具有出口上膨胀边后缘(6)，所述出口上膨胀边后缘(6)的水平投影与机身后缘(7)的水平投影相互平行；所述出口下膨胀边(5)设置在所述内膨胀段(2)后侧的下方，所述出口下膨胀边(5)的长度大于所述出口上膨胀边(3)的长度，所述出口下膨胀边(5...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘方良，孙超，詹光，朱宇，刘晓冬，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：