提高航空器垂直尾翼的空气动力学效率的方法技术

本发明专利技术包括所述控制表面局部弦（I）和所述垂直稳定器局部弦（L）之间的沿着垂直尾翼（2）的高度的变化的比例，以将应用于垂直尾翼（2）的侧向升力的系数的局部值调整到侧向升力系数的最大可接受值。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】本专利技术涉及一种，还涉及一种实现这种方法的垂直尾翼，和包括这种垂直尾翼的航空器。本专利技术适用于任何类型的航空器，特别适用于通过机翼携带其发动机的飞机。众所周知，航空器的垂直尾翼因为其表面能够产生侧向升力和空气动力学阻力， 并且它能够赋予所述航空器在每一种飞行状况下的稳定性，机动性和平衡。所述垂直尾翼的表面的大小被设置成，能够补偿由于航空器的一台引擎的故障导致的偏航效应，从而允许在出现引擎故障时赋予所述航空器足够低的最小控制速度，以满足所述航空器的起飞与着陆性能。所述垂直尾翼的尺寸是在所述航空器的低侧滑速度下计算的，实现了相对于所述垂直尾翼稳定器具有最大角位置的控制表面。另外，通过以下文献还可了解-在US-2，356，139中，披露了一种，包括垂直稳定器和能够相对所述垂直稳定器旋转的控制表面。为此，所述稳定器被扩大成具有额外的后稳定器，所述额外稳定器的长度高于其接触现有稳定器处的高度。所述额外的稳定器的目的是提高指示由整个垂直尾翼产生的、作为所述航空器的偏航角的函数的偏航扭矩的系数；-在EP-0，887，256中，披露了一种航空器的垂直尾翼，更具体讲包括垂直稳定器，包括两部分的控制表面，和扰流器；和-在文献W0-00/07875中，一种航空器的垂直尾翼，在其上端设有板。本专利技术的目的是提高垂直尾翼的侧面升力或在缩小所述垂直尾翼表面的同时保持相同的侧面升力。为此，本专利技术提供了一种能够在所述垂直尾翼的整个高度上提高该垂直尾翼的局部空气动力学效率的方法，即要使侧面升力系数的局部值提高到更接近所述侧面升力系数最大可接受值，超过该最大可接受值，在所述垂直尾翼的表面上会出现空气层分离。为此，根据本专利技术，用于，该垂直尾翼包括垂直稳定器和能够绕铰链轴线相对于所述稳定器旋转的控制表面，所述方法的特征在于所述控制表面局部弦和所述垂直稳定器局部弦之间的比例沿所述垂直尾翼的高度而变化，以便将应用于所述垂直尾翼的侧面升力系数的局部值调整到最大可接受值，所述控制表面局部弦是所述控制表面的后缘和所述铰链轴线之间的距离，所述垂直稳定器局部弦是铰链轴线和所述稳定器的前缘之间的距离。有利的是，所述侧面升力系数的最大可接受值是这样的值，对于所述控制表面和所述稳定器之间的给定的角度来说，超过该值，在所述垂直尾翼的表面上会出现空气动力学流动的分离。另外，所述可变的比例是在所述控制表面局部弦和所述垂直稳定器局部弦之间作为所述侧面升力系数的局部值的函数确定的，所述侧面升力系数的局部值是利用控制表面相对于稳定器的角度计算的，对该角度来说，在所述垂直尾翼的表面上会出现空气动力学流动的分离。在所述垂直尾翼的根部附近，所述控制表面局部弦和所述垂直稳定器局部弦之间的比例与控制表面局部弦/垂直稳定器局部弦的恒定比例相比有所提高，并且，在所述垂直尾翼的梢部附近，与所述控制表面局部弦和所述垂直稳定器局部弦之间的比例相比，所述控制表面局部弦和所述垂直稳定器局部弦之间的恒定比例有所降低。在第一个实施方案中，所述方法能够改进大体上梯形的垂直尾翼，其具有所述控制表面的直线后缘和所述控制表面局部弦和所述垂直稳定器局部弦之间的比例是常数的铰链轴线，所述改进在于在给定位置上使所述铰链轴线沿一定方向旋转一定角度，使得在所述根部附近，所述控制表面局部弦和所述垂直稳定器局部弦之间的比例有所提高，并且在所述梢部附近，所述控制表面局部弦和所述垂直稳定器局部弦之间的比例有所降低。在第二个实施方案中，获得了所述垂直尾翼，以便所述控制表面局部弦和所述垂直稳定器局部弦之间的比例允许沿着在所述根部和所述垂直稳定器的给定高度之间的所述垂直尾翼的高度，侧面升力系数的局部值为或为常数或小于等于所述最大可接受值，并且在所述垂直稳定器的给定高度和所述梢部之间侧面升力系数的局部值逐渐降低。在该第二个实施方案中，所述方法可以改进大致梯形的垂直尾翼，并且具有所述控制表面的直线后缘和所述控制表面局部弦和所述垂直稳定器局部弦之间的比例是常数的铰链轴线，所述改进在于在给定位置上使所述铰链轴线沿一定方向旋转一定角度，使得在所述根部附近，所述控制表面局部弦和所述垂直稳定器局部弦之间的比例有所提高，并且在所述梢部附近，所述控制表面局部弦和所述垂直稳定器局部弦之间的比例有所降低， 并且赋予所述控制表面的后缘凹曲线形状。优选的是，所述控制表面绕所述铰链轴线相对所述垂直稳定器枢转0-45°角，以便确定所述控制表面局部弦和所述垂直稳定器局部弦之间变化的比例。显然，通过以上说明可以看出，本专利技术还涉及一种实现了上文所述方法的垂直尾翼，和包括所述垂直尾翼的航空器。附图中的各幅图能够更好地解释如何实施本专利技术。在这些附图中，类似的附图标记涉及类似的部件。附图说明图1示意性表示具有现有技术垂直尾翼的航空器机身的尾部。图2是沿图1中线II-II的垂直尾翼的放大的剖视图。图3表示图1的垂直尾翼的在最小控制速度下计算的作为高度与翼展之比的函数的侧面升力系数的局部值Ky和所述侧面升力系数的恒定值Cy之间的比例Al的演变的曲线图。图4表示本专利技术垂直尾翼的第一个实施方案。图5表示图4的垂直尾翼的作为高度与翼展之比的函数的比例Al的演变的曲线图。图6表示本专利技术垂直尾翼的第二个实施方案。图7表示图6的垂直尾翼的作为高度与翼展之比的函数的比例Al的演变的曲线图。在图1，4和6中示出的航空器机身的尾部1，携带一个大体上梯形的垂直尾翼2和一个水平尾翼3。垂直尾翼2的边界由后缘4，前缘5，上端或梢部6和下端或根部7确定。垂直尾翼2包括垂直稳定器8和通过铰链轴线10铰接在所述垂直稳定器8上的控制表面9，铰链轴线10略微位于所述垂直稳定器8的后端边缘11前面。垂直尾翼2在梢部6和根部7之间的翼展被称为E。如图2所示，在相当于从线II-II到根部7的距离的垂直尾翼2的高度h处，认为所述控制表面局部弦I是后缘4和铰链轴线10之间的距离，所述垂直稳定器局部弦L是铰链轴线10和前缘5之间的距离。在图1-3所示现有技术中，无论高度h如何所述1/L比例都是常数。在图3所示曲线图上，以钟形形状示出了针对所述控制表面9相对所述垂直稳定器8的三种不同角度的三条曲线Cl，C2和C3，分别对应于前面定义的作为高度h与翼展E 之比的函数的比例Al的演变。水平直线C4相当于最大比例Al，超过该比例，在垂直尾翼2 上会出现空气动力学流动的分离12。如图所示，对每一个曲线C1，C2和C3来说，比例1提高到极限高度，随后在翼展E 处降低到零。所述极限高度离梢部6的距离比离根部7的距离近，因为空气流在垂直尾翼 2的该部分上受到的空气动力学扰动最多。对于曲线Cl，C2和C3来说，所述控制表面9相对所述垂直稳定器8的角度分别为 10°，20°，45°。三条曲线Cl，C2和C3的比例Al与所述控制表面9的角度成正比。因此，无论高度h与翼展E的比例如何，曲线C3都在曲线C2上面，曲线C2在曲线Cl上面。在范围内的任何高度h上，两条曲线Cl和C2的位置都位于直线C4下面， 这说明对于10°和20°的角度来说，垂直尾翼2的局部侧面升力低于所述最大可接受侧面升力，无论高度h如何，都不会出现任何空气层分离。对于包含在和[h2，E]范围内的高度h来说，曲线C3位于直线C4下面， 而对于包含在[hl，h2]范围内的本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2009.05.20 FR 09024661.一种用于提高航空器垂直尾翼(2)的空气动力学效率的方法，所述垂直尾翼包括垂直稳定器(8)和能够绕铰链轴线(10，10a，IOb)相对所述垂直稳定器(8)旋转的控制表面 (9)，其特征在于所述控制表面局部弦(I)和所述垂直稳定器局部弦(L)之间的比例根据所述垂直尾翼(2)的高度(h)而变化，以便使应用于所述垂直尾翼(2)的侧面升力系数的局部值更接近最大可接受值，所述控制表面局部弦(I)是所述控制表面(4)的后缘(4，4a，4b)和铰链轴线(10，10a, IOb)之间的距离，所述垂直稳定器局部弦(L)是所述铰链轴线(10，IOa, IOb)和所述垂直稳定器(8)的前缘(5)之间的距离。2.如权利要求1所述的方法，其特征在于所述侧面升力系数的最大可接受值是这样的值，对于所述控制表面(9)和所述垂直稳定器(8)之间的给定角度来说，超过该值，在所述垂直尾翼(2)的表面上会出现空气动力学流动的分离(12)。3.如权利要求1或2中任意一项所述的方法，其特征在于所述控制表面局部弦(I)和所述垂直稳定器局部弦(L)之间的变化的比例被确定为所述侧面升力系数的局部值的函数，所述侧面升力系数是通过所述控制表面(9) 相对所述垂直稳定器(8)的在所述垂直尾翼(2)的表面上出现空气动力学流动分离的角度计算的。4.如权利要求3所述的方法，其特征在于在所述垂直尾翼(2 )的根部(7 )附近，所述控制表面局部弦(I)和所述垂直稳定器局部弦(L)之间的比例相对所述控制表面局部弦(I)和所述垂直稳定器局部弦(L) 之间的恒定比例有所提高，其特征还在于在所述垂直尾翼(2)的梢部(6)附近，所述控制表面局部弦(I)和所述垂直稳定器局部弦(L)之间的比例相对所述控制表面局部弦(I)和所述垂直稳定器局部弦(L)之间的恒定比例有所降低。5.如权利要求4所述的方法，应用于大体上梯形的垂直尾翼(2)，其具有所述控制表面 ...

【专利技术属性】
技术研发人员：A唐吉，
申请(专利权)人：A唐吉，
类型：发明
国别省市：