艦載運輸類飛機的四垂尾尾翼結(jié)構(gòu)的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明屬于飛機尾翼設(shè)計技術(shù)，涉及對艦載運輸類飛機四垂尾尾翼結(jié)構(gòu)的改進。其特征在于：右內(nèi)垂尾(3)和左內(nèi)垂尾(4)的前端點到飛機機翼1/4平均氣動弦的縱向距離為L3，縱向搓動量ΔL2=L1-L3，ΔL2的絕對值不小于右內(nèi)垂尾(3)或左內(nèi)垂尾(4)平均氣動弦長的25%。本發(fā)明能在海上大側(cè)風(fēng)著艦起飛、海上低速大迎角降落、單側(cè)發(fā)動機失效等非典型情況下避免四垂尾同時失速，防止了出現(xiàn)災(zāi)難性的后果，保證了飛行安全。
【專利說明】艦載運輸類飛機的四垂尾尾翼結(jié)構(gòu)
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于飛機尾翼設(shè)計技術(shù)，涉及對艦載運輸類飛機4垂尾尾翼結(jié)構(gòu)的改進?！颈尘凹夹g(shù)】 [0002]目前的一種艦載運輸類飛機的四垂尾尾翼結(jié)構(gòu)參見圖1，它由右外垂尾1，右平尾2，右內(nèi)垂尾3，左內(nèi)垂尾4，左平尾5，左外垂尾6構(gòu)成。右外垂尾I固定在右平尾3的外端面上，左外垂尾6固定在左平尾5的外端面上，右平尾3和左平尾5安裝在機身后段7上，右內(nèi)垂尾3的根部固定在右平尾2的上表面上，左內(nèi)垂尾4的根部固定在左平尾5的上表面上。右外垂尾I和左外垂尾6的前緣后掠角為a，a=12.5°~30°，右外垂尾I和左外垂尾6的前端點到飛機機翼1/4平均氣動弦的縱向距離為LI，右內(nèi)垂尾3和左內(nèi)垂尾4的前緣后掠角為(6,(6=12.5°~30°。右內(nèi)垂尾3和左內(nèi)垂尾4前緣后掠角P與右外垂尾I和左外垂尾6的前緣后掠角a的差值不大于8°。右內(nèi)垂尾3和左內(nèi)垂尾4的前端點到飛機機翼1/4平均氣動弦的縱向距離為L2，縱向搓動量AL1=L1-L2，ALl的絕對值不小大右內(nèi)垂尾(3)或左內(nèi)垂尾(4)平均氣動弦長的15%。其缺點是:艦載運輸類飛機經(jīng)常要面對海上大側(cè)風(fēng)著艦、起飛，海上低速大迎角降落，單側(cè)發(fā)動機失效情況下的發(fā)動機偏航力矩較大等情況，這幾種非典型情況下要求多垂尾有很高的航向穩(wěn)定性及高的操縱效率，傳統(tǒng)的辦法就是靠增加垂尾數(shù)量和/或增加垂尾面積等措施來解決。但是毫無限制的增加垂尾數(shù)量、增加垂尾面積并不一定可以按照比例改善飛機的方向穩(wěn)定性及操縱問題，反而會帶來結(jié)構(gòu)重量代價太大而影響飛機使用效能。例如，某型現(xiàn)有艦載運輸類飛機垂尾由于多個垂尾的縱向位置搓動量較小，并且內(nèi)外垂尾的前緣后掠角基本一致，在上述非典型飛行條件下，會帶來垂尾的失速，這種失速會在4個垂尾上同時出現(xiàn)，往往會帶來災(zāi)難性的后果。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明的目的是:提出一種改進的艦載運輸類飛機的四垂尾尾翼結(jié)構(gòu)，以便在海上大側(cè)風(fēng)著艦起飛、海上低速大迎角降落、單側(cè)發(fā)動機失效等非典型情況下避免4垂尾同時失速，防止出現(xiàn)災(zāi)難性的后果，保證飛行安全。
[0004]本發(fā)明的技術(shù)方案是:艦載運輸類飛機的四垂尾尾翼結(jié)構(gòu)，它由右外垂尾1，右平尾2，右內(nèi)垂尾3，左內(nèi)垂尾4，左平尾5，左外垂尾6構(gòu)成，右外垂尾I固定在右平尾3的外端面上，左外垂尾6固定在左平尾5的外端面上，右平尾3和左平尾5安裝在機身后段7上，右內(nèi)垂尾3的根部固定在右平尾2的上表面上，左內(nèi)垂尾4的根部固定在左平尾5的上表面上，右外垂尾I和左外垂尾6的前緣后掠角為a，a =12.5°~30°，右外垂尾I和左外垂尾6的前端點到飛機機翼1/4平均氣動弦的縱向距離為LI ;其特征在于:右內(nèi)垂尾3和左內(nèi)垂尾4的前端點到飛機機翼1/4平均氣動弦的縱向距離為L3，縱向搓動量AL2=L1-L3，AL2的絕對值不小于右內(nèi)垂尾3或左內(nèi)垂尾4平均氣動弦長的25%，右內(nèi)垂尾3和左內(nèi)垂尾4前緣后掠角為Y，Y =27.5°~45°，右內(nèi)垂尾3和左內(nèi)垂尾4前緣后掠角、與右外垂尾I和左外垂尾6的前緣后掠角a的差值S = Y-Ct，6不小于15° ,不大于28.5°。[0005]本發(fā)明的優(yōu)點是:提出了一種改進的艦載運輸類飛機的四垂尾尾翼結(jié)構(gòu)，能在海上大側(cè)風(fēng)著艦起飛、海上低速大迎角降落、單側(cè)發(fā)動機失效等非典型情況下避免4垂尾同時失速，防止了出現(xiàn)災(zāi)難性的后果，保證了飛行安全。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0006]圖1是目前的一種艦載運輸類飛機的四垂尾尾翼結(jié)構(gòu)示意圖。
[0007]圖2是本發(fā)明一種實施例的結(jié)構(gòu)示意圖。該實施例中，左右內(nèi)垂尾向前搓動。
【具體實施方式】
[0008]下面對本發(fā)明做進一步詳細(xì)說明。參見圖1、2，艦載運輸類飛機的四垂尾尾翼結(jié)構(gòu)，它由右外垂尾1，右平尾2，右內(nèi)垂尾3，左內(nèi)垂尾4，左平尾5，左外垂尾6構(gòu)成，右外垂尾I固定在右平尾3的外端面上，左外垂尾6固定在左平尾5的外端面上，右平尾3和左平尾5安裝在機身后段7上，右內(nèi)垂尾3的根部固定在右平尾2的上表面上，左內(nèi)垂尾4的根部固定在左平尾5的上表面上，右外垂尾I和左外垂尾6的前緣后掠角為a，a=12.5°?30°，右外垂尾I和左外垂尾6的前端點到飛機機翼1/4平均氣動弦的縱向距離為LI ;其特征在于:右內(nèi)垂尾3和左內(nèi)垂尾4的前端點到飛機機翼1/4平均氣動弦的縱向距離為L3，縱向搓動量AL2=L1-L3，AL2的絕對值不小于右內(nèi)垂尾3或左內(nèi)垂尾4平均氣動弦長的25%，右內(nèi)垂尾3和左內(nèi)垂尾4前緣后掠角為Y，Y=27.5°?45°，右內(nèi)垂尾3和左內(nèi)垂尾4前緣后掠角Y與右外垂尾I和左外垂尾6的前緣后掠角a的差值S = Y-Ct，6不小于15。，不大于 28.5°。
[0009]本發(fā)明的工作原理是:當(dāng)飛機在低速大迎角，大側(cè)滑等非正常飛行條件下時，位于垂尾前部的飛機部件引起的氣流漩渦尾跡打到垂尾上時，對垂尾造成不利干擾，往往導(dǎo)致垂尾氣流分離，弓I起垂尾失速，失去操縱能力，采用內(nèi)、外垂尾搓動布局后，可以規(guī)避前部氣流漩渦尾跡同時打到4個垂尾上，避免4個垂尾同時失速，保證垂尾還具有一定的操縱能力，幫助飛機改出。采用內(nèi)、外垂尾前緣后掠角不同，可改變飛機高速飛行時4個垂尾同時失速，后掠角小的垂尾早失速，后掠角大的垂尾后失速，在2個垂尾失速時，還可以利用還未失速的另外2個垂尾操縱飛機改出。
[0010]其主要優(yōu)點是:外垂尾9和9a，內(nèi)垂尾10、IOa采用縱向搓動布局形式，可規(guī)避飛機在某些飛行條件下，幾乎同時受到發(fā)動機尾流、雷達罩6后紊流的不利干擾，降低飛機航向穩(wěn)定性及操縱效率。外垂尾9和9a，內(nèi)垂尾10、10a前緣后掠角不相同，可規(guī)避飛機大側(cè)滑等非正常狀態(tài)下的內(nèi)外垂尾同時失速的風(fēng)險，保證在外垂尾9和9a失速時，內(nèi)垂尾10、IOa還能提供一定的航向穩(wěn)定性及航向操縱效率，或者在內(nèi)垂尾10、IOa失速時，外垂尾9和9a還能提供一定的航向穩(wěn)定性及航向操縱效率，幫助飛機改出，避免災(zāi)難性事故發(fā)生。叉形搖臂18上安裝的雙余度前操縱桿20、20a、雙余度后操縱桿21、21a可保證在某一桿斷裂時不影響對前緣方向舵15、后緣方向舵15a的操縱。
[0011]實施例1
[0012]在本發(fā)明的一個實施例中，飛機采用了四垂尾尾翼結(jié)構(gòu)，它由右外垂尾1，右平尾2，右內(nèi)垂尾3，左內(nèi)垂尾4，左平尾5，左外垂尾6構(gòu)成，右外垂尾I固定在右平尾3的外端面上，左外垂尾6固定在左平尾5的外端面上，右平尾3和左平尾5安裝在機身后段7上，右內(nèi)垂尾3的根部固定在右平尾2的上表面上，左內(nèi)垂尾4的根部固定在左平尾5的上表面上，右外垂尾I和左外垂尾6的前緣后掠角為α，α =18°，右外垂尾I和左外垂尾6的前端點到飛機機翼1/4平均氣動弦的縱向距離為9500m;其特征在于:右內(nèi)垂尾3和左內(nèi)垂尾4的前端點到飛機機翼1/4平均氣動弦的縱向距離為9360mm,縱向搓動量Δ L2=440mm,AL2的絕對值為右內(nèi)垂尾3或左內(nèi)垂尾4平均氣動弦長的27.5%，右內(nèi)垂尾3和左內(nèi)垂尾4前緣后掠角為Y，Y=33°，右內(nèi)垂尾3和左內(nèi)垂尾4前緣后掠角Y與右外垂尾I和左外垂尾6的前緣后掠角α的差值δ=18°。
[0013]本實施例1的飛機垂尾實用性高，能大幅提升現(xiàn)有飛機垂尾的穩(wěn)定性和操縱效倉泛。
[0014]實施例2
[0015]在本發(fā)明的另一個實施例中，飛機采用了四垂尾尾翼結(jié)構(gòu)，它由右外垂尾1，右平尾2，右內(nèi)垂尾3，左內(nèi)垂尾4，左平尾5，左外垂尾6構(gòu)成，右外垂尾I固定在右平尾3的外端面上，左外垂尾6固定在左平尾5的外端面上，右平尾3和左平尾5安裝在機身后段7上，右內(nèi)垂尾3的根部固定在右平尾2的上表面上，左內(nèi)垂尾4的根部固定在左平尾5的上表面上，右外垂尾I和左外垂尾6的前緣后掠角為α，α =26°，右外垂尾I和左外垂尾6的前端點到飛機機翼1/4平均氣動弦的縱向距離為8900m;其特征在于:右內(nèi)垂尾3和左內(nèi)垂尾4的前端點到飛機機翼1/4平均氣動弦的縱向距離為9315mm,縱向搓動量AL2=415mm,AL2的絕對值為右內(nèi)垂尾3或左內(nèi)垂尾4平均氣動弦長的25.5%，右內(nèi)垂尾3和左內(nèi)垂尾4前緣后掠角為Y，Y=45°，右內(nèi)垂尾3和左內(nèi)垂尾4前緣后掠角Y與右外垂尾I和左外垂尾6的前緣后掠角α的差值δ=19°。
[0016]本實施例2的飛機垂尾通過分析驗證，比施例I的飛機縱向穩(wěn)定性還要提高6%，縱向操縱效率提高8.15%，且實現(xiàn)起來簡單易行，具有較高的實用性。
【權(quán)利要求】
1.艦載運輸類飛機的四垂尾尾翼結(jié)構(gòu)，它由右外垂尾(1)，右平尾(2)，右內(nèi)垂尾(3)，左內(nèi)垂尾(4)，左平尾(5)，左外垂尾(6)構(gòu)成，右外垂尾(I)固定在右平尾(3)的外端面上，左外垂尾(6)固定在左平尾(5)的外端面上，右平尾(3)和左平尾(5)安裝在機身后段(7)上，右內(nèi)垂尾(3)的根部固定在右平尾(2)的上表面上，左內(nèi)垂尾(4)的根部固定在左平尾(5)的上表面上，右外垂尾(I)和左外垂尾(6)的前緣后掠角為a，a =12.5°~30°，右外垂尾(I)和左外垂尾(6)的前端點到飛機機翼1/4平均氣動弦的縱向距離為LI ;其特征在于:右內(nèi)垂尾(3)和左內(nèi)垂尾(4)的前端點到飛機機翼1/4平均氣動弦的縱向距離為L3，縱向搓動量AL2=L1-L3，A L2的絕對值不小于右內(nèi)垂尾(3)或左內(nèi)垂尾(4)平均氣動弦長的25%，右內(nèi)垂尾(3)和左內(nèi)垂尾(4)前緣后掠角為Y，Y =27.5°~45°，右內(nèi)垂尾(3)和左內(nèi)垂尾(4)前緣后掠角Y與右外垂尾(I)和左外垂尾(6)的前緣后掠角a的差值5 = Y-a , 6不小于15°，不大于28.5°。
【文檔編號】B64C5/02GK103612744SQ201310563616
【公開日】2014年3月5日 申請日期:2013年11月13日 優(yōu)先權(quán)日:2013年11月13日
【發(fā)明者】段卓毅, 王勇, 李小衛(wèi) 申請人:中國航空工業(yè)集團公司西安飛機設(shè)計研究所