舰载运输类飞机的四垂尾尾翼结构的制作方法

舰载运输类飞机的四垂尾尾翼结构的制作方法
【专利摘要】本发明属于飞机尾翼设计技术，涉及对舰载运输类飞机四垂尾尾翼结构的改进。其特征在于：右内垂尾(3)和左内垂尾(4)的前端点到飞机机翼1/4平均气动弦的纵向距离为L3，纵向搓动量ΔL2=L1-L3，ΔL2的绝对值不小于右内垂尾(3)或左内垂尾(4)平均气动弦长的25%。本发明能在海上大侧风着舰起飞、海上低速大迎角降落、单侧发动机失效等非典型情况下避免四垂尾同时失速，防止了出现灾难性的后果，保证了飞行安全。
【专利说明】舰载运输类飞机的四垂尾尾翼结构
【技术领域】
[0001]本发明属于飞机尾翼设计技术，涉及对舰载运输类飞机4垂尾尾翼结构的改进。【背景技术】 [0002]目前的一种舰载运输类飞机的四垂尾尾翼结构参见图1，它由右外垂尾1，右平尾2，右内垂尾3，左内垂尾4，左平尾5，左外垂尾6构成。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安装在机身后段7上，右内垂尾3的根部固定在右平尾2的上表面上，左内垂尾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的前缘后掠角为a，a=12.5°~30°，右外垂尾I和左外垂尾6的前端点到飞机机翼1/4平均气动弦的纵向距离为LI，右内垂尾3和左内垂尾4的前缘后掠角为(6,(6=12.5°~30°。右内垂尾3和左内垂尾4前缘后掠角P与右外垂尾I和左外垂尾6的前缘后掠角a的差值不大于8°。右内垂尾3和左内垂尾4的前端点到飞机机翼1/4平均气动弦的纵向距离为L2，纵向搓动量AL1=L1-L2，ALl的绝对值不小大右内垂尾(3)或左内垂尾(4)平均气动弦长的15%。其缺点是:舰载运输类飞机经常要面对海上大侧风着舰、起飞，海上低速大迎角降落，单侧发动机失效情况下的发动机偏航力矩较大等情况，这几种非典型情况下要求多垂尾有很高的航向稳定性及高的操纵效率，传统的办法就是靠增加垂尾数量和/或增加垂尾面积等措施来解决。但是毫无限制的增加垂尾数量、增加垂尾面积并不一定可以按照比例改善飞机的方向稳定性及操纵问题，反而会带来结构重量代价太大而影响飞机使用效能。例如，某型现有舰载运输类飞机垂尾由于多个垂尾的纵向位置搓动量较小，并且内外垂尾的前缘后掠角基本一致，在上述非典型飞行条件下，会带来垂尾的失速，这种失速会在4个垂尾上同时出现，往往会带来灾难性的后果。

【发明内容】

[0003]本发明的目的是:提出一种改进的舰载运输类飞机的四垂尾尾翼结构，以便在海上大侧风着舰起飞、海上低速大迎角降落、单侧发动机失效等非典型情况下避免4垂尾同时失速，防止出现灾难性的后果，保证飞行安全。
[0004]本发明的技术方案是:舰载运输类飞机的四垂尾尾翼结构，它由右外垂尾1，右平尾2，右内垂尾3，左内垂尾4，左平尾5，左外垂尾6构成，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安装在机身后段7上，右内垂尾3的根部固定在右平尾2的上表面上，左内垂尾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的前缘后掠角为a，a =12.5°~30°，右外垂尾I和左外垂尾6的前端点到飞机机翼1/4平均气动弦的纵向距离为LI ;其特征在于:右内垂尾3和左内垂尾4的前端点到飞机机翼1/4平均气动弦的纵向距离为L3，纵向搓动量AL2=L1-L3，AL2的绝对值不小于右内垂尾3或左内垂尾4平均气动弦长的25%，右内垂尾3和左内垂尾4前缘后掠角为Y，Y =27.5°~45°，右内垂尾3和左内垂尾4前缘后掠角、与右外垂尾I和左外垂尾6的前缘后掠角a的差值S = Y-Ct，6不小于15° ,不大于28.5°。[0005]本发明的优点是:提出了一种改进的舰载运输类飞机的四垂尾尾翼结构，能在海上大侧风着舰起飞、海上低速大迎角降落、单侧发动机失效等非典型情况下避免4垂尾同时失速，防止了出现灾难性的后果，保证了飞行安全。
【专利附图】

【附图说明】
[0006]图1是目前的一种舰载运输类飞机的四垂尾尾翼结构示意图。
[0007]图2是本发明一种实施例的结构示意图。该实施例中，左右内垂尾向前搓动。
【具体实施方式】
[0008]下面对本发明做进一步详细说明。参见图1、2，舰载运输类飞机的四垂尾尾翼结构，它由右外垂尾1，右平尾2，右内垂尾3，左内垂尾4，左平尾5，左外垂尾6构成，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安装在机身后段7上，右内垂尾3的根部固定在右平尾2的上表面上，左内垂尾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的前缘后掠角为a，a=12.5°?30°，右外垂尾I和左外垂尾6的前端点到飞机机翼1/4平均气动弦的纵向距离为LI ;其特征在于:右内垂尾3和左内垂尾4的前端点到飞机机翼1/4平均气动弦的纵向距离为L3，纵向搓动量AL2=L1-L3，AL2的绝对值不小于右内垂尾3或左内垂尾4平均气动弦长的25%，右内垂尾3和左内垂尾4前缘后掠角为Y，Y=27.5°?45°，右内垂尾3和左内垂尾4前缘后掠角Y与右外垂尾I和左外垂尾6的前缘后掠角a的差值S = Y-Ct，6不小于15。，不大于 28.5°。
[0009]本发明的工作原理是:当飞机在低速大迎角，大侧滑等非正常飞行条件下时，位于垂尾前部的飞机部件引起的气流漩涡尾迹打到垂尾上时，对垂尾造成不利干扰，往往导致垂尾气流分离，弓I起垂尾失速，失去操纵能力，采用内、外垂尾搓动布局后，可以规避前部气流漩涡尾迹同时打到4个垂尾上，避免4个垂尾同时失速，保证垂尾还具有一定的操纵能力，帮助飞机改出。采用内、外垂尾前缘后掠角不同，可改变飞机高速飞行时4个垂尾同时失速，后掠角小的垂尾早失速，后掠角大的垂尾后失速，在2个垂尾失速时，还可以利用还未失速的另外2个垂尾操纵飞机改出。
[0010]其主要优点是:外垂尾9和9a，内垂尾10、IOa采用纵向搓动布局形式，可规避飞机在某些飞行条件下，几乎同时受到发动机尾流、雷达罩6后紊流的不利干扰，降低飞机航向稳定性及操纵效率。外垂尾9和9a，内垂尾10、10a前缘后掠角不相同，可规避飞机大侧滑等非正常状态下的内外垂尾同时失速的风险，保证在外垂尾9和9a失速时，内垂尾10、IOa还能提供一定的航向稳定性及航向操纵效率，或者在内垂尾10、IOa失速时，外垂尾9和9a还能提供一定的航向稳定性及航向操纵效率，帮助飞机改出，避免灾难性事故发生。叉形摇臂18上安装的双余度前操纵杆20、20a、双余度后操纵杆21、21a可保证在某一杆断裂时不影响对前缘方向舵15、后缘方向舵15a的操纵。
[0011]实施例1
[0012]在本发明的一个实施例中，飞机采用了四垂尾尾翼结构，它由右外垂尾1，右平尾2，右内垂尾3，左内垂尾4，左平尾5，左外垂尾6构成，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安装在机身后段7上，右内垂尾3的根部固定在右平尾2的上表面上，左内垂尾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的前缘后掠角为α，α =18°，右外垂尾I和左外垂尾6的前端点到飞机机翼1/4平均气动弦的纵向距离为9500m;其特征在于:右内垂尾3和左内垂尾4的前端点到飞机机翼1/4平均气动弦的纵向距离为9360mm,纵向搓动量Δ L2=440mm,AL2的绝对值为右内垂尾3或左内垂尾4平均气动弦长的27.5%，右内垂尾3和左内垂尾4前缘后掠角为Y，Y=33°，右内垂尾3和左内垂尾4前缘后掠角Y与右外垂尾I和左外垂尾6的前缘后掠角α的差值δ=18°。
[0013]本实施例1的飞机垂尾实用性高，能大幅提升现有飞机垂尾的稳定性和操纵效倉泛。
[0014]实施例2
[0015]在本发明的另一个实施例中，飞机采用了四垂尾尾翼结构，它由右外垂尾1，右平尾2，右内垂尾3，左内垂尾4，左平尾5，左外垂尾6构成，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安装在机身后段7上，右内垂尾3的根部固定在右平尾2的上表面上，左内垂尾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的前缘后掠角为α，α =26°，右外垂尾I和左外垂尾6的前端点到飞机机翼1/4平均气动弦的纵向距离为8900m;其特征在于:右内垂尾3和左内垂尾4的前端点到飞机机翼1/4平均气动弦的纵向距离为9315mm,纵向搓动量AL2=415mm,AL2的绝对值为右内垂尾3或左内垂尾4平均气动弦长的25.5%，右内垂尾3和左内垂尾4前缘后掠角为Y，Y=45°，右内垂尾3和左内垂尾4前缘后掠角Y与右外垂尾I和左外垂尾6的前缘后掠角α的差值δ=19°。
[0016]本实施例2的飞机垂尾通过分析验证，比施例I的飞机纵向稳定性还要提高6%，纵向操纵效率提高8.15%，且实现起来简单易行，具有较高的实用性。
【权利要求】
1.舰载运输类飞机的四垂尾尾翼结构，它由右外垂尾(1)，右平尾(2)，右内垂尾(3)，左内垂尾(4)，左平尾(5)，左外垂尾(6)构成，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)安装在机身后段(7)上，右内垂尾(3)的根部固定在右平尾(2)的上表面上，左内垂尾(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)的前缘后掠角为a，a =12.5°~30°，右外垂尾(I)和左外垂尾(6)的前端点到飞机机翼1/4平均气动弦的纵向距离为LI ;其特征在于:右内垂尾(3)和左内垂尾(4)的前端点到飞机机翼1/4平均气动弦的纵向距离为L3，纵向搓动量AL2=L1-L3，A L2的绝对值不小于右内垂尾(3)或左内垂尾(4)平均气动弦长的25%，右内垂尾(3)和左内垂尾(4)前缘后掠角为Y，Y =27.5°~45°，右内垂尾(3)和左内垂尾(4)前缘后掠角Y与右外垂尾(I)和左外垂尾(6)的前缘后掠角a的差值5 = Y-a , 6不小于15°，不大于28.5°。
【文档编号】B64C5/02GK103612744SQ201310563616
【公开日】2014年3月5日 申请日期:2013年11月13日 优先权日:2013年11月13日
【发明者】段卓毅, 王勇, 李小卫 申请人:中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所