一种增稳减阻的飞行器尾部构型的制作方法

[0001]
本发明属于飞行器结构技术领域，具体涉及一种增稳减阻的飞行器尾部构型。


背景技术：

[0002]
飞行器的尾部相比中段通常有一定的收缩，其目的是减小飞行器的阻力。收缩型飞行器尾部，相比较非收缩型飞行器尾部，飞行器静稳定性降低，为了弥补飞行器静稳定性损失，需要通过加大尾翼来提高静稳定性。
[0003]
对于正常式气动布局飞行器，尾翼作操纵舵面使用，舵面增大会导致舵面铰链力矩增大，从而提高了舵机的设计要求与难度。另外，正常式气动布局飞行器的舵面常位于飞行器尾部收缩处，需要在飞行器内安装操纵舵面偏转的舵机。为了满足舵机的安装空间需求，飞行器尾部收缩空间及长度有限，导致飞行器底部除发动机喷口外的面积较大，从而导致底阻较大。在这种情况下，通过延长尾部长度，可以达到收缩尾部与减小底部面积的目的，但会增加飞行器的长度，还会增加喷管长度，增大全飞行器的重量；在飞行器长度受限的情况下，增加尾部长度，需要挤占其它舱段的空间，提升总体部位安排等总体设计难度。


技术实现要素：

[0004]
本发明的目的：本发明提供一种增稳减阻的飞行器尾部构型，既能满足舵机安装空间需求与飞行器的稳定性、操纵性要求，又不延长飞行器尾部长度，达到减小飞行器底部面积与减小飞行器底阻及全飞行器阻力的目的。
[0005]
本发明的技术方案：
[0006]
本发明提供一种增稳减阻的飞行器尾部构型，飞行器尾部为船型尾部，所述飞行器尾部的周身分布有“双三角”尾翼，所述尾翼包括：内翼和外翼；
[0007]
所述内翼与所述飞行器尾部固连一体，所述外翼与所述内翼连接，为可动舵面。
[0008]
可选的，所述内翼截面形状为菱形，所述内翼的厚度最大位置处安装有舵机，用于操纵所述外翼；
[0009]
所述内翼的前缘后掠角大于预设角度，厚度大于预设厚度，展弦比小于预设展弦比。
[0010]
可选的，所述外翼为翼型对称的梯形翼，安装于舵机转轴上，随舵机转轴转动，作操纵舵面使用；
[0011]
所述外翼的展弦比位于预设展弦比范围内，后掠前缘位于预设数值范围内、厚度小于预设厚度。
[0012]
可选的，所述飞行器尾部为曲率渐变的船型尾部，尾部收缩角不超过12
°
。
[0013]
可选的，所述“双三角”绕所述飞行器尾部的周身按
×
型、+型、y型、人型分布。
[0014]
可选的，所述飞行器尾部长度、构型、收缩角根据飞行器阻力系数确定。
[0015]
可选的，所述飞行器底部形状及尺寸根据发动机喷口形状及尺寸确定。
[0016]
可选的，所述飞行器尾部为无底端面的拱形或尖拱形尾部。
[0017]
可选的，所述内翼两侧开有若干舵机散热孔。
[0018]
本发明的优点：
[0019]
本发明提供一种增稳减阻的飞行器尾部构型，飞行器尾部的周身分布有“双三角”尾翼，所述尾翼包括：内翼和外翼；所述内翼与所述飞行器尾部固连一体，所述外翼与所述内翼连接，为可动舵面。本发明提供的船型飞行器尾部，可以基本不受舵机限制，完成发动机主体到喷口的有效收缩，达到减小飞行器底部面积与底阻的目的。完成有效收缩，不需要不延长飞行器尾部长度，可以减小飞行器长度或增大其它部件安装空间。舵机鼓包与尾翼内翼一体设计，既增加全飞行器升力与全飞行器稳定性，又减小舵机鼓包的飞行阻力，从而提高全飞行器升阻比。
附图说明
[0020]
图1是本发明提供的有发动机尾部构型俯视图；
[0021]
图2是本发明提供的有发动机尾部构型后视图；
[0022]
图3是本发明提供的无发动机尾部构型俯视图；
[0023]
图4是本发明提供的无发动机尾部构型后视图；
[0024]
图5是本发明提供的双三角尾翼的三视图；
[0025]
图6是本发明提供的带舵偏的双三角尾翼的三视图；
[0026]
图7是本发明提供的带舵偏的双三角尾翼的侧视图。
具体实施方式
[0027]
下面结合附图对本发明做进一步详细描述。
[0028]
如图1-7所示，本发明提供一种增稳减阻的飞行器尾部构型，具体实施方式如下：
[0029]
示例性的，飞行器尾部为曲率渐变的船型尾部，尾部收缩角不超过12
°
；尾部的周身有按
×
型分布的“双三角”尾翼，内翼与飞行器尾部固连一体，外翼为可动舵面。
[0030]
示例性的，飞行器尾部为曲率渐变的船型尾部，实现飞行器中段至飞行器底面的流线型过渡；如果有需求，尾部长度、构型、收缩角等可以根据需要设计调整，但要力求减小飞行器阻力系数。
[0031]
示例性的，飞行器底部形状及尺寸尽量接近发动机喷口，以减小底部面积，以达到减小底部阻力，减小全飞行器阻力的目的。
[0032]
示例性的，如果无发动机，飞行器尾部可以设计成无底端面的拱形或尖拱形尾部，如图3～4所示。
[0033]
示例性的，如图5所示，“双三角”尾翼的内翼为前缘后掠角与厚度都较大的小展弦比翼面，内翼截面形状为菱形，内翼与飞行器尾部固连一体，厚度最大位置安装有舵机，用于操纵舵面。
[0034]
示例性的，尾翼内翼构型及尺寸与飞行器尾部构型及尺寸相匹配。
[0035]
示例性的，尾翼内翼构型及尺寸与舵机匹配，保证满足舵机安装空间需求，两侧开有若干经设计确定的舵机散热孔。
[0036]
示例性的，如图5～7所示，“双三角”尾翼的外翼为中等展弦比、中等后掠前缘、翼型对称且相对厚度较小(异型相对厚度约为3％～6％)的梯形翼，安装于舵机转轴上，随舵
机转轴转动，作操纵舵面使用。
[0037]
可选的，中等展弦比的取值范围可以为2.5-3.5；中等后掠前缘可以为30-50度。
[0038]
示例性的，“双三角”尾翼的相关气动几何参数如弦长、前缘后掠角、最大厚度位置，需要进行适用性综合设计，满足增加全飞行器升力与全飞行器稳定性、减小舵机鼓包阻力的作用。
[0039]
示例性的，“双三角翼”的内翼与外翼尺寸进行合理的分配，保证飞行器有足够(与稳定性相匹配的)操纵能力。
[0040]
可选的，外翼与内翼连接处的尺寸比较接近，避免大的阶跃性跳动。
[0041]
可选的，双三角翼”尾翼沿飞行器身尾部周向的空间布局，还可以设计成“+”型、“y”型、“人”型等布局。
[0042]
最后需要指出，以上实施例仅说明本发明的实施技术方案而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术放案进行修改，或者对其中部分技术特征进行同等替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在权利要求范围当中。

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