專利名稱：提高航空器垂直尾翼的空氣動力學(xué)效率的方法
提高航空器垂直尾翼的空氣動力學(xué)效率的方法本發(fā)明涉及一種提高航空器垂直尾翼的空氣動力學(xué)效率的方法，還涉及一種實現(xiàn)這種方法的垂直尾翼，和包括這種垂直尾翼的航空器。本發(fā)明適用于任何類型的航空器，特別適用于通過機翼攜帶其發(fā)動機的飛機。眾所周知，航空器的垂直尾翼因為其表面能夠產(chǎn)生側(cè)向升力和空氣動力學(xué)阻力， 并且它能夠賦予所述航空器在每一種飛行狀況下的穩(wěn)定性，機動性和平衡。所述垂直尾翼的表面的大小被設(shè)置成，能夠補償由于航空器的一臺引擎的故障導(dǎo)致的偏航效應(yīng)，從而允許在出現(xiàn)引擎故障時賦予所述航空器足夠低的最小控制速度，以滿足所述航空器的起飛與著陸性能。所述垂直尾翼的尺寸是在所述航空器的低側(cè)滑速度下計算的，實現(xiàn)了相對于所述垂直尾翼穩(wěn)定器具有最大角位置的控制表面。另外，通過以下文獻還可了解
-在US-2，356，139中，披露了一種提高航空器垂直尾翼的空氣動力學(xué)效率的方法，包括垂直穩(wěn)定器和能夠相對所述垂直穩(wěn)定器旋轉(zhuǎn)的控制表面。為此，所述穩(wěn)定器被擴大成具有額外的后穩(wěn)定器，所述額外穩(wěn)定器的長度高于其接觸現(xiàn)有穩(wěn)定器處的高度。所述額外的穩(wěn)定器的目的是提高指示由整個垂直尾翼產(chǎn)生的、作為所述航空器的偏航角的函數(shù)的偏航扭矩的系數(shù)；
-在EP-0，887，256中，披露了一種航空器的垂直尾翼，更具體講包括垂直穩(wěn)定器，包括兩部分的控制表面，和擾流器；和
-在文獻W0-00/07875中，一種航空器的垂直尾翼，在其上端設(shè)有板。本發(fā)明的目的是提高垂直尾翼的側(cè)面升力或在縮小所述垂直尾翼表面的同時保持相同的側(cè)面升力。為此，本發(fā)明提供了一種能夠在所述垂直尾翼的整個高度上提高該垂直尾翼的局部空氣動力學(xué)效率的方法，即要使側(cè)面升力系數(shù)的局部值提高到更接近所述側(cè)面升力系數(shù)最大可接受值，超過該最大可接受值，在所述垂直尾翼的表面上會出現(xiàn)空氣層分離。為此，根據(jù)本發(fā)明，用于提高航空器垂直尾翼的空氣動力學(xué)效率的方法，該垂直尾翼包括垂直穩(wěn)定器和能夠繞鉸鏈軸線相對于所述穩(wěn)定器旋轉(zhuǎn)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穩(wěn)定器局部弦之間的比例沿所述垂直尾翼的高度而變化，以便將應(yīng)用于所述垂直尾翼的側(cè)面升力系數(shù)的局部值調(diào)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緣和所述鉸鏈軸線之間的距離，所述垂直穩(wěn)定器局部弦是鉸鏈軸線和所述穩(wěn)定器的前緣之間的距離。有利的是，所述側(cè)面升力系數(shù)的最大可接受值是這樣的值，對于所述控制表面和所述穩(wěn)定器之間的給定的角度來說，超過該值，在所述垂直尾翼的表面上會出現(xiàn)空氣動力學(xué)流動的分離。另外，所述可變的比例是在所述控制表面局部弦和所述垂直穩(wěn)定器局部弦之間作為所述側(cè)面升力系數(shù)的局部值的函數(shù)確定的，所述側(cè)面升力系數(shù)的局部值是利用控制表面相對于穩(wěn)定器的角度計算的，對該角度來說，在所述垂直尾翼的表面上會出現(xiàn)空氣動力學(xué)流動的分離。
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穩(wěn)定器局部弦之間的比例與控制表面局部弦/垂直穩(wěn)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，與所述控制表面局部弦和所述垂直穩(wěn)定器局部弦之間的比例相比，所述控制表面局部弦和所述垂直穩(wěn)定器局部弦之間的恒定比例有所降低。在第一個實施方案中，所述方法能夠改進大體上梯形的垂直尾翼，其具有所述控制表面的直線后緣和所述控制表面局部弦和所述垂直穩(wěn)定器局部弦之間的比例是常數(shù)的鉸鏈軸線，所述改進在于在給定位置上使所述鉸鏈軸線沿一定方向旋轉(zhuǎn)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穩(wěn)定器局部弦之間的比例有所提高，并且在所述梢部附近，所述控制表面局部弦和所述垂直穩(wěn)定器局部弦之間的比例有所降低。在第二個實施方案中，獲得了所述垂直尾翼，以便所述控制表面局部弦和所述垂直穩(wěn)定器局部弦之間的比例允許沿著在所述根部和所述垂直穩(wěn)定器的給定高度之間的所述垂直尾翼的高度，側(cè)面升力系數(shù)的局部值為或為常數(shù)或小于等于所述最大可接受值，并且在所述垂直穩(wěn)定器的給定高度和所述梢部之間側(cè)面升力系數(shù)的局部值逐漸降低。在該第二個實施方案中，所述方法可以改進大致梯形的垂直尾翼，并且具有所述控制表面的直線后緣和所述控制表面局部弦和所述垂直穩(wěn)定器局部弦之間的比例是常數(shù)的鉸鏈軸線，所述改進在于在給定位置上使所述鉸鏈軸線沿一定方向旋轉(zhuǎn)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穩(wěn)定器局部弦之間的比例有所提高，并且在所述梢部附近，所述控制表面局部弦和所述垂直穩(wěn)定器局部弦之間的比例有所降低， 并且賦予所述控制表面的后緣凹曲線形狀。優(yōu)選的是，所述控制表面繞所述鉸鏈軸線相對所述垂直穩(wěn)定器樞轉(zhuǎn)0-45°角，以便確定所述控制表面局部弦和所述垂直穩(wěn)定器局部弦之間變化的比例。顯然，通過以上說明可以看出，本發(fā)明還涉及一種實現(xiàn)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。附圖中的各幅圖能夠更好地解釋如何實施本發(fā)明。在這些附圖中，類似的附圖標(biāo)記涉及類似的部件。

圖1示意性表示具有現(xiàn)有技術(shù)垂直尾翼的航空器機身的尾部。圖2是沿圖1中線II-II的垂直尾翼的放大的剖視圖。圖3表示圖1的垂直尾翼的在最小控制速度下計算的作為高度與翼展之比的函數(shù)的側(cè)面升力系數(shù)的局部值Ky和所述側(cè)面升力系數(shù)的恒定值Cy之間的比例Al的演變的曲線圖。圖4表示本發(fā)明垂直尾翼的第一個實施方案。圖5表示圖4的垂直尾翼的作為高度與翼展之比的函數(shù)的比例Al的演變的曲線圖。圖6表示本發(fā)明垂直尾翼的第二個實施方案。圖7表示圖6的垂直尾翼的作為高度與翼展之比的函數(shù)的比例Al的演變的曲線圖。在圖1，4和6中示出的航空器機身的尾部1，攜帶一個大體上梯形的垂直尾翼2和一個水平尾翼3。垂直尾翼2的邊界由后緣4，前緣5，上端或梢部6和下端或根部7確定。垂直尾翼2包括垂直穩(wěn)定器8和通過鉸鏈軸線10鉸接在所述垂直穩(wěn)定器8上的控制表面9，鉸鏈軸線10略微位于所述垂直穩(wěn)定器8的后端邊緣11前面。垂直尾翼2在梢部6和根部7之間的翼展被稱為E。如圖2所示，在相當(dāng)于從線II-II到根部7的距離的垂直尾翼2的高度h處，認為所述控制表面局部弦I是后緣4和鉸鏈軸線10之間的距離，所述垂直穩(wěn)定器局部弦L是鉸鏈軸線10和前緣5之間的距離。在圖1-3所示現(xiàn)有技術(shù)中，無論高度h如何所述1/L比例都是常數(shù)。在圖3所示曲線圖上，以鐘形形狀示出了針對所述控制表面9相對所述垂直穩(wěn)定器8的三種不同角度的三條曲線Cl，C2和C3，分別對應(yīng)于前面定義的作為高度h與翼展E 之比的函數(shù)的比例Al的演變。水平直線C4相當(dāng)于最大比例Al，超過該比例，在垂直尾翼2 上會出現(xiàn)空氣動力學(xué)流動的分離12。如圖所示，對每一個曲線C1，C2和C3來說，比例1提高到極限高度，隨后在翼展E 處降低到零。所述極限高度離梢部6的距離比離根部7的距離近，因為空氣流在垂直尾翼 2的該部分上受到的空氣動力學(xué)擾動最多。對于曲線Cl，C2和C3來說，所述控制表面9相對所述垂直穩(wěn)定器8的角度分別為 10°，20°，45°。三條曲線Cl，C2和C3的比例Al與所述控制表面9的角度成正比。因此，無論高度h與翼展E的比例如何，曲線C3都在曲線C2上面，曲線C2在曲線Cl上面。在
范圍內(nèi)的任何高度h上，兩條曲線Cl和C2的位置都位于直線C4下面， 這說明對于10°和20°的角度來說，垂直尾翼2的局部側(cè)面升力低于所述最大可接受側(cè)面升力，無論高度h如何，都不會出現(xiàn)任何空氣層分離。對于包含在
和[h2，E]范圍內(nèi)的高度h來說，曲線C3位于直線C4下面， 而對于包含在[hl，h2]范圍內(nèi)的高度h來說位于直線C4上面。換言之，對于45°角來說，垂直尾翼2的局部側(cè)面升力是這樣的
-對于包含在W，hi]和[h2，E]范圍內(nèi)的高度h來說，低于所述最大側(cè)面升力； -對于包含在[hl，h2]范圍內(nèi)的高度h來說，高于所述最大側(cè)面升力。垂直尾翼2的局部側(cè)面升力和所述最大側(cè)面升力之間的偏差表明，現(xiàn)有技術(shù)中無論高度h如何都恒定的1/L比例不適用。本發(fā)明在于改變所述1/L比例，以便使曲線C1，C2和C3，從現(xiàn)在起標(biāo)記為C’ 1,C' 2 和C’ 3，的比例Al更接近直線C4的最大比例Al。變化的I/L比例被確定作為比例Al的函數(shù)，比例Al是針對所述控制表面9相對所述垂直穩(wěn)定器8的、導(dǎo)致分離12的角度計算的，對應(yīng)于圖5和7上的曲線C’ 3。例如，所述角度是45°。在圖4和5中分別示出了本發(fā)明垂直尾翼2的第一個實施方案和作為高度h與翼展E之比的函數(shù)的曲線C’3比例Al的演變的曲線圖。在該第一個實施方案中，所述控制表面9的后緣如相當(dāng)于圖1所示垂直尾翼2的直線后緣4。鉸鏈軸線IOa相對圖1所示鉸鏈軸線10繞點V沿逆時針方向旋轉(zhuǎn)了角度θ。無論包含在范圍
內(nèi)的高度h如何，在根部7附近，變化的1/L比例相對所述恒定的1/L比例有所提高，以便在在根部7附近，相比曲線C3的比例Al，曲線C’ 3的比例 Al有所提高。無論包含在范圍[hv，E]內(nèi)的高度h如何，在梢部6附近，變化的1/L比例相對所述恒定的1/L比例有所降低，以便在梢部6附近，相比曲線C3的比例Al，曲線C’ 3的比例Al有所降低。對于hv而言，變化的1/L比例等于所述恒定的1/L比例，曲線C’ 3的比例 Al等于曲線C3的比例Al。因此，所有垂直尾翼2的任意高度h來說，最大差值C’ 3 (h) - Al的絕對值低于最大差值C3 (h) — Al的絕對值對。因此，對任何高度h來說，曲線C’ 3的側(cè)面升力系數(shù)的局部值Ky更接近直線C4的最大側(cè)面升力系數(shù)值Ky，所述側(cè)面升力系數(shù)值Cy是恒定值。在圖6和7中分別示出了本發(fā)明垂直尾翼2的第二個實施方案和作為高度h與翼展E之比的函數(shù)的曲線C’3比例Al的演變的曲線圖。在該第二個實施方案中，所述控制表面9的后緣4b具有凹曲線形狀。它還可以具有非曲線的其他凹入形狀。鉸鏈軸線IOb相對圖1所示鉸鏈軸線10繞點W沿逆時針方向旋轉(zhuǎn)了角度Θ’。確定變化的I/L比例，以便對于包含在范圍W，hi]內(nèi)的任何高度h來說曲線C’ 3 的比例Al等于所述最大比例Al，并且在范圍[hi，b]內(nèi)逐漸降低。曲線C’ 1和C’ 2的值A(chǔ)l是用所述確定的變化的I/L比例并且針對10°和20°的角度計算的，對于包含在范圍
內(nèi)的高度h來說是低于所述最大比例Al的兩個恒定值，對于包含在范圍[hi，E]內(nèi)的高度h來說逐漸降低。對于三條曲線C’ 1，C’ 2和C’ 3中的每一條來說，與在范圍
內(nèi)的高度h相關(guān)的最大差值C’ 3 (h)-Al的絕對值低于與在范圍
內(nèi)的高度h相關(guān)的最大差值C3 (h) -Al的絕對值。因此，曲線C’ 1，C’ 2和C’ 3的側(cè)面升力系數(shù)的局部值Ky平均來說更接近直線C4的最大側(cè)面升力系數(shù)的值Ky，側(cè)面升力系數(shù)Cy的值是恒定值。所述第二個實施方案優(yōu)點在于，它降低了所述垂直尾翼的尺寸，因此，與所述第一個實施方案相比，降低了作用在它上面的阻力，同時進行了優(yōu)化以使得側(cè)面升力系數(shù)的局部值更接近所述最大可接受值。替換地，還可以對所述前緣而不是后緣進行改進，或者同時對二者進行改進，以使得與曲線C’ 3的比例Al和直線C4的最大比例Al更接近或匹配。因此，這兩種實施方案都使得側(cè)面升力系數(shù)的局部值更接近所述側(cè)面升力系數(shù)的最大可接受值。另外，有利的是，它們使得所述控制表面相對所述垂直穩(wěn)定器的成角度位置產(chǎn)生的彎曲應(yīng)力低于現(xiàn)有技術(shù)垂直尾翼構(gòu)造所產(chǎn)生的彎曲應(yīng)力，因為作用于所述垂直尾翼的側(cè)面升力分布到根部的比例比分布到梢部的比例大。其結(jié)果是，采用所述航空器的垂直尾翼獲得了顯著的質(zhì)量增益。
權(quán)利要求
1.一種用于提高航空器垂直尾翼(2)的空氣動力學(xué)效率的方法，所述垂直尾翼包括垂直穩(wěn)定器(8)和能夠繞鉸鏈軸線(10，10a，IOb)相對所述垂直穩(wěn)定器(8)旋轉(zhuǎn)的控制表面 (9)，其特征在于所述控制表面局部弦(I)和所述垂直穩(wěn)定器局部弦(L)之間的比例根據(jù)所述垂直尾翼(2)的高度(h)而變化，以便使應(yīng)用于所述垂直尾翼(2)的側(cè)面升力系數(shù)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)的后緣(4，4a，4b)和鉸鏈軸線(10，10a, IOb)之間的距離，所述垂直穩(wěn)定器局部弦(L)是所述鉸鏈軸線(10，IOa, IOb)和所述垂直穩(wěn)定器(8)的前緣(5)之間的距離。
2.如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于所述側(cè)面升力系數(shù)的最大可接受值是這樣的值，對于所述控制表面(9)和所述垂直穩(wěn)定器(8)之間的給定角度來說，超過該值，在所述垂直尾翼(2)的表面上會出現(xiàn)空氣動力學(xué)流動的分離(12)。
3.如權(quán)利要求1或2中任意一項所述的方法，其特征在于所述控制表面局部弦(I)和所述垂直穩(wěn)定器局部弦(L)之間的變化的比例被確定為所述側(cè)面升力系數(shù)的局部值的函數(shù)，所述側(cè)面升力系數(shù)是通過所述控制表面(9) 相對所述垂直穩(wěn)定器(8)的在所述垂直尾翼(2)的表面上出現(xiàn)空氣動力學(xué)流動分離的角度計算的。
4.如權(quán)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)和所述垂直穩(wěn)定器局部弦(L)之間的比例相對所述控制表面局部弦(I)和所述垂直穩(wěn)定器局部弦(L) 之間的恒定比例有所提高，其特征還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)和所述垂直穩(wěn)定器局部弦(L)之間的比例相對所述控制表面局部弦(I)和所述垂直穩(wěn)定器局部弦(L)之間的恒定比例有所降低。
5.如權(quán)利要求4所述的方法，應(yīng)用于大體上梯形的垂直尾翼(2)，其具有所述控制表面 (9)的直線后緣(4)和鉸鏈軸線(10)，對于該鉸鏈軸線來說，所述控制表面局部弦(I)和所述垂直穩(wěn)定器局部弦(L)之間的比例是常數(shù)，其特征在于在給定位置(IOa)上使所述鉸鏈軸線(10)沿一定方向旋轉(zhuǎn)一定角度(θ )， 使得在所述根部(7)附近，所述控制表面局部弦(I)和所述垂直穩(wěn)定器局部弦(L)之間的比例有所提高，并且在所述梢部(6)附近，所述控制表面局部弦(I)和所述垂直穩(wěn)定器局部弦 (L)之間的比例有所降低。
6.如權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于獲得了所述垂直尾翼(2)，以便所述控制表面局部弦(I)和所述垂直穩(wěn)定器局部弦(L)之間的比例允許沿著在所述根部(7)和所述垂直穩(wěn)定器(8)的給定高度之間的所述垂直尾翼(2)的高度，所述側(cè)面升力系數(shù)的局部值或為常數(shù)，或小于等于所述最大可接受值，并且在所述垂直穩(wěn)定器(8)的給定高度和所述梢部(6)之間所述側(cè)面升力系數(shù)的局部值逐漸降低。
7.如權(quán)利要求6所述的方法，應(yīng)用于大體上梯形的垂直尾翼(2)，其具有所述控制表面 (9)的直線后緣(4)和鉸鏈軸線(10)，對于該鉸鏈軸線來說，所述控制表面局部弦(I)和所述垂直穩(wěn)定器局部弦(L)之間的比例是常數(shù)，其特征在于所述控制表面(9)的后緣(4)是這樣布置的，以便具有凹曲線形狀(4b)，其特征還在于在在給定位置(IOa)上使所述鉸鏈軸線(10)沿一定方向旋轉(zhuǎn)一定角度(θ ’)， 使得在所述根部(7)附近，所述控制表面局部弦(I)和所述垂直穩(wěn)定器局部弦(L)之間的比例有所提高，并且在所述梢部(6)附近，所述控制表面局部弦(I)和所述垂直穩(wěn)定器局部弦 (L)之間的比例有所降低。
8.如權(quán)利要求1-7中任意一項所述的方法，，其特征在于所述控制表面(9)繞所述鉸鏈軸線(10，10a，IOb)相對所述垂直穩(wěn)定器(8) 旋轉(zhuǎn)0 -45°的角度。
9.一種垂直尾翼(2)，其特征在于它實施了權(quán)利要求1-8中任意一項所述的方法。
10.一種航空器(1)，其特征在于它包括權(quán)利要求9所述的垂直尾翼(2)。
全文摘要
本發(fā)明包括所述控制表面局部弦(I)和所述垂直穩(wěn)定器局部弦(L)之間的沿著垂直尾翼(2)的高度的變化的比例，以將應(yīng)用于垂直尾翼(2)的側(cè)向升力的系數(shù)的局部值調(diào)整到側(cè)向升力系數(shù)的最大可接受值。
文檔編號B64C9/00GK102428000SQ201080021901
公開日2012年4月25日 申請日期2010年5月17日 優(yōu)先權(quán)日2009年5月20日
發(fā)明者唐吉 A. 申請人:空中客車運營簡化股份公司