CN102428000B - 提高航空器垂直尾翼的空气动力学效率的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明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。

Description

提高航空器垂直尾翼的空气动力学效率的方法
 本发明涉及一种提高航空器垂直尾翼的空气动力学效率的方法，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。
本发明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，披露了一种提高航空器垂直尾翼的空气动力学效率的方法，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WO-00/07875中，一种航空器的垂直尾翼，在其上端设有板。
本发明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，本发明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，根据本发明，用于提高航空器垂直尾翼的空气动力学效率的方法，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，本发明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发明。在这些附图中，类似的附图标记涉及类似的部件。
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 A1的演变的曲线图。
图4表示本发明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 A1的演变的曲线图。
图6表示本发明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 A1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l/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C1，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A1的演变。水平直线C4相当于最大比例A1，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C1，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C1，C2和C3的比例A1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C1上面。
在[0，E]范围内的任何高度h上，两条曲线C1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[0，h1] 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 [h1，h2]范围内的高度h来说位于直线C4上面。
换言之，对于45°角来说，垂直尾翼2的局部侧面升力是这样的：
- 对于包含在[0，h1]和[h2，E]范围内的高度 h来说，低于所述最大侧面升力；
- 对于包含在[h1，h2]范围内的高度 h来说，高于所述最大侧面升力。
垂直尾翼2的局部侧面升力和所述最大侧面升力之间的偏差表明，现有技术中无论高度h如何都恒定的l/L比例不适用。
本发明在于改变所述l/L比例，以便使曲线C1，C2和C3，从现在起标记为C'1，C'2和C'3，的比例 A1更接近直线C4的最大比例A1。
变化的I/L比例被确定作为比例A1的函数，比例A1是针对所述控制表面 9相对所述垂直稳定器8的、导致分离12的角度计算的，对应于图5和7上的曲线C'3。例如，所述角度是45°。
在图4和5中分别示出了本发明垂直尾翼2的第一个实施方案和作为高度 h与翼展E之比的函数的曲线C'3比例A1的演变的曲线图。
在该第一个实施方案中，所述控制表面9的后缘4a相当于图1所示垂直尾翼2的直线后缘4。铰链轴线10a相对图1所示铰链轴线10绕点V沿逆时针方向旋转了角度θ。
无论包含在范围[0，hv]内的高度h如何，在根部7附近，变化的l/L比例相对所述恒定的l/L比例有所提高，以便在在根部7附近，相比曲线C3的比例A1，曲线C'3的比例A1有所提高。无论包含在范围[hv，E]内的高度h如何，在梢部6附近，变化的l/L比例相对所述恒定的l/L比例有所降低，以便在梢部6附近，相比曲线C3的比例A1，曲线C'3的比例A1有所降低。对于hv而言，变化的l/L比例等于所述恒定的l/L比例，曲线C'3的比例A1等于曲线C3的比例A1。
因此，所有垂直尾翼2的任意高度h来说，最大差值C'3（h）－A1的绝对值低于最大差值C3（h）－A1的绝对值对。因此，对任何高度h来说，曲线C'3的侧面升力系数的局部值Ky更接近直线C4的最大侧面升力系数值Ky，所述侧面升力系数 值Cy是恒定值。
在图6和7中分别示出了本发明垂直尾翼2的第二个实施方案和作为高度 h与翼展E之比的函数的曲线C'3比例A1的演变的曲线图。
在该第二个实施方案中，所述控制表面9的后缘4b具有凹曲线形状。它还可以具有非曲线的其他凹入形状。铰链轴线10b相对图1所示铰链轴线10绕点W沿逆时针方向旋转了角度θ'。
确定变化的I/L比例，以便对于包含在范围[0，hi]内的任何高度h来说曲线C'3的比例A1等于所述最大比例A1，并且在范围[hi，b]内逐渐降低。
曲线C'1和C'2的值A1是用所述确定的变化的I/L比例并且针对10°和20°的角度计算的，对于包含在范围[0，hi]内的高度h来说是低于所述最大比例A1的两个恒定值，对于包含在范围[hi，E]内的高度h来说逐渐降低。
对于三条曲线C'1，C'2和C'3中的每一条来说，与在范围[0，E]内的高度h相关的最大差值C'3（h）-A1的绝对值低于与在范围[0，E]内的高度h相关的最大差值C3（h）-A1的绝对值。因此，曲线C'1，C'2和C'3的侧面升力系数的局部值Ky平均来说更接近直线C4的最大侧面升力系数的值Ky，侧面升力系数Cy的值是恒定值。
所述第二个实施方案优点在于，它降低了所述垂直尾翼的尺寸，因此，与所述第一个实施方案相比，降低了作用在它上面的阻力，同时进行了优化以使得侧面升力系数的局部值更接近所述最大可接受值。
替换地，还可以对所述前缘而不是后缘进行改进，或者同时对二者进行改进，以使得与曲线C'3的比例 A1和直线C4的最大比例A1更接近或匹配。
因此，这两种实施方案都使得侧面升力系数的局部值更接近所述侧面升力系数的最大可接受值。另外，有利的是，它们使得所述控制表面相对所述垂直稳定器的成角度位置产生的弯曲应力低于现有技术垂直尾翼构造所产生的弯曲应力，因为作用于所述垂直尾翼的侧面升力分布到根部的比例比分布到梢部的比例大。其结果是，采用所述航空器的垂直尾翼获得了显著的质量增益。

Claims (10)

1.一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，10b)相对所述垂直稳定器(8)旋转的控制面(9)，
其特征在于，所述控制面局部弦(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，所述控制面局部弦(I)是所述控制面(9)的后缘(4，4a，4b)和铰链轴线(10，10a，10b)之间的距离，所述垂直稳定器局部弦(L)是所述铰链轴线(10，10a，10b)和所述垂直稳定器(8)的前缘(5)之间的距离；
其中，所述侧面升力系数的最大可接受值是这样的值，对于所述控制面(9)和所述垂直稳定器(8)之间的给定的角度来说，超过该最大可接受值，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。
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所述的方法，其特征在于，所述控制面局部弦(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，在所述垂直尾翼(2)的梢部(6)附近，所述控制面局部弦(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)，其具有所述控制面(9)的直线后缘(4)和铰链轴线(10)，对于该铰链轴线来说，所述控制面局部弦(I)和所述垂直稳定器局部弦(L)之间的比例是常数，其特征在于，在给定位置(10a)上使所述铰链轴线(10)沿一定方向旋转一定角度(θ)，使得在所述根部(7)附近，所述控制面局部弦(I)和所述垂直稳定器局部弦(L)之间的比例有所提高，并且在所述梢部(6)附近，所述控制面局部弦(I)和所述垂直稳定器局部弦(L)之间的比例有所降低。
6.如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述垂直尾翼(2)构造为使得所述控制面局部弦(I)和所述垂直稳定器局部弦(L)之间的比例允许，沿着在所述根部(7)与所述垂直稳定器(8)的给定高度之间的所述垂直尾翼(2)高度的所述侧面升力系数的局部值或者为常数，或者小于等于所述最大可接受值，并且在所述垂直稳定器(8)的给定高度和所述梢部(6)之间的所述侧面升力系数的局部值逐渐降低。
7.如权利要求6所述的方法，应用于大体上梯形的垂直尾翼(2)，其具有所述控制面(9)的直线后缘(4)和铰链轴线(10)，对于该铰链轴线来说，所述控制面局部弦(I)和所述垂直稳定器局部弦(L)之间的比例是常数，其特征在于，所述控制面(9)的后缘(4)具有凹曲线形状(4b)，这样的布置，在给定位置(10a)上使所述铰链轴线(10)沿一定方向旋转一定角度(θ')，使得在所述根部(7)附近，所述控制面局部弦(I)和所述垂直稳定器局部弦(L)之间的比例有所提高，并且在所述梢部(6)附近，所述控制面局部弦(I)和所述垂直稳定器局部弦(L)之间的比例有所降低。
8.如权利要求1-7中任意一项所述的方法，其特征在于，所述控制面(9)绕所述铰链轴线(10，10a，10b)相对所述垂直稳定器(8)旋转0 -45°的角度。
9.一种垂直尾翼(2)，其特征在于，它实施了权利要求1-8中任意一项所述的方法。
10.一种航空器(1)，其特征在于，它包括权利要求9所述的垂直尾翼(2)。
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