CN105408205A - 具有正弯度的水平尾翼 - Google Patents

Abstract

公开飞机(10)的水平尾翼(24)和尾翼(16)。所公开的示例性水平尾翼(24)包括具有固定形状的安定面(30)和可移动地固定至所述安定面(30)的升降舵(32)。所述升降舵(32)可相对于所述安定面(30)从中立位置移动。当所述升降舵(32)处于所述中立位置中时，所述安定面(32)和所述升降舵(32)界定具有正弯度的机翼横截面形状(38)。所述机翼横截面形状(38)的所述正弯度可促进一些飞行条件期间所述升降舵(32)的移动。也公开水平尾翼(24)，其具有沿着所述水平尾翼(24)的翼展变化的弯度分布。

Description

具有正弯度的水平尾翼

相关申请案的交叉参考

本申请案依据2013年7月22日申请的标题为“具有正弯度的水平尾翼(TAILPLANEWITHPOSITIVECAMBER)”的美国临时专利申请案第61/856,980号的优先权，其完整内容以引用的方式并入本文中。

技术领域

本公开大致涉及飞机气动力面且更具体地涉及飞机的水平尾翼。

背景技术

水平尾翼(也称作水平安定面)是位于固定翼飞机以及其它非固定翼飞机(诸如直升飞机和旋翼飞机)的主升力面后方的尾部(尾翼)上的相对较小的升力面。水平尾翼通常提供稳定性和控制。在许多飞机上，水平尾翼组合件由配备铰接后表面(其被称作升降舵)的固定表面组成。许多大型客机和运输机具有缓慢移动的可配平水平安定面的特征，其与一个或更多个独立移动的升降舵组合。升降舵由驾驶员或自动驾驶仪控制并且主要用于改变飞机的姿态，而整个组合件用于配平(维持水平静态平衡)并且在俯仰轴上稳定飞机。

传统的水平尾翼通常被设计来在某些飞行阶段(例如，诸如在巡航期间)提供期望的气动力性能。但是，在一些飞行情况中，水平尾翼周围的气流条件可能因需要大量力来移动升降舵而使升降舵难以使用。在无升降舵的电传飞行系统或其它形式的驾驶辅助致动的飞机上，在所述状况下移动升降舵所需的增大量的力必须由驾驶员施加并且可能因此增加驾驶员工作量。

因此期望改进。

概述

本公开描述有关飞机的气动力面的装置和组合件。例如，本公开描述用于固定翼飞机的水平尾翼，其中水平尾翼的至少一部分成正弯度。在一些实施方案中，水平尾翼的弯度量可沿着水平尾翼的翼展变化。

在一个方面中，本公开描述飞机的水平尾翼。水平尾翼可包括：安定面，其具有固定形状；和升降舵，其可移动地固定至安定面，升降舵可相对于安定面从中立位置移动，当升降舵位于中立位置中时，安定面和升降舵界定具有正弯度的机翼横截面形状。

在另一个方面中，本公开描述飞机的尾翼。尾翼可包括：尾翼结构；和水平尾翼，其固定至尾翼结构，水平尾翼包括具有固定形状的水平安定面和可移动地固定至水平安定面的升降舵，升降舵可相对于水平安定面从中立位置移动，当升降舵处于中立位置中时，水平安定面和升降舵界定在水平尾翼的至少一部分中具有正弯度的机翼形状。

在进一步方面中，本公开描述飞机的水平尾翼。水平尾翼可包括：安定面，其具有固定形状；和升降舵，其可移动地固定至安定面，升降舵可相对于安定面从中立位置移动，当升降舵位于中立位置中时，安定面和升降舵界定具有沿着水平尾翼的翼展变化的弯度量的机翼。

在其它方面中，本公开描述包括本文中公开的尾翼和/或水平尾翼的飞机。

在一个预期的实施方案中，提供飞机的水平尾翼。水平尾翼包括具有固定形状的安定面和可移动地固定至安定面的升降舵。升降舵可相对于安定面从中立位置移动。当升降舵处于中立位置中时，安定面和升降舵界定具有正弯度的机翼横截面形状。

预期机翼横截面形状的弯度量沿着水平尾翼的翼展变化。

此外，本发明提供在水平尾翼的舷内部分中比在水平尾翼的舷外部分中大的正弯度。

对于本发明的另一个预期的实施方案，水平尾翼的舷内部分可成正弯度并且水平尾翼的舷外部分可成负弯度。

在一个实施方案中，水平尾翼的至少一部分中的正弯度是机翼横截面形状的对应翼弦长的至少0.25％。

在水平尾翼的另一个实施方案中，机翼横截面形状的最大正弯度在机翼横截面形状的对应翼弦长的0.25％与8％之间。

更进一步，预期水平尾翼的机翼横截面形状的最大正弯度可在机翼横截面形状的对应翼弦长的0.5％与4％之间。

在水平尾翼的另一个预期的实施方案中，机翼横截面形状的最大正弯度位于从机翼横截面形状的前缘开始在机翼横截面形状的翼弦的30％与80％之间。

如由本发明提供，水平尾翼可被构造，使得机翼横截面形状的最大正弯度位于从机翼横截面形状的前缘开始在机翼横截面形状的翼弦的40％与70％之间。

对于水平尾翼，预期最大正弯度可被安置在水平尾翼的邻近飞机结构的根部部分上。

在水平尾翼的进一步实施方案中，舷内部分可被构造为固定至飞机的结构和舷外部分，其中机翼形状的弯度量在水平尾翼的舷内部分中与在水平尾翼的舷外部分中不同。

对于水平尾翼的其它实施方案，机翼形状的正弯度可能在水平尾翼的舷内部分中比在水平尾翼的舷外部分中大。

本发明也提供飞机的尾翼。尾翼包括尾翼结构和固定至尾翼结构的水平尾翼。水平尾翼包括具有固定形状的水平安定面和可移动地固定至水平安定面的升降舵。升降舵可相对于水平安定面从中立位置移动。当升降舵处于中立位置中时，水平安定面和升降舵界定在水平尾翼的至少一部分中具有正弯度的机翼形状。

在一个实施方案中，本发明提供尾翼，其中机翼横截面形状的弯度量沿着水平尾翼的翼展变化。

对于本发明的尾翼，预期正弯度可能在水平尾翼的舷内部分中比在水平尾翼的舷外部分中大。

对于尾翼的一些实施方案，水平尾翼的舷内部分可成正弯度且水平尾翼的舷外部分可成负弯度。

对于尾翼的其它实施方案，机翼横截面形状的最大正弯度在机翼横截面形状的对应翼弦长的0.25％与8％之间。

更进一步，尾翼的可被构造，使得机翼横截面形状的最大正弯度在机翼横截面形状的对应翼弦长的0.5％与4％之间。

替代地，尾翼可被构造，使得机翼横截面形状的最大正弯度位于从机翼横截面形状的前缘开始在机翼横截面形状的翼弦的30％与40％之间。

在尾翼的进一步实施方案中，机翼横截面形状的最大正弯度位于从机翼横截面形状的前缘开始在机翼横截面形状的翼弦的40％与70％之间。

在另一个预期的实施方案中，水平尾翼的舷内部分可移动地固定至尾翼结构。

此外，预期尾翼结构包括垂直尾翼，水平尾翼的根部部分固定至所述垂直尾翼。在一个或更多个预期的实施方案中，水平尾翼的根部部分可成正弯度。

本发明也提供飞机的水平尾翼。水平尾翼包括具有固定形状的安定面和可移动地固定至安定面的升降舵。升降舵可相对于安定面从中立位置移动。当升降舵处于中立位置中时，安定面和升降舵界定具有沿着水平尾翼的翼展变化的弯度量的机翼。

在本发明的水平尾翼的一个实施方案中，机翼的至少一部分成正弯度。

如可从上文了解，本发明也涵盖飞机，其包括上文描述和/或建议以及下文描述和/或建议的水平尾翼、尾翼和任何其它组件和变化。

将从下文包括的详细描述和附图了解本申请案的主题的这些和其它方面的进一步细节。

附图说明

现参考附图，其中：

图1是示例性飞机的俯视图；

图2是图1的飞机的尾翼的轴测图；

图3A至图3D示出在沿着水平尾翼的翼展的不同位置取得的图2的尾翼的水平尾翼的横截面剖面；

图4示出图2的尾翼的水平尾翼的正视图；

图5A至图5C分别示出图2的尾翼的水平尾翼的根部上的横截面剖面、厚度分布和弯度分布；

图6A至图6C分别示出在图2的尾翼的水平尾翼的翼展的19％处的横截面剖面、厚度分布和弯度分布；

图7A至图7C分别示出在图2的尾翼的水平尾翼的翼展的33％处的横截面剖面、厚度分布和弯度分布；

图8A至图8C分别示出图2的尾翼的水平尾翼的尖端上的横截面剖面、厚度分布和弯度分布；

图9A是升降舵处于中立位置中的基准水平尾翼的轴测图，其示出示例性飞行条件期间基准水平尾翼的下侧上的压力分布；

图9B是水平尾翼的升降舵处于中立位置中的图2的尾翼的水平尾翼的轴测图，其示出图9A的示例性飞行条件期间水平尾翼的下侧上的压力分布；

图10A是升降舵处于向上偏转位置中的图9A的基准水平尾翼的轴测图，其示出示例性飞行条件期间基准水平尾翼的下侧上的压力分布；

图10B是水平尾翼的升降舵处于向上偏转位置中的图2的尾翼的水平尾翼的轴测图，其示出图10A的示例性飞行条件期间水平尾翼的下侧上的压力分布；

图11示出图2的尾翼的水平尾翼的根部部分和基准水平尾翼的根部部分的上侧和下侧上的压力分布的曲线图；和

图12示出典型正弯度机翼的横截面剖面。

发明详述

通过参考附图描述各种实施方案的方面。

图1图示可应用本公开的各种方面的示例性飞机10的俯视图。飞机10可为例如适于亚音速飞行的固定翼飞机。飞机10可包括任何适当飞机，诸如企业、私人、商务或任何其它类型的飞机。例如，飞机10可为双发动机商务喷射机。在各种实施方案中，飞机10可包括机身12、机翼14、尾翼16(例如，尾部组合件)、一个或更多个发动机18。依据飞机10的具体构造，发动机18可安装至机身12的一部分和/或可安装在机翼上。在飞机10的各种实施方案中，机翼14可充当飞机10的主升力面。机翼14可包括一个或更多个可移动飞行控制面20。飞行控制面20可包括例如一个或更多个襟翼、缝翼、扰流板、副翼、减速板和/或其它类型的飞行控制面。尾翼16可包括一个或更多个垂直尾翼22(例如，垂直安定面)和一个或更多个水平尾翼24(例如，水平安定面)。如图1中所示，飞机10的纵轴被称作X，飞机10的横轴被称作Y，且飞机10的垂直轴(见图2)被称作Z且与X轴和Y轴正交。

图2是飞机10的尾翼16的轴测图。尾翼16可被安置在机翼14后方(例如，尾部)并且包括大致T形尾部构造。但是，应了解，本公开的各种方面可应用于其它构造的机翼，包括，例如，十字形构造或其它构造，其中垂直尾翼22和/或水平尾翼24可各自直接固定至尾桁26。在图2中，垂直尾翼22被示为固定至尾桁26。垂直尾翼22可包括一个或更多个可移动方向舵28或其它飞行控制面板，其可允许驾驶员控制飞机10的偏航移动(例如，绕垂直轴Z)。

一个或更多个水平尾翼24可固定至垂直尾翼22的每个侧边。在各种实施方案中，水平尾翼24可包括可提供稳定性和/或控制的升力面。在图2中所示的示例性T形尾部构造中，水平尾翼24被示为固定至垂直尾翼22的相对较高部分，但是应了解，在各种尾翼构造中，水平尾翼24可固定至垂直尾翼22的下部和/或可直接固定至尾桁26或其它飞机/尾翼结构。在各种实施方案中，水平尾翼24可能可移动地(例如，可枢转地)或另外固定至尾翼结构(例如，垂直尾翼22和/或尾桁26)。例如，水平尾翼24可调整(即，可配平)并且可被调整以维持水平平衡并且在俯仰轴上稳定飞机10(例如，绕横轴Y)。在各种实施方案中，水平尾翼24可帮助调整例如由速度和姿态变化导致或在燃油耗尽时的升力中心和重心的变化。

虽然下文描述的部分可参考单数的水平尾翼24，但是应了解在各种实施方案中，尾翼16可包括多个水平尾翼24，其可能具有或可能不具有如下文描述的构造。为了本公开的目的，水平尾翼24可横跨被安置在水平尾翼24的舷内部分中的根部24A与被安置在水平尾翼24的舷外部分中的尖端24B之间。根部24A可被安置为邻近和/或可固定至尾翼结构(例如，垂直尾翼22)且尖端24B可安置相对远离尾翼结构(例如，垂直尾翼22)(例如，舷外)。根部24A可为水平尾翼24的一部分，其大体上与垂直尾翼22或其它飞机/尾翼结构相交。水平尾翼24的翼展S图示在图2中。

水平尾翼24可包括一个或更多个固定水平安定面30和可移动地固定至水平安定面30的一个或更多个可移动(例如，铰接)升降舵32。水平安定面30可包括前(即，向前)缘34并且可具有大体上固定(即，非可变)构造或形状。例如，水平安定面30的构造可大体上为坚硬的并且界定固定(即，非可变)形状。水平安定面30可包括水平尾翼24的在升降舵32前方的一部分。

水平尾翼24可根据传统或其它方法构造。例如，水平安定面30可包括大体上坚硬的皮肤，其包括由一个或更多个结构构件(诸如翼肋和翼梁(未示出))支撑的包括复合材料。前缘34的部分可包括金属材料，并且也可包括除冰能力。升降舵32可被安置在水平尾翼24的后缘36(即，尾部)中或界定其至少一部分。升降舵32可根据已知或其它方法构造并且可包括复合和/或金属材料。升降舵32也可具有固定(即，非可变)构造或形状，并且可在适当范围内从中立位置向上和向下偏转。升降舵32可由飞机10的驾驶员或自动飞行系统(例如，自动驾驶仪)控制，并且可主要用于改变飞机10的姿态，而整个组合件(水平尾翼24)可配平且可用于在俯仰轴上配平(即，维持水平静态平衡)以及稳定飞机10。当升降舵32处于中立位置中时，水平安定面30和升降舵32可一起界定在下文详细描述的机翼横截面形状。

包括水平安定面30的示例性水平尾翼24可在本文中图示为大体上水平(即，在X-Y平面中)延伸。但是，应了解，水平尾翼24可与本文中所示不同地定向。例如，本公开的各种方面可应用于非精确水平定向的水平尾翼。在本公开中，术语“水平”旨在涵盖未必精确水平的定向。例如，术语“水平安定面”旨在涵盖可提供一定水平稳定性的稳定面或构件，即使这些面或构件可能未必水平定向。

传统水平尾翼通常具有大体上对称的横截面形状。在一些应用中，传统的水平尾翼可具有负弯度的横截面形状(即，包括反向弯度)。水平尾翼的这种对称或负弯度机翼形状通常被选择或设计来在各种飞行阶段期间实现期望性能。例如，在一些传统应用中，可期望水平尾翼具有负弯度机翼形状以在水平尾翼上产生向下升力。

但是，已发现在某些飞行情况期间，传统水平尾翼的形状可使可移动地附接至其上的升降舵难以使用或在一些情况下实际上无法使用。对称或负弯度水平尾翼周围的气流条件和这些水平尾翼周围的相关压力分布可导致移动升降舵所需的力(例如，铰链力矩)的大幅增加。这可能对于无电传飞行系统或用于移动升降舵的其它驾驶员辅助致动系统的飞机而言尤为重要。在这些情况下，移动升降舵所需的增加力必须由驾驶员经由控制杆(未示出)施加并且可显著增加驾驶员工作量。替代地，对于包括液压、电或其它类型的致动系统的飞机而言，这些系统必须被充分设计和确定大小来克服这种增加的力。如将在下文详细说明，在飞机速度相对较高的俯冲期间，传统的对称或负弯度水平尾翼下方的局部流速可达到接近音速或甚至超音速并且在升降舵附近或下方在水平尾翼下方产生冲击(例如，吸引/负压局部区域)。这种现象可能导致向上偏转升降舵以从俯冲条件拉起所需的增加量的力。

图3A至图3D示出在沿着水平尾翼24的翼展S的不同位置上取得的尾翼16的水平尾翼24的示例性横截面剖面。翼展S可在根部24A(即，0％翼展)与尖端24B(100％翼展)之间延伸。与传统水平尾翼相比，水平尾翼24的至少一部分可成正弯度。在各种实施方案中，与传统(对称或负弯度)水平尾翼形状相比，水平尾翼24的正弯度可更改水平尾翼24周围的气流条件，并且在一些实施方案中可导致向上偏转升降舵32以从俯冲条件拉起所需的力的量的减小。

本公开的水平尾翼24的安定面30和升降舵32可一起界定机翼横截面形状38(分别见图3A至图3D中的示例性剖面38A至38D)。当升降舵32处于中立(即，非偏转)位置中时，机翼形状38的至少一部分可成正弯度。相关领域技术人员将了解本文中提及机翼形状的正弯度和负弯度。例如，机翼弯度可被理解为机翼顶部表面与底部表面之间的不对称性。在本公开中，水平尾翼24的顶部表面和底部表面可相对于垂直轴Z界定，且图3A至图3D中所示的横截面形状38可在X-Z平面中(即，大体上平行于顺气流方向)取得。

图12仅为说明目的示出典型正弯度机翼的横截面剖面100。机翼的弯度可通过在机翼的前缘LE与后缘TE之间延伸且在上表面120与下表面130之间半途的中弧线110图示。中弧线110的形状可依据如何界定这个机翼的厚度。成正弯度的机翼可包括相对于机翼的翼弦140向上偏移的中弧线110(如图12中所示)，且成负弯度的机翼可包括相对于机翼的翼弦向下偏移的中弧线110。换句话说，在中弧线110位于翼弦140上方的情况下，机翼被称作具有正弯度。最大弯度150是弧线110与翼弦长之间的最大距离对翼弦长的比。无弯度的机翼通常被称作对称机翼。

再次参考图3A至图3D，分别示出在水平尾翼24的根部24A上(图3A)、在19％翼展处(图3B)、在33％翼展处(图3C)和在尖端24B上(图3D)取得的水平尾翼24的四个横截面形状(即，剖面)38A至38D。如所示，水平尾翼24的弯度量可沿着翼展S变化。例如，正弯度量可能在水平尾翼24的舷内部分上比在水平尾翼24的舷外部分大。例如，正弯度量可能在根部24A上最大，并且可朝向尖端24B减小。在图3A至图3D中，为了比较目的，横截面形状38A至38D叠加在对应的基准横截面形状40A至40D上方。基准横截面形状40A至40D可代表可成负弯度的传统水平尾翼形状。即使水平尾翼24整体可具有从传统水平尾翼修改的形状，但是应了解在各种实施方案中，根据本公开的水平尾翼24的一个或更多个部分可在功能上类似于或大体上相同于传统水平尾翼的一个或更多个对应部分。相应地，在一些实施方案中，一个或更多个横截面形状38A至38D可类似或大体上相同于一个或更多个对应基准横截面形状40A至40D。

图3A示出在根部24A上，横截面形状38A的前缘34A和后缘36A可分别相对于基准横截面形状40A的前缘42A和后缘44A向下下垂。图3B示出在翼展S的19％处，横截面形状38B的前缘34B和后缘36B也可分别相对于基准横截面形状40B的前缘42B和后缘44B向下下垂，但是19％翼展处的向下下垂量可能比根部24A上小。图3C和图3D示出横截面形状38C、38D的前缘34C、34D和后缘36C、36D可能未分别相对于对应基准横截面形状40C、40D的前缘42C、42D和后缘44C、44D明显向下下垂。相应地，图3A至图3D的示例性横截面形状38A至38D示出在根据本公开的一些实施方案中，弯度量可沿着水平尾翼24的翼展S变化。换句话说，机翼横截面形状38可能沿着水平尾翼24的翼展S不一致。

水平尾翼24的外部形状(包括沿着翼展S的变化弯度分布)可包括在沿着翼展S的选择位置上由若干横截面剖面(例如，38A至38D)界定的放样面。在各种实施方案中，放样可为大体上线性、非线性或其组合。例如，界定水平尾翼24的形状的一个或更多个表面的放样可使用除多个剖面38A至38D以外的一个或更多个导向曲线经由计算机辅助设计(CAD)技术完成。

图4示出尾翼16的水平尾翼24的正视图。水平尾翼24的前缘34相对于基准水平尾翼40的前缘42绘制(即，由基准横截面剖面40A至40D界定)。前缘34被示为在水平尾翼24的至少一部分中相对于基准前缘42向下下垂。图4示出前缘34的向下下垂可沿着水平尾翼24的翼展S变化。因此，水平尾翼24的弯度也可沿着水平尾翼24的翼展S变化。图4也示出前缘34的向下下垂量可能在水平尾翼24的舷内部分上比在水平尾翼24的舷外部分上大。例如，前缘34以及同样后缘36(图4中未示出)的向下下垂量可能在水平尾翼24的根部24A上最大。图4也示出水平尾翼24可能非精确平行于横轴Y。换句话说，即使水平尾翼24可为飞机10提供一定水平稳定性，水平尾翼24仍可能未必是精确水平的。

图5A至图5C分别示出：叠加在基准横截面形状40A上方的机翼横截面形状38A(即，在水平尾翼24的根部24A上)；机翼横截面形状38A与基准横截面形状40A之间的厚度分布比较；和机翼横截面形状38A与基准横截面形状40A之间的弯度分布比较。与图3A中所示的横截面形状的叠加不同，图5A的机翼横截面形状38A和基准横截面形状40A被定位为具有重合的前缘34A、42A并且也具有重合的后缘36A和44A，且由此提供横截面形状38A与基准横截面形状40A之间厚度和弯度差异的另一个图示。相关领域技术人员将了解图5B和图5C的曲线图中呈现的数值只是示例性的，且依据特定应用或条件可作出所示精确值的变化。这些变化旨在落在本公开的范围内。

图5B示出代表分别针对沿着横截面形状38A、40A的各自翼弦的位置绘制的横截面形状38A、40A的厚度的曲线图。沿着曲线图的纵坐标(即，y轴)的值表示为厚度对翼弦长的比。沿着曲线图的横坐标(即，x轴)的值表示为沿着各自翼弦的位置的归一化值(即，相对翼弦长与前缘相距的距离)。如图5B中所示，横截面形状38A可具有大约为翼弦长的9.5％并且可位于从前缘34A开始的翼弦长的大约35％处的最大厚度。在各种实施方案中，横截面形状38A的最大厚度可位于从前缘34A开始的翼弦长的大约30％与大约40％之间。

图5C示出代表针对沿着横截面形状38A、40A的各自翼弦的位置绘制的横截面形状38A、40A的弯度量的曲线图。沿着曲线图的纵坐标(即，y轴)的值表示为中弧线从翼弦的偏移对翼弦长的比。沿着曲线图的横坐标(即，x轴)的值表示为沿着各自翼弦的位置的归一化值(即，相对翼弦长与前缘相距的距离)。如所示，在图5C中，横截面形状38A的一些可成正弯度。具体地，横截面形状38A可具有大约为翼弦长的1.88％并且可位于从前缘34A开始的翼弦长的大约55％处的最大弯度量。如图5C中所示，横截面形状38A也可包括成负弯度的一部分。

图6A至图6C分别示出：叠加在基准横截面形状40B上方的机翼横截面形状38B(即，在水平尾翼24的翼展S的19％处)；机翼横截面形状38B与基准横截面形状40B之间的厚度分布比较；和机翼横截面形状38B与基准横截面形状40B之间的弯度分布比较。与图3B中所示的横截面形状的叠加不同，图6A的机翼横截面形状38B和基准横截面形状40B被定位为具有重合的前缘34B、42B并且也具有重合的后缘36B和44B，且由此提供横截面形状38B与基准横截面形状40B之间的厚度和弯度差异的另一个图示。相关领域技术人员将了解图6B和图6C中的曲线图中呈现的数值只是示例性的，且依据特定应用或条件可作出所示精确值的变化。这些变化旨在落在本公开的范围内。

图6B示出代表分别针对沿着横截面形状38B、40B的各自翼弦的位置绘制的横截面形状38B、40B的厚度的曲线图。沿着曲线图的纵坐标(即，y轴)的值表示为厚度对翼弦长的比。沿着曲线图的横坐标(即，x轴)的值表示为沿着各自翼弦的位置的归一化值(即，相对翼弦长与前缘相距的距离)。如图6B中所示，横截面形状38B可具有大约为翼弦长的9％并且可位于从前缘34B开始的翼弦长的大约35％处的最大厚度。在各种实施方案中，横截面形状38B的最大厚度可位于从前缘34B开始的翼弦长的大约30％与大约40％之间。

图6C示出代表针对沿着横截面形状38B、40B的各自翼弦的位置绘制的横截面形状38B、40B的弯度量的曲线图。沿着曲线图的纵坐标(即，y轴)的值表示为中弧线从翼弦的偏移对翼弦长的比。沿着曲线图的横坐标(即，x轴)的值表示为沿着各自翼弦的位置的归一化值(即，相对翼弦长与前缘相距的距离)。如所示，在图6C中，横截面形状38B的一些可成正弯度。具体地，横截面形状38B可具有大约为翼弦长的0.43％并且可位于从前缘34B开始的翼弦长的大约60％处的最大弯度量。如图6C中所示，横截面形状38C也可包括成负弯度的一部分。

图7A至图7C分别示出：叠加在基准横截面形状40C上方的机翼横截面形状38C(即，在水平尾翼24的翼展S的33％处)；机翼横截面形状38C与基准横截面形状40C之间的厚度分布比较；和机翼横截面形状38C与基准横截面形状40C之间的弯度分布比较。与图3C中所示的横截面形状的叠加不同，图7A的机翼横截面形状38C和基准横截面形状40C被定位为具有重合的前缘34C、42C并且也具有重合的后缘36C和44C，且由此提供横截面形状38C与基准横截面形状40C之间的厚度和弯度差异的另一个图示。相关领域技术人员将了解图7B和图7C中的曲线图中呈现的数值只是示例性的，且依据特定应用或条件可作出所示精确值的变化。这些变化旨在落在本公开的范围内。

图7B示出代表分别针对沿着横截面形状38C、40C的各自翼弦的位置绘制的横截面形状38C、40C的厚度的曲线图。沿着曲线图的纵坐标(即，y轴)的值表示为厚度对翼弦长的比。沿着曲线图的横坐标(即，x轴)的值表示为沿着各自翼弦的位置的归一化值(即，相对翼弦长与前缘相距的距离)。如图7B中所示，横截面形状38C可具有大约为翼弦长的8.8％并且可位于从前缘34C开始的翼弦长的大约35％处的最大厚度。在各种实施方案中，横截面形状38C的最大厚度可位于从前缘34C开始的翼弦长的大约30％与大约40％之间。

图7C示出代表针对沿着横截面形状38C、40C的各自翼弦的位置绘制的横截面形状38C、40C的弯度量的曲线图。沿着曲线图的纵坐标(即，y轴)的值表示为中弧线从翼弦的偏移对翼弦长的比。沿着曲线图的横坐标(即，x轴)的值表示为沿着各自翼弦的位置的归一化值(即，相对翼弦长与前缘相距的距离)。如所示，在图7C中，水平尾翼24的这个部分可能非成正弯度。具体地，横截面形状38C可具有大约为翼弦长的0.43％并且可位于从前缘34C开始的翼弦长的大约5.2％处的最大负弯度量。

图8A至图8C分别示出：叠加在基准横截面形状40D上方的机翼横截面形状38D(即，在水平尾翼24的尖端24B上)；机翼横截面形状38D与基准横截面形状40D之间的厚度分布比较；和机翼横截面形状38D与基准横截面形状40D之间的弯度分布比较。图8A的机翼横截面形状38D和基准横截面形状40D被定位为具有重合的前缘34D、42D并且也具有重合的后缘36D和44D，且由此提供横截面形状38D与基准横截面形状40D之间的厚度和弯度差异的另一个图示。相关领域技术人员将了解图8B和图8C中的曲线图中呈现的数值只是示例性的，且依据特定应用或条件可作出所示精确值的变化。这些变化旨在落在本公开的范围内。

图8B示出代表分别针对沿着横截面形状38D、40D的各自翼弦的位置绘制的横截面形状38D、40D的厚度的曲线图。沿着曲线图的纵坐标(即，y轴)的值表示为厚度对翼弦长的比。沿着曲线图的横坐标(即，x轴)的值表示为沿着各自翼弦的位置的归一化值(即，相对翼弦长与前缘相距的距离)。如图8B中所示，横截面形状38D可具有大约为翼弦长的7.8％并且可位于从前缘34D开始的翼弦长的大约38％处的最大厚度。在各种实施方案中，横截面形状38D的最大厚度可位于从前缘34D开始的翼弦长的大约30％与大约40％之间。

图8C示出代表针对沿着横截面形状38D、40D的各自翼弦的位置绘制的横截面形状38D、40D的弯度量的曲线图。沿着曲线图的纵坐标(即，y轴)的值表示为中弧线从翼弦的偏移对翼弦长的比。沿着曲线图的横坐标(即，x轴)的值表示为沿着各自翼弦的位置的归一化值(即，相对翼弦长与前缘相距的距离)。如所示，在图8C中，水平尾翼24的这个部分可能非成正弯度。具体地，横截面形状38D可具有大约为翼弦长的0.35％并且可位于从前缘34D开始的翼弦长的大约5.2％处的最大负弯度量。

如图5A至图5C至图8A至图8C所示，正弯度量可能在水平尾翼24的舷内部分上比在水平尾翼24的舷外部分大。在各种实施方案中，沿着水平尾翼24的翼展S的弯度分布可被选择来在水平尾翼24的选择部分中实现期望气流特性。正弯度可局部应用至水平尾翼24的一个或更多个部分。例如，虽然水平尾翼24的一个或更多个部分可成正弯度，但是其它部分可能是对称的或成负弯度。如下文所述，邻近水平尾翼24的垂直尾翼22的存在可能主要在水平尾翼24的舷内部分上影响水平尾翼24周围的流体流，且在某些情况下，相对于水平尾翼24的其它更舷外部分，在水平尾翼24的舷内部分中可能期望更大的正弯度量以补偿来自垂直尾翼22的这种影响。

在各种实施方案中，可能期望具有包括符号(例如，正/负)和/或量值沿着翼展S变化以实现期望气流特性的弯度量的水平尾翼24。例如，在一些实施方案中，水平尾翼24可包括或可能不包括正弯度部分，但可包括成负弯度的至少一部分，其中负弯度的量值沿着翼展S变化。

相关领域技术人员将了解图5B、图5C、图6B、图6C、图7B、图7C、图8B和图8C中的曲线图中呈现的数值只是示例性的，且依据特定应用或条件可作出所示精确值的变化。这些变化旨在落在本公开的范围内。例如，在各种实施方案中，水平尾翼24的至少一部分中的正弯度量可为翼弦长的大约0.25％或更大。在各种实施方案中，水平尾翼24的至少一部分中的最大正弯度量可在翼弦长的大约0.25％与翼弦长的大约8％之间。在一些实施方案中，水平尾翼24的至少一部分中的最大正弯度量可在翼弦长的大约0.5％与翼弦长的大约4％之间。在各种实施方案中，最大正弯度量可位于从前缘34开始的翼弦长的大约30％与大约80％之间。在一些实施方案中，最大正弯度量可位于从前缘34开始的翼弦长的大约40％与大约70％之间。

图9A和图9B分别图示根据本公开的具有基准机翼形状40的基准水平尾翼的下表面上的压力分布的模拟(见图9A)和水平尾翼24的下表面上的压力分布的模拟(见图9B)，其中升降舵在示例性飞行条件期间处于中立位置中。示例性飞行条件可为俯冲条件，其中可接近或达到飞机10的最大空速。例如，这种最大空速对于图1中所示的类型的商务喷射机而言可为大约0.89马赫。

图9A和图9B中所示的压力分布中的较暗区域46A和46B代表高速流量区域和因此低(例如，负)压区域。图9A示出低压区域46A位于基准水平尾翼的舷内部分中并且也位于基准水平尾翼的升降舵前方。如上所述，低压区域46A的舷内位置可至少部分由于垂直尾翼22对基准水平尾翼以及同样水平尾翼24下方的气流特性的(例如，三维)影响。在图9A和图9B中，对应于所图示压力分布的值可为压力系数C_p的值。压力系数C_p可为无因次数，其可在流体动力学中用于描述流场内的相对压力。例如，压力系数C_p可由下列等式1表示：

$C_p=\frac{P-P_0}{\frac{1}{2}{{\mathrm{\ρv}}_0}^2}$ ……………………………………(等式1)，

其中P是关注点的静态压力，P₀是自由流静态压力，v₀是自由流速度且ρ是自由流密度。

图9B示出至少部分由于水平尾翼24的形状，低压区域46B可相对于图9A中的区域46A向前移位(即，背离升降舵32)。低压区域46B也可散布比区域46A更大的面积，且区域46B中的低压量值可能不如区域46A中严重。换句话说，区域46B中的压力可能不像区域46A中一样低，且因此区域46B中的最大空速可能不像基准水平尾翼的区域46A中的最大空速一样高。与区域46A相比，区域46B也可能沿着水平尾翼24的翼展S更向外散布，所述区域46A可能更集中在基准水平尾翼的舷内区域(例如，根部24A)中。

水平尾翼24下方减小的最大空速可减小在水平尾翼24下方由于空速达到或超过音速而产生的冲击的可能性。区域46B背离升降舵32前移也可能减小升降舵32下方迁移并且要求高的力来相对于安定面30向上偏转升降舵32以克服升降舵32的上侧与下侧之间的高压力差的这种冲击的可能性。在各种实施方案中，俯冲条件期间水平尾翼24下方一次或更多次冲击的形成可能是可接受的，但这些冲击不位于升降舵32正下方可能是优选的。

图10A和图10B分别图示图9A的基准水平尾翼的下表面上和图9B的水平尾翼24的下表面上的压力分布的模拟，其中升降舵在相同的示例性飞行条件期间向上偏转达5度。如上所述，示例性飞行条件可为俯冲条件，其中可接近或达到飞机10的最大空速(例如，0.89马赫)。可由飞机10的驾驶员或自动飞行系统命令升降舵32的向上偏转以从俯冲条件中拉出。

图10A和图10B中所示的压力分布中的较暗区域46A和46B表示高速流量区域和因此低压区域。再次，图10A示出低压区域46A位于基准水平尾翼的舷内部分上并且也位于基准水平尾翼的升降舵前方。如上所述，低压区域46A的舷内位置可至少部分由于垂直尾翼22对基准水平尾翼以及同样水平尾翼24下方的气流特性的(例如，三维)影响。在图10A和图10B中，对应于所图示压力分布的值可为如上文定义的压力系数C_p的值。

至少部分由于升降舵的向上偏转，低压区域46A和46B可能在图10A和图10B中比在图9A和图9B中更大，升降舵的向上偏转可能导致水平尾翼下方空气流量的加速。图10B示出至少部分由于水平尾翼24的形状，低压区域46B可能再次相对于图9A中的区域46A向前移位(即，背离升降舵32)。与区域46A相比，区域46B也可能沿着水平尾翼24的翼展S更向外散布，所述区域46A可能更集中在基准水平尾翼的舷内区域(例如，根部24A)中。

在各种实施方案中，与传统的水平尾翼设计相比，水平尾翼24下方流量条件的改变，至少部分由于水平尾翼24的至少一部分中的正弯度，可能导致在某些飞行条件(例如，俯冲)期间向上偏转升降舵32所需的力较小。例如，较低压区域46A、46B的向外散布以及低压区域46A、46B的前移可能导致水平尾翼24下方出现的冲击不迁移至升降舵32正下方位置。在各种实施方案中，即使冲击可能出现在升降舵32下方，仍可能实现移动升降舵32所需的力的一定程度减小，前提是冲击定位为更靠近升降舵32的前部，而非更靠近升降舵32的尾部。在各种实施方案中，与传统的对称或负弯度水平尾翼相比，正弯度可导致相对于水平尾翼24前移这种冲击。

图11示出上文特征化的水平尾翼24的根部部分和基准水平尾翼的根部部分的上侧和下侧上的压力分布的曲线图。图11中绘制的值代表升降舵32可向上偏转达5度以及同样可能接近或达到飞机10的最大空速的飞行条件。具体地，图11的曲线图示出跨如图3A中所示的具有正弯度的机翼横截面形状38A和跨也如图3A中所示的基准横截面形状40A的压力分布。沿着曲线图的纵坐标(即，y轴)的值以反序(即，负值向上且正值向下)表示为如上文由等式1定义的压力系数C_p。沿着曲线图的横坐标(即，x轴)的值表示为沿着各自翼弦的位置的归一化值(即，相对翼弦长与前缘相距的距离)。安定面30与升降舵32之间的界面在翼弦长的大约70％处。

曲线38A-U代表水平尾翼24的根部部分(例如，机翼横截面形状38A)的上侧上的压力分布，且曲线38A-L代表水平尾翼24的根部部分的下侧上的压力分布。曲线40A-U代表基准水平尾翼的根部部分(例如，基准横截面形状40A)的上侧上的压力分布，且曲线40A-L代表基准水平尾翼的根部部分的下侧上的压力分布。曲线38A-U与曲线38A-L之间的压力差(即，间隙)以及同样曲线40A-U与曲线40A-L之间的压力差(即，间隙)可用于通过针对对应水平尾翼的对应表面积对压力求积分而分别确定水平尾翼24和基准水平尾翼的上表面与下表面之间的力差。图11的曲线图示出沿着水平尾翼的升降舵部分(即，超出翼弦长的70％)，水平尾翼24的曲线38A-U与38A-L之间的差异可小于基准水平尾翼的曲线40A-U与40A-L之间的差异。与基准水平尾翼相比，跨水平尾翼24的升降舵32的上表面和下表面的这个减小的压力差可指示减小的铰链力矩和因此在这个示例性飞行条件中向上偏转升降舵32所需的减小量的力。

上文描述仅意在示例性，且相关领域技术人员将了解可对所描述的实施方案进行变化，而不脱离所公开的本发明的范围。本公开可以其它具体形式体现而不脱离权利要求的主题。此外，相关领域技术人员将了解虽然本文中所示的装置、组合件和飞机可包括具体数量的元件/组件，但是装置、组合件和飞机可被修改为包括另外或更少的这些元件/组件。本公开也旨在覆盖并且涵盖技术的所有适当变化。本领域技术人员依据阅读本公开将了解落在本发明的范围内的修改，且这些修改旨在落在随附权利要求内。

Claims (16)

1.一种飞机的水平尾翼，所述水平尾翼包括：

安定面，其具有固定形状；以及

升降舵，其可移动地固定至所述安定面，所述升降舵可相对于所述安定面从中立位置移动，当所述升降舵位于所述中立位置中时，所述安定面和所述升降舵界定具有正弯度的机翼横截面形状。

2.根据权利要求1所述的水平尾翼，其中所述机翼横截面形状的弯度量沿着所述水平尾翼的翼展变化。

3.根据权利要求1和2中任一项所述的水平尾翼，其中所述正弯度在所述水平尾翼的舷内部分中比在所述水平尾翼的舷外部分中大。

4.根据权利要求3所述的水平尾翼，其中所述水平尾翼的所述舷内部分成正弯度并且所述水平尾翼的所述舷外部分成负弯度。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的水平尾翼，其中所述水平尾翼的至少一部分中的所述正弯度是所述机翼横截面形状的对应翼弦长的至少0.25％。

6.根据权利要求1至4中任一项所述的水平尾翼，其中所述机翼横截面形状的最大正弯度在所述机翼横截面形状的对应翼弦长的0.25％与8％之间。

7.根据权利要求1至4中任一项所述的水平尾翼，其中所述机翼横截面形状的最大正弯度在所述机翼横截面形状的对应翼弦长的0.5％与4％之间。

8.根据权利要求6和7中任一项所述的水平尾翼，其中所述机翼横截面形状的所述最大正弯度位于从所述机翼横截面形状的前缘开始的所述机翼横截面形状的翼弦的30％与80％之间。

9.根据权利要求6和7中任一项所述的水平尾翼，其中所述机翼横截面形状的所述最大正弯度位于从所述机翼横截面形状的前缘开始的所述机翼横截面形状的翼弦的40％与70％之间。

10.根据权利要求6至9中任一项所述的水平尾翼，其中所述最大正弯度被安置在所述水平尾翼的邻近所述飞机的结构的根部部分上。

11.根据权利要求1所述的水平尾翼，其包括被构造为固定至所述飞机的结构的舷内部分和舷外部分，所述机翼形状的弯度量在所述水平尾翼的所述舷内部分中与在所述水平尾翼的所述舷外部分中不同。

12.根据权利要求11所述的水平尾翼，其中所述机翼形状的所述正弯度在所述水平尾翼的舷内部分中比在所述水平尾翼的舷外部分中大。

13.一种包括根据权利要求1至12中任一项所述的水平尾翼的飞机。

14.一种飞机的水平尾翼，所述水平尾翼包括：

安定面，其具有固定形状；以及

升降舵，其可移动地固定至所述安定面，所述升降舵可相对于所述安定面从中立位置移动，当所述升降舵位于所述中立位置中时，所述安定面和所述升降舵界定具有沿着所述水平尾翼的翼展变化的弯度量的机翼。

15.根据权利要求26所述的水平尾翼，其中所述机翼的至少一部分成正弯度。

16.一种包括根据权利要求26和27中任一项所述的水平尾翼的飞机。