CN106394870A - 用于飞行器的控制表面 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种用于飞行器的控制表面。该控制表面具有前缘、后缘以及限定于前缘与后缘之间的翼弦线。第一空气动力学表面位于前缘与后缘之间，并且第二表面位于前缘与后缘之间。前缘由头部形成，该头部具有控制表面能够绕其偏转的铰链轴线。控制表面的在第一空气动力学表面与第二表面之间的垂直于翼弦线的最大厚度部位于铰链轴线的后方。本申请还涉及一种用于飞行器的控制表面，其中，控制表面的第一空气动力学表面的最大曲率部位于铰链轴线的后方。本申请还涉及一种包括固定部段和控制表面的飞行器或者飞行器部件。

Description

用于飞行器的控制表面

技术领域

本发明涉及用于飞行器的控制表面。本发明还涉及包括控制表面的飞行器或者飞行器部件。

背景技术

飞行器的例如为方向舵的可动控制表面一般以可铰接的方式安装至固定部段，例如，方向舵以可铰接的方式安装至垂直尾翼的垂直安定面。这种可动控制表面通常绕沿着固定部段延伸的铰链轴线偏转。控制表面一般从诸如机翼或稳定器之类的固定表面的后缘延伸。常规的控制表面能够绕其安装件偏转。

图3中示出的现象为边界层分离，其中，边界层由于与沿着飞行器翼面的固体表面26的流动相反的逆压梯度而从固体表面26剥离。当边界层分离时，如在图3中由虚线示出的，表面的升力效能降低。例如，如果在机翼相对于气流的角度增大时出现明显的分离区域，则阻力显著增大，并且飞行器被认为失速。

因此，边界层分离控制对飞行器而言非常重要。控制表面绕其偏转轴线的较大偏转角的一个后果在于控制表面的头部的部段在控制表面与固定部段——控制表面从该固定部段延伸——的边界处露出。由于控制表面头部的弯曲部暴露于空气流，因而会发生显著的边界层分离。

如果控制表面的较大偏转角处的流动分离可以被控制，则飞行器的性能将得以改善。

发明内容

根据本发明的一个方面，提供了一种用于飞行器的控制表面，该控制表面包括：前缘、后缘和限定于前缘与后缘之间的翼弦线；位于前缘与后缘之间的第一空气动力学表面；以及位于前缘与后缘之间的第二表面，前缘由头部形成，该头部具有控制表面能够绕其偏转的铰链轴线，第一空气动力学表面具有暴露气流表面，并且头部包括从暴露气流表面延伸的弧形头部轮廓部段，其中，弧形头部轮廓部段构造成能够至少部分地暴露于在控制表面上流动的气流，其中，控制表面的在第一空气动力学表面与第二表面之间的垂直于所述翼弦线的最大厚度部位于铰链轴线的后方，并且弧形头部轮廓部段的半径比翼弦线与控制表面的在第一空气动力学表面上的最大厚度点之间的垂直距离大。

利用这种布置，可以通过减小会暴露于控制表面上的气流的头部部分的曲率来使控制表面上的边界层分离、边界层滞留降到最低程度。

第二表面可以是第二空气动力学表面。

头部的轮廓的曲率中心可以从铰链轴线偏移。

头部轮廓部段的轮廓可以关于铰链轴线非径向对称(non-radial)。

头部轮廓部段可以限定圆弧。

第一空气动力学表面的暴露气流表面和头部轮廓部段可以是第一暴露气流表面和第一头部轮廓部段，并且第二表面可以包括第二暴露气流表面和从第二暴露气流表面延伸的第二头部轮廓部段。第二头部轮廓部段可以构造成能够至少部分地暴露于在控制表面上流动的气流。

通过设置这种布置，不管控制表面的偏转方向如何，都可以使边界层分离延迟并降到最低程度。

第二头部轮廓部段的轮廓可以关于铰链轴线非径向对称。

第一头部轮廓部段的曲率可以与第二头部轮廓部段的曲率不同。

第一头部轮廓部段的曲率中心可以与第二头部轮廓部段的曲率中心不同。

第一空气动力学表面与第二表面可以关于翼弦线彼此对称。

控制表面可以是方向舵。控制表面可以是副翼。控制表面可以是升降舵。控制表面可以是升降副翼。控制表面可以是襟副翼。

控制表面的第一空气动力学表面的最大曲率部可以位于铰链轴线的后方。

根据本发明的一个方面，提供了一种用于飞行器的控制表面，该控制表面包括前缘、后缘以及位于前缘与后缘之间的空气动力学表面，前缘由头部形成，该头部具有控制表面能够绕其偏转的铰链轴线，其中，控制表面的空气动力学表面的最大曲率部位于铰链轴线的后方。

根据本发明的一个方面，提供了一种飞行器部件，该飞行器部件包括固定部段以及根据上述方面中的一个方面的控制表面，其中，控制表面能够相对于固定部段绕铰链轴线偏转。

铰链轴线的位置可以是固定的。即，铰链轴线的位置相对于固定部段是不可变的。

头部可以由固定部段至少部分地容纳，并且固定部段的边界边缘可以与头部交叠。

当控制表面处于未偏转位置时，控制表面的在第一空气动力学表面和第二表面之间的垂直于翼弦线的最大厚度部可以位于边界边缘的后方。

第一空气动力学表面和第二表面可以朝向第一空气动力学表面和第二表面与边界边缘的交界部会聚。

当控制表面处于未偏转位置时，在固定部段与第一空气动力学表面的交界部处可以限定有凹入部。

头部轮廓部段能够从固定部段的边界边缘延伸成暴露于在控制表面上流动的气流。

固定部段可以包括延伸至边界边缘的固定的暴露气流表面，并且当控制表面处于完全偏转位置时，头部的轮廓部段的面可以与固定的暴露气流表面的面基本上对准。

边界边缘可以包括构造成抵接头部轮廓部段的密封件。

根据本发明的一个方面，提供了一种包括根据上述方面中的一个方面的控制表面或飞行器部件的飞行器。

附图说明

现在将参照附图对本发明的实施方式进行描述，在附图中：

图1示出了具有方向舵、升降舵和副翼的固定翼飞行器；

图2示出了升力面的常规布置的截面轮廓图，其中，控制表面处于未偏转位置；

图3示出了图2中所示的升力面的常规布置的截面轮廓图，其中，控制表面处于偏转位置；

图4示出了根据本发明的一个实施方式的升力面的布置的示意性截面轮廓图，其中，控制表面处于未偏转位置；

图5示出了图4中所示的升力面的布置的示意性截面轮廓图，其中，控制表面处于偏转位置；

图6示出了根据本发明的另一实施方式的升力面的布置的示意性截面轮廓图，其中，控制表面处于未偏转位置；

图7示出了图6中所示的升力面的布置的示意性截面轮廓图，其中，控制表面处于第一偏转位置；以及

图8示出了图6中所示的升力面的布置的示意性截面轮廓图，其中，控制表面处于第二偏转位置。

具体实施方式

图1中示出了固定翼飞行器10。飞行器10包括机身11。用作升力面的两个机翼12从机身11延伸。将理解的是，升力面可以根据特定应用而采取各种不同的平面形状和轮廓。每个机翼12均在其后缘14处具有形成控制表面的副翼13。在飞行器10的尾端15附近设置有垂直尾翼17和两个水平尾翼16。每个水平尾翼16均在其后缘处具有形成控制表面的升降舵18。垂直尾翼17包括垂直安定面19和方向舵20。

图2和图3中示出了垂直尾翼17的已知布置的沿着垂直尾翼17的翼展方向长度在中途限定的示意性截面轮廓图。垂直安定面19为具有安定面前缘21和边界边缘22的固定部段。在边界边缘22处设置有方向舵20。方向舵20用作控制表面。方向舵20基本上延伸了垂直安定面19的跨度距离(span length)。图2和图3示出了垂直尾翼17的方向舵20的沿着翼展方向长度在中途限定的示意性截面轮廓图。

方向舵20能够绕垂直安定面19铰接。方向舵20以可枢转的方式安装以绕延伸通过方向舵20的铰链轴线23枢转。方向舵20具有头部24和尾部25。头部24限定方向舵20的前端。尾部25限定方向舵20的后端。铰链轴线23限定于方向舵20的前端与后端之间。方向舵20在头部24与尾部25之间会聚。即，相反的第一暴露表面26与第二暴露表面27从头部24至尾部25朝向彼此会聚。

方向舵20的头部24的轮廓形状限定圆弧。头部的轮廓关于铰链轴线径向对称(radial)。即，头部24的轮廓形状绕方向舵20的铰链轴线23一致地延伸。

用作控制表面的方向舵20具有前缘和后缘。该前缘与该后缘之间限定有翼弦线。

垂直安定面19具有头部容纳凹部28。该头部容纳凹部28位于安定面后缘22处。方向舵20的头部24被容纳在头部容纳凹部28中。边界边缘22与方向舵20交叠。边界边缘22与方向舵20的头部24交叠。头部24的径向对称的轮廓在方向舵20处于如图2中所示的方向舵20的中立的未偏转位置时被遮挡而不经受气流。即，垂直安定面19与方向舵20共面。因此，当方向舵20处于方向舵20的中立的未偏转位置时，头部24的径向对称的轮廓未暴露于垂直尾翼17上的气流。

方向舵20能够绕铰链在如图2中所示的中立的未偏转位置与如图3中所示的偏转位置之间偏转。在图3中，方向舵20被示出为完全偏转，然而将理解的是，方向舵20能够偏转到其他中间偏转位置中。在图3中，方向舵20被示出为沿第一方向(在这种情况下，沿顺时针方向)偏转，然而将理解的是，方向舵20还能够沿第二方向(在这种情况下，沿逆时针方向)偏转。

当方向舵20移动到如图3中所示的偏转位置中时，头部24的径向对称的轮廓的部段29暴露于垂直尾翼17上的气流。头部24的径向对称的轮廓有助于在方向舵20的整个偏转范围内保持垂直尾翼17的基本上连续的暴露气流表面。即，防止了高峰或低谷的形成。由于头部24的径向对称的轮廓的暴露部段相对于方向舵20的剩余部分具有曲率半径较小的圆弧，因而当方向舵20处于偏转位置时，促使发生流动分离。

现在参照图4和图5，示出了根据本发明的垂直尾翼17具有用作控制表面的方向舵30的实施方式。这些特征和部件与垂直尾翼17的上述常规布置的特征和部件大体上相同，并且因此在本文中将省去详细描述。

图4和图5示出了垂直尾翼17的方向舵的沿着翼展方向长度在中途限定的示意性截面轮廓图。在图4中，方向舵30相对于垂直安定面19处于方向舵30的中立的未偏转位置。在图5中，方向舵30相对于垂直安定面处于偏转位置。

方向舵30用作控制表面。垂直安定面19用作固定部段。在本实施方式中，方向舵30基本上延伸了垂直安定面19的跨度距离。

方向舵30能够绕垂直安定面19铰接。方向舵30以可枢转的方式安装以绕延伸通过方向舵30的铰链轴线33枢转。方向舵30具有头部34和尾部35。头部34限定方向舵30的前端。尾部35限定方向舵30的后端。铰链轴线33限定于方向舵30的前端与后端之间。方向舵30在头部34与尾部35之间会聚。即，相反的第一暴露表面36与第二暴露表面37从头部34至尾部35朝向彼此会聚。

头部34从第一暴露表面36和第二暴露表面37延伸。头部34的轮廓并不限定单个圆弧。即，头部的轮廓关于铰链轴线33非径向对称。头部34的轮廓包括第一轮廓部段40和第二轮廓部段41。头部34具有前端部42。在本实施方式中，前端部42是限定钝端部的平坦面，然而，前端部42的其他形状也是可以的。前端部42在第一轮廓部段40与第二轮廓部段41之间延伸。

第一轮廓部段40具有关于头部34的铰链轴线33呈非径向对称的轮廓形状。即，第一轮廓部段40的轮廓形状关于铰链轴线33非一致地延伸。第一轮廓部段40是弓形的。第一轮廓部段40具有从铰链轴线33偏移的曲率中心。第一轮廓部段40的曲率半径比第一轮廓部段40与铰链轴线33之间的距离大。

第一轮廓部段40从第一暴露表面36延伸。第一轮廓部段40的曲率半径可以沿着方向舵30的跨度距离变化。

第二轮廓部段41具有关于头部34的铰链轴线呈非径向对称的轮廓形状。即，第二轮廓部段41的轮廓形状关于铰链轴线33非一致地延伸。第二轮廓部段41是弓形的。第二轮廓部段41具有从铰链轴线33偏移的曲率中心。第二轮廓部段41的曲率半径比第二轮廓部段41与铰链轴线33之间的距离大。

第二轮廓部段41从第二暴露表面37延伸。第二轮廓部段41的曲率半径可以沿着方向舵30的跨度距离变化。第二轮廓部段41的曲率中心从第一轮廓部段40的曲率中心偏移。

第二轮廓部段41从第二暴露表面37延伸。第二轮廓部段41的曲率半径可以沿着方向舵30的宽度距离变化。

头部34的第一轮廓部段40和第二轮廓部段41关于方向舵30的翼弦线对称。第一轮廓部段40和第二轮廓部段41具有一致的曲率半径。

垂直安定面19具有头部容纳凹部28。该头部容纳凹部28位于安定面后缘22处。方向舵30的头部34被容纳在头部容纳凹部28中。边界边缘22与方向舵30交叠。边界边缘22与方向舵30的头部34交叠。头部34在方向舵30处于如图4中所示的方向舵30的中立的未偏转位置时被遮挡而不经受气流。即，垂直安定面19与方向舵30共面。

当方向舵30处于方向舵30的中立的未偏转位置时，头部34的第一轮廓部段40未暴露于垂直尾翼17上的气流。即，垂直安定面19的边界边缘22与第一轮廓部段40交叠。

当方向舵30处于方向舵30的中立的未偏转位置时，头部34的第二轮廓部段41未暴露于垂直尾翼17上的气流。即，垂直安定面19的边界边缘22与第二轮廓部段41交叠。

当方向舵30处于方向舵30的中立的未偏转位置时，在垂直安定面19的边界边缘22与方向舵30之间，在垂直尾翼17的整体暴露表面轮廓中形成有凹入部。凹入部43通过给出紧接在边界边缘22前面的边界区域的轮廓来限定，使得当方向舵30处于完全偏转位置时，头部的暴露于气流的轮廓部段与边界区域一起形成曲率较小的连续弧。即，边界区域相对于垂直安定面19的相邻表面区域具有较小的曲率半径。方向舵30的形成凹入部43的部段处于由边界区域形成的流动遮蔽部中，并且因此并未暴露于气流。

已经惊人地发现，与常规的径向对称的头部轮廓相比，通过设置头部的非径向对称的轮廓而形成的长形凹入部不会导致阻力明显增大。

在一个实施方式中，垂直安定面19的边界边缘22延伸至第一轮廓部段40和第二轮廓部段41的边缘或者延伸超出第一轮廓部段40和第二轮廓部段41的边缘。

将理解的是，边界边缘22在垂直安定面19与方向舵30之间具有密封装置。

方向舵30能够绕铰链在如图4中所示的中立的未偏转位置与如图5中所示的第一偏转位置之间偏转。在图5中，方向舵30被示出为完全偏转，然而将理解的是，方向舵30能够相对于垂直安定面19偏转到其他的中间偏转位置中。在图5中，方向舵30被示出为绕垂直安定面19沿第一方向(在这种情况下，沿顺时针方向)偏转，然而将理解的是，方向舵30还能够相对于垂直安定面19沿第二方向(在这种情况下，沿逆时针方向)偏转。

当方向舵30移动到如图5中所示的第一偏转位置中时，头部34的第一轮廓部段40暴露于垂直尾翼17上的气流。头部34的能够暴露于气流的第一轮廓部段40与第一暴露表面36一起限定第一空气动力学表面。头部34的第一轮廓部段40的非径向对称的轮廓的曲率半径比具有径向对称的轮廓的头部(如图2和图3中所示)的曲率半径大。因此，第一轮廓部段40的轮廓在方向舵30的整个偏转范围内提供了垂直尾翼17的具有较小曲率的基本上连续的暴露气流表面。即，方向舵30与垂直安定面19之间的边界处的曲率的大小被最小化。由于头部34的轮廓的暴露部段具有曲率较小的弧，因而当方向舵30处于偏转位置时，流动分离被延后发生。

当方向舵30移动到第二偏转位置中时，头部34的第二轮廓部段41暴露于垂直尾翼17上的气流。头部34的能够暴露于气流的第二轮廓部段41与第二暴露表面37一起限定第二空气动力学表面。头部34的第二轮廓部段41的非径向对称的轮廓的曲率半径比具有径向对称的轮廓的头部(如图2和图3中所示)的曲率半径大。因此，第二轮廓部段41的轮廓在方向舵30的整个偏转范围内提供了垂直尾翼17的具有较小曲率的基本上连续的暴露气流表面。即，方向舵30与垂直安定面19之间的边界处的曲率的大小被最小化。由于头部34的轮廓的暴露部段具有曲率较小的弧，因而当方向舵30处于偏转位置时，流动分离被延后发生。

方向舵30在第一空气动力学表面与第二空气动力学表面之间具有垂直于翼弦线的最大厚度部。方向舵30的最大厚度部位于铰链轴线的后方。即，方向舵30的在第一空气动力学表面与第二空气动力学表面之间的垂直于翼弦线的最大厚度部位于铰链线与方向舵30的后缘之间。

当方向舵30处于未偏转位置时，方向舵30的在第一空气动力学表面与第二空气动力学表面之间的垂直于翼弦线的最大厚度部位于垂直安定面19的边界边缘22的后方。当方向舵30处于未偏转位置时，方向舵30的在第一空气动力学表面与第二空气动力学表面之间的垂直于翼弦线的最大厚度部暴露于气流。第一空气动力学表面和第二空气动力学表面从方向舵30的最大厚度部至垂直安定面19的边界边缘22会聚。

在上述实施方式中，头部34的第一轮廓部段40和第二轮廓部段41关于控制表面的翼弦线对称，在该情况下，控制表面为方向舵30。然而将理解的是，在替代性实施方式中，头部的第一轮廓部段和第二轮廓部段关于控制表面的翼弦线是不对称的。在这种布置中，在一个方向上所需的偏转角度可以与在另一个方向上所需的偏转角度不同。

现在参照图6至图8，示出了控制表面50的替代性实施方式。控制表面的该实施方式的构型与以上参照图4和图5所描述的实施方式的构型大体上相同，并且因此在本文中将省去详细描述。在该实施方式中，头部53的第一轮廓部段51和第二轮廓部段52关于控制表面50的翼弦线是不对称的。这种构型对在一个方向上所需的偏转角度与在另一个方向上所需的偏转角度不同的控制表面是有用的。这些控制表面包括副翼、升降舵或升降副翼。本实施方式中的控制表面为机翼56。机翼56具有边界边缘54。通过给出紧接在边界边缘54的前面的边界区域58的轮廓而限定了凹入部57。即，边界区域58相对于机翼56的相邻表面区域具有较小的曲率半径。因此，当方向舵50处于完全偏转位置时，头部53的暴露于气流的轮廓部段——即，头部53的第一轮廓部段51和第二轮廓部段52中的一者——与边界区域58一起形成曲率较小的连续弧。边界边缘58可以由刚性部段或柔性部段形成。

在该实施方式中，第一轮廓部段51的曲率中心从第二轮廓部段52的曲率中心偏移。第一轮廓部段的曲率中心和第二轮廓的曲率中心从控制表面50的铰链轴线55偏移。

第一轮廓部段51的曲率半径与第二轮廓部段52的曲率半径不同。第二轮廓部段52的曲率半径比第一轮廓部段51的曲率半径大。

如图7中所示，当控制表面50移动到第一偏转位置中时，头部53的第一轮廓部段51由于其暴露超过边界边缘54而暴露于气流。头部53的第一轮廓部段51的非径向对称的轮廓的曲率半径比具有径向对称的轮廓的头部(如图2和图3中所示)的曲率半径大。因此，第一轮廓部段51的轮廓在控制表面50的整个偏转范围内提供了具有较小曲率的基本上连续的暴露气流表面。由于头部53的暴露部段具有曲率较小的弧，因而流动分离被延后发生并降到最低程度。

如图8中所示，当控制表面50移动到第二偏转位置中时，第二轮廓部段52暴露于气流。由于第二轮廓部段52的暴露部段具有曲率较小的弧，因而当方向舵50处于第二偏转位置时，流动分离被延后发生。通过设置如上所述的不对称头部布置，可以使沿不同方向具有不同偏转要求的控制表面50的效率最高。

设置不对称的第一轮廓部段51与第二轮廓部段52还提供了具有不对称截面轮廓形状的控制表面。

尽管以上示出并描述了头部的钝平面前端，但将理解的是，头部的不形成头部的轮廓部段的前端的形状或者每个轮廓部段的形状可以不同。头部的前端具有弧形轮廓或其他轮廓形状。

将理解的是，固定部段本身可以是可动表面，例如可动尾翼。固定部段被定义为控制表面绕其铰接的本体。因此，控制表面绕其铰接的固定部段本身可以是可动表面。

尽管以上已经参照方向舵对控制表面的实施方式进行了描述，但将理解的是，上述发明能够适用于例如副翼、升降舵、升降副翼或补翼的其他控制表面。这些控制表面能够绕铰链轴线枢转。

尽管在上述实施方式中控制表面能够沿第一方向和第二方向两者偏转，但将理解的是，在替代性实施方式中，控制表面能够仅沿一个方向偏转。在这种实施方式中，头部的关于铰链轴线非径向对称的部段仅形成在头部的一侧。头部的另一侧部可以关于铰链轴线径向对称。在替代性实施方式中，控制表面能够从其中立位置沿两个方向偏转，其中，头部的关于铰链轴线非径向对称的部段仅形成在头部的一侧。头部的另一侧关于铰链轴线径向对称。

将理解的是，飞行器10的构型、特别是升力面和控制表面的构型可以不同。例如，水平尾翼16可以被省去，并且升力面可以具有升降副翼(未示出)。

尽管以上已经参照一个或更多个优选实施方式对本发明进行了描述，但将理解的是，在不背离本发明的如所附权利要求中限定的范围的情况下可以做出各种变型或改型。

Claims (23)

1.一种用于飞行器的控制表面，所述控制表面包括：

前缘、后缘和限定于所述前缘与所述后缘之间的翼弦线；

位于所述前缘与所述后缘之间的第一空气动力学表面；以及

位于所述前缘与所述后缘之间的第二表面，

所述前缘由头部形成，所述头部具有铰链轴线，所述控制表面能够绕所述铰链轴线偏转，

所述第一空气动力学表面具有暴露气流表面，并且所述头部包括从所述暴露气流表面延伸的弧形的头部轮廓部段，其中，所述弧形的头部轮廓部段构造成能够至少部分地暴露于在所述控制表面上流动的气流，其中，所述控制表面的在所述第一空气动力学表面与所述第二表面之间的垂直于所述翼弦线的最大厚度部位于所述铰链轴线的后方，

所述弧形的头部轮廓部段的半径比所述翼弦线与所述控制表面的在所述第一空气动力学表面上的最大厚度点之间的垂直距离大。

2.根据权利要求1所述的控制表面，其中，位于所述前缘与所述后缘之间的所述第二表面为第二空气动力学表面。

3.根据权利要求1或权利要求2所述的控制表面，其中，所述头部的轮廓的曲率中心从所述铰链轴线偏移。

4.根据前述权利要求中的任一项所述的控制表面，其中，所述头部轮廓部段的轮廓关于所述铰链轴线非径向对称。

5.根据权利要求4所述的控制表面，其中，所述头部轮廓部段限定圆弧。

6.根据权利要求3或权利要求4所述的控制表面，其中，所述第一空气动力学表面的所述暴露气流表面和所述头部轮廓部段为第一暴露气流表面和第一头部轮廓部段，所述第二表面包括第二暴露气流表面以及从所述第二暴露气流表面延伸的第二头部轮廓部段，其中，所述第二头部轮廓部段构造成能够至少部分地暴露于在所述控制表面上流动的气流。

7.根据权利要求6所述的控制表面，其中，所述第二头部轮廓部段的轮廓关于所述铰链轴线非径向对称。

8.根据权利要求6或权利要求7所述的控制表面，其中，所述第一头部轮廓部段的曲率与所述第二头部轮廓部段的曲率不同。

9.根据权利要求8所述的控制表面，其中，所述第一头部轮廓部段的曲率中心与所述第二头部轮廓部段的曲率中心不同。

10.根据权利要求1至7中的任一项所述的控制表面，其中，所述第一空气动力学表面与所述第二表面关于所述翼弦线彼此对称。

11.根据前述权利要求中的任一项所述的控制表面，其中，所述控制表面是方向舵、副翼、升降舵或升降副翼中的一者。

12.根据前述权利要求中的任一项所述的控制表面，其中，所述控制表面的所述第一空气动力学表面的最大曲率部位于所述铰链轴线的后方。

13.一种用于飞行器的控制表面，所述控制表面包括：

前缘；

后缘；以及

位于所述前缘与所述后缘之间的空气动力学表面，

所述前缘由头部形成，所述头部具有铰链轴线，所述控制表面能够绕所述铰链轴线偏转，

其中，所述控制表面的所述空气动力学表面的最大曲率部位于所述铰链轴线的后方。

14.一种飞行器部件，所述飞行器部件包括固定部段以及根据前述权利要求中的任一项所述的控制表面，其中，所述控制表面能够相对于所述固定部段绕所述铰链轴线偏转。

15.根据权利要求14所述的飞行器部件，其中，所述头部由所述固定部段至少部分地容纳，并且所述固定部段的边界边缘与所述头部交叠。

16.根据权利要求15所述的飞行器部件，其中，当所述控制表面处于未偏转位置时，所述控制表面的在第一空气动力学表面与第二表面之间的垂直于翼弦线的最大厚度部位于所述边界边缘的后方。

17.根据权利要求15或权利要求16所述的飞行器部件，其中，所述第一空气动力学表面和所述第二表面朝向所述第一空气动力学表面和所述第二表面与所述边界边缘的交界部会聚。

18.根据权利要求16或权利要求17所述的飞行器部件，其中，当所述控制表面处于未偏转位置时，在所述固定部段与所述第一空气动力学表面的所述交界部处限定有凹入部。

19.根据权利要求15至18中的任一项所述的飞行器部件，其中，头部轮廓部段能够从所述固定部段的所述边界边缘延伸成暴露于在所述控制表面上流动的气流。

20.根据权利要求15至19中的任一项所述的飞行器部件，其中，所述固定部段包括延伸至所述边界边缘的固定的暴露气流表面，当所述控制表面处于完全偏转位置时，所述头部的轮廓部段的面与所述固定的暴露气流表面的面对准。

21.根据权利要求15至20中的任一项所述的飞行器部件，其中，所述边界边缘包括密封件，所述密封件构造成抵接头部轮廓部段。

22.一种飞行器，包括根据前述权利要求中的任一项所述的控制表面或飞行器部件。

23.一种大体上如本文中参照附图描述的控制表面、飞行器部件和/或飞行器。