CN109229336B - 一种飞机和飞机的减速方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机和飞机的减速方法。该飞机包括机身和尾翼；尾翼设置于机身的尾部，且与机身转动连接；飞机处于非减速状态时，尾翼所在平面与机身所在平面平行；飞机处于减速状态时，尾翼所在平面与机身所在平面呈预设夹角。本发明提供的技术方案通过设置可转动的尾翼，利用尾翼所在的平面与机身所在的平面呈预设夹角，可产生反推力，实现飞机减速；同时，尾翼转动的角度可控，使得产生的反推力的大小是可控的，由此可满足飞机不同的减速需求；此外，利用尾翼转动实现减速，可不增加额外的减速结构，可降低飞机整体重量和成本，以及降低动力装置系统的设计难度。

Description

一种飞机和飞机的减速方法

技术领域

本发明实施例涉及飞行器总体设计中的气动布局技术领域，尤其涉及一种飞机和飞机的减速方法。

背景技术

随着飞机运载能力和飞行速度的提高，飞机起飞和着陆所需的距离越来越长。为提高机场跑道的使用效率，及时处理飞机起降过程中遇到的各种紧急情况，飞机需要一套高效、可靠的减速系统。常用的飞机减速方法有多种，如：轮刹车装置、减速板等空气动力减速装置、发动机反推力装置、减速伞和着陆阻拦钩等。

现有的飞机减速方法中，发动机反推力装置由于其较高的经济价值和使用价值，在民用客机中应用最为广泛。典型的发动机反推力装置有三种：抓斗式、叶栅式和瓣式，该减速方法的基本原理都是通过改变发动机出口气流方向来实现负向推力。但是，通常，反推力装置质量较大，反推力装置所对应的质量增量必然导致发动机耗油率的增加。此外，反推所带来的进气道压力损失以及经过反推部件时的压力损失也会增加额外的燃油消耗，由此，导致飞机的整体重量和成本均增大。

减速伞是另一种较为常用的减速方法，尤其是在军用飞机领域。原因是，军用飞机需适用于各类作战环境，尤其是在机场跑道条件有限的情况下，减速伞能有效缩短军用飞机的降落距离。但减速伞作为一种设置于机尾的额外部件，必须考虑隔热、防止喷气式发动机热传导的不良影响，而且还需要考虑预防潮湿、霉变等情况，也需保证在薄冰情况下可靠打开，对系统设计、机械结构都提出非常高的要求，即动力装置系统设计难度较高。

发明内容

本发明提供一种飞机和飞机的减速方法，以降低飞机整体重量和成本，以及降低动力装置系统的设计难度。

第一方面，本发明实施例提供一种飞机，该飞机包括：机身和尾翼；

所述尾翼设置于所述机身的尾部，且与所述机身转动连接；

所述飞机处于非减速状态时，所述尾翼所在平面与所述机身所在平面平行；所述飞机处于减速状态时，所述尾翼所在平面与所述机身所在平面呈预设夹角A。

进一步地，所述尾翼与所述机身通过转轴转动连接；所述机身的重心和所述尾翼的重心的连线方向与所述转轴的轴向方向垂直。

进一步地，所述预设夹角A的取值范围为0°＜A≤90°。

进一步地，该飞机还包括发动机，所述发动机固定于所述机身上，且位于靠近所述尾翼的一端；

其中，在所述预设夹角A为90°时，所述发动机的尾喷口所在的平面与所述尾翼所在的平面之间的距离B的取值范围为10％C≤B≤30％C；

其中，C为所述预设夹角A为90°时，所述发动机在垂直于所述尾翼所在的平面的方向上的长度。

进一步地，该飞机还包括液压能源动力系统，所述液压能源动力系统与所述尾翼连接；

所述液压能源动力系统用于驱动所述尾翼转动。

进一步地，所述液压能源动力系统包括第一子动力系统和第二子动力系统；所述尾翼包括并排设置的第一子尾翼和第二子尾翼；

所述第一子动力系统与所述第一子尾翼连接，所述第一子动力系统用于驱动所述第一子尾翼转动；所述第二子动力系统用于与所述第二子尾翼连接，所述第二子动力系统用于驱动所述第二子尾翼转动；

在所述飞机处于减速状态时，所述第一子尾翼与所述第二子尾翼同步同角度转动。

第二方面，本发明实施例还提供一种飞机的减速方法，该飞机的减速方法可由第一方面提供的任一种飞机执行，该飞机的减速方法包括：

获取减速指令；

根据所述减速指令确定尾翼的转动角度；

驱动所述尾翼转动所述转动角度，以使所述尾翼所在的平面与所述机身所在的平面呈预设夹角，所述飞机处于减速状态。

进一步地，所述获取减速指令之前还包括：

在所述飞机存在着陆或起飞紧急制动的情况时，触发生成所述减速指令。

进一步地，所述根据所述减速指令确定尾翼的转动角度包括：

根据所述飞机的当前速度以及减速距离，确定所需要的反推力；

根据反推力-尾翼的转动角度对应关系确定该所需要的反推力对应的所述尾翼的转动角度。

进一步地，所述飞机还包括液压能源动力系统，所述液压能源动力系统包括第一子动力系统和第二子动力系统；所述尾翼包括并排设置的第一子尾翼和第二子尾翼；所述驱动所述尾翼绕转动所述转动角度，以使所述尾翼所在的平面与所述机身所在的平面呈预设夹角，所述飞机处于减速状态包括：

所述第一子动力系统驱动所述第一子尾翼转动第一转动角度；同时，所述第二子动力系统驱动所述第二子尾翼转动第二转动角度；

其中，所述第一转动角度与所述第二转动角度相等。

本发明实施例提供的飞机包括机身和尾翼，通过设置尾翼与机身转动连接，可利用尾翼转动，使尾翼所在的平面与机身所在的平面呈预设夹角时，可产生反推力，实现飞机减速；同时，尾翼转动的角度可控，使得产生的反推力的大小是可控的，由此可满足飞机不同的减速需求；此外，利用尾翼转动实现减速，可不增加额外的减速结构，相对于利用发动机反推力装置进行减速而言，可降低飞机整体重量和成本；以及相对于利用减速伞进行减速而言，可降低动力装置系统的设计难度。

附图说明

图1是本发明实施例提供的一种飞机处于非减速状态的结构示意图；

图2是本发明实施例提供的一种飞机处于减速状态的结构示意图；

图3是本发明实施例提供的另一种飞机处于减速状态的结构示意图；

图4是本发明实施例提供的又一种飞机处于减速状态的结构示意图；

图5是本发明实施例提供的另一种飞机的结构示意图；

图6是本发明实施例提供的一种飞机的减速方法的流程示意图；

图7是本发明实施例提供的另一种飞机的减速方法的流程示意图；

图8是本发明实施例提供的飞机的减速方法中反推力-尾翼的转动角度的对应关系曲线；

图9是图8中D1点对应的飞机状态以及气流流谱示意图；

图10是图8中D2点对应的飞机状态以及气流流谱示意图；

图11是图8中D3点对应的飞机状态以及气流流谱示意图；

图12是图8中D4点对应的飞机状态以及气流流谱示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。

图1是本发明实施例提供的一种飞机处于非减速状态的结构示意图，图2是本发明实施例提供的一种飞机处于减速状态的结构示意图。参照图1和图2，该飞机10包括：机身101和尾翼102；尾翼102设置于机身101的尾部，且与机身101转动连接；飞机10处于非减速状态时，尾翼102所在平面与机身101所在平面平行；飞机10处于减速状态时，尾翼102所在平面与机身101所在平面呈预设夹角A。

其中，飞机10可为翼身融合(Blended Wing Body，BWB)飞机。当尾翼120所在的平面与机身101所在的平面平行时，气流直接向后流动，基于作用力与反作用力远离，机身101受到向前的作用力，飞机10处于平稳飞行的非减速状态。当尾翼102所在的平面与机身101所在的平面呈预设夹角A(下文中详述)时，气流冲击到尾翼102的平面上，被尾翼102的平面(该平面也可以理解为尾舵面)阻挡，产生反推力，即机身101受到向后的作用力，使得飞机10处于减速状态。

如此，可利用尾翼102的转动实现飞机10减速。因此，可不增加额外的减速结构，从而可降低飞机10的整体重量和成本；以及可降低飞机10的动力装置系统的设计难度。

需要说明的是，前文中的“向前”可理解为由飞机10的尾部指向头部的方向，“向后”可理解为由飞机10的头部指向尾部的方向。

可选的，继续参照图1，尾翼102与机身101通过转轴10ZD转动连接；机身101的重心和尾翼102的重心的连线方向与转轴10ZD的轴向方向垂直。

如此设置，可使尾翼102转动后，尾翼102的产生反推力的平面可垂直于飞机10的飞行方向，从而可有效实现飞机10的减速，缩短飞机10减速的距离。

需要说明的是，还可以根据飞机10的飞行需求(例如滚转)，设置其他方向的转轴，本发明实施例对此不作限定。

可选的，预设夹角A的取值范围为0°＜A≤90°。

其中，随着预设夹角A的取值的增大，尾翼102的前后表面的压力差就越大，由此尾翼102上产生的反推力增加，从而可使飞机10较快减速。

示例性的，继续参照图2，预设夹角A可为90°，此状态下，在尾翼102上产生的反推力最大，飞机10减速最快，飞机10的着陆场长可降低15％-30％。本领域技术人员可理解，这里的“15％-30％”的数值范围与飞机机型有关，此处不详细讨论。

示例性的，图3是本发明实施例提供的另一种飞机处于减速状态的结构示意图。参照图3，预设夹角A可为30°，此状态下，在尾翼102的平面产生的反推力较小，飞机10减速较慢。

示例性的，图4是本发明实施例提供的又一种飞机处于减速状态的结构示意图。参照图4，预设夹角A可为60°，此状态下，在尾翼102的平面产生的反推力的大小介于预设夹角A为30°时和预设夹角A为90°时反推力之间，飞机10的减速速率也介于二者之间。

如此，通过调节预设夹角A的大小，可调节飞机10的减速的快慢，从而满足飞机10不同的减速需求。

需要说明的是，图1中示例性的示出了尾翼102所在的平面与机身101所在的平面平行的状态，即飞机10处于非减速状态，该状态也可以理解为是预设夹角A为0的状态。由此，飞机10的非减速状态和减速状态下，预设夹角A的取值范围可为0°≤A≤90°。

需要说明的是，图1-图4中仅分别示例性的示出了预设夹角A为0°、90°、30°和60°时的飞机10的状态，但并非对本发明实施例提供的飞机10的限定。在其他实施方式中，可根据飞机10的飞行状态需求，设置飞机10的预设夹角A的角度，本发明实施例对此不作限定。

可选的，图5是本发明实施例提供的另一种飞机的结构示意图。参照结合图2和图5，该飞机10还包括发动机103，发动机103固定于机身101上，且位于靠近尾翼102的一端；其中，在预设夹角A为90°时，发动机103的尾喷口所在的平面与尾翼102所在的平面之间的距离B的取值范围为10％C≤B≤30％C；其中，C为预设夹角A为90°时，发动机103在垂直于尾翼102所在的平面的方向上的长度。

如此设置，一方面可使发动机103的尾喷口喷出的气流可以冲击到尾翼102产生反推力的平面上，从而实现飞机10的有效减速；另一发明，避免发动机103的尾喷口距离尾翼102的距离过近时，尾翼102受力过大或受热过多，从而避免尾翼102的损伤，减缓尾翼102的损耗，延长飞机10的使用寿命。

需要说明的是，上述距离B的取值范围仅为示例性的说明，而非对本发明实施例提供的飞机10的限定，在其他实施方式中，还可以根据飞机10的实际需求，设置距离B的取值范围为10％C≤B≤20％C或15％C≤B≤24％C，本发明实施例对此不作限定。

可选的，继续参照图5，该飞机10还包括液压能源动力系统104，液压能源动力系统104与尾翼102连接(图5中仅示出了结构，并未示出连接关系)；液压能源动力系统104用于驱动尾翼102转动。

其中，液压能源动力系统104具有体积小和重量轻的特点，同时利用液压能提供驱动力，可提供的驱动力较大，适合直接驱动尾翼102转动。

当然，本领域技术人员可理解，在其他实施方式中，还可以采用其他的驱动方式驱动尾翼102转动，本发明实施例对此不作限定。

可选的，继续参照图5，液压能源动力系统104包括第一子动力系统1041和第二子动力系统1042；尾翼102包括并排设置的第一子尾翼1021和第二子尾翼1022；第一子动力系统1041与第一子尾翼1021连接，第一子动力系统1041用于驱动第一子尾翼1021转动；第二子动力系统1042用于与第二子尾翼1022连接，第二子动力系统1042用于驱动第二子尾翼1022转动；在飞机10处于减速状态时，第一子尾翼1021与第二子尾翼1022同步同角度转动。

如此设置，可将尾翼102分为第一子尾翼1021和第二子尾翼1022，并分别利用第一子动力系统1041和第二子动力系统1042驱动，从而可将驱动尾翼102转动的驱动力分为两部分，分别由第一子动力系统1041和第二子动力系统1042提供，如此可降低每个子动力系统(即第一子动力系统1041和第二子动力系统1042)需要提供的驱动力，使得第一子尾翼1021和第二子尾翼1022较容易分别在第一子动力系统1041和第二子动力系统1042的驱动下转动；同时，由于每个子动力系统需要提供的驱动力较小，相对于由一个液压能源动力系统提供整个尾翼102的驱动力而言，可降低子动力系统(即第一子动力系统1041和第二子动力系统1042)的设计难度。

同时，通过设置第一子尾翼1021和第二子尾翼1022同步同角度转动，可使第一子尾翼1021所在的平面和第二子尾翼1022所在的平面为同一平面，从而发动机103的尾喷口喷出的气流可以冲击到尾翼102所在的一个完整的平面上，并在该平面位置处产生反推力，由此使飞机10有效减速。

示例性的，继续参照图5，该飞机10还可包括动力传输系统105，动力传输系统105还包括第一子传输系统1051和第二子传输系统1052，发动机103还可包括发动机驱动泵(Engine Drive Pump，EDP)和电动泵(Electric Motor Pump，EMP)，发动机103产生的机械能通过动力传输系统105分配至液压能源动力系统104，并驱动尾翼102转动。具体的，发动机103产生的机械能中的一部分机械能通过第一子传输系统1051传输至第一子动力系统1041，第一子动力系统1041驱动第一子尾翼1021转动；同时，发动机103产生的机械能中的有一部分机械能通过第二子传输系统1052传输至第二子动力系统1042，第二子动力系统1042驱动第二子尾翼1022转动。

当然，本领域技术人员可理解，发动机103产生的机械能还用于为飞机10包括的其他部件提供能量，本发明实施例对此并不限定。

基于同一发明构思，本发明实施例还提供一种飞机的减速方法，该飞机的减速方法可由上述实施方式提供的任一种飞机执行，因此，该飞机的减速方法也具有上述实施方式提供的飞机所具有的技术效果，未详尽解释之处可参照上文理解，下文不再赘述。示例性的，图6是本发明实施例提供的一种飞机的减速方法的流程示意图，参照图6，该飞机的减速方法包括：

S21、获取减速指令。

其中，减速指令是指飞机飞行速率减小的指令，示例性的，可包括减速速率大小或者减速的反向加速度大小。该指令可由飞机驾驶员主动获取，或者由飞机自动获取。

示例性的，在飞机驾驶员操控飞机时，该减速指令可由飞机驾驶员根据飞机飞行的实际需求获取；或者，当应用于无人操控，自动控制的飞机时，该减速指令可由飞机中的数据处理单元根据飞机中的传感器探测到的飞机飞行的实际需求获取。

S22、根据减速指令确定尾翼的转动角度。

其中，尾翼的转动角度可决定尾翼所在的平面与机身所在的平面之间的预设夹角，该预设夹角可决定飞机的减速快慢(也可称为减速速率)。因此，飞机的减速速率与尾翼的转动角度之间也存在一一对应的关系，执行该步骤，可确定尾翼需要转动的转动角度。

S23、驱动尾翼转动转动角度，以使尾翼所在的平面与机身所在的平面呈预设夹角，飞机处于减速状态。

该步骤中，根据S22确定的尾翼的转动角度，驱动尾翼转动，当尾翼转动S22中的转动角度时，尾翼所在的平面与机身所在的平面呈预设夹角，飞机处于满足S21中的减速指令的减速状态。

本发明实施例提供的飞机的减速方法，可利用飞机的尾翼的转动实现飞机减速。因此，可不增加额外的减速结构，从而可降低飞机的整体重量和成本；以及可降低飞机的动力装置系统的设计难度；且操作简便快捷。

可选的，图7是本发明实施例提供的另一种飞机的减速方法的流程示意图。参照图7，该飞机的减速方法包括：

S31、在飞机存在着陆或起飞紧急制动的情况时，触发生成减速指令。

其中，飞机着陆时或者飞机起飞紧急制动时，会存在减速需求，从而生成减速指令。

S32、获取减速指令。

S33可包括S331和S332。具体的，可为：

S331、根据飞机的当前速度以及减速距离，确定所需要的反推力。

其中，飞机的当前速度以及减速距离决定了飞机减速速率的大小(可理解为飞机减速的反向加速度的大小)，同时，飞机减速速率的大小可决定反推力的大小；从而，执行该步骤可确定反推力的大小，而反推力的方向为飞机飞行方向的反方向，从而可实现飞机减速。

S332、根据反推力-尾翼的转动角度对应关系确定该所需要的反推力对应的尾翼的转动角度。

其中，反推力与尾翼的转动角度存在一一对应关系。

示例性的，图8是本发明实施例提供的飞机的减速方法中反推力-尾翼的转动角度的对应关系曲线。参照图8，横坐标A1代表尾翼的转动角度，单位为度(°)，该尾翼的转动角度也可以理解为尾翼转动后尾翼所在的平面与机身所在的平面之间的预设夹角A；纵坐标F代表反推力的大小，单位为千牛顿(kN)。如图8所示，在尾翼的转动角度由0°到90°逐渐增大的过程中，反推力的大小逐渐增加。

示例性的，图9是图8中D1点对应的飞机状态以及气流流谱示意图。结合图8和图9，图8中D1点代表尾翼102的转动角度为0°，此时尾翼102所在的平面与机身101所在的平面平行，发动机103的尾喷口喷出的气流D1L直接向后流动，无阻挡作用，因而无反推力产生，即反推力的大小为0，飞机处于非减速状态。

示例性的，图10是图8中D2点对应的飞机状态以及气流流谱示意图。结合图8和图10，图8中D2点代表尾翼102的转动角度为30°，此时尾翼102所在的平面与机身101所在的平面之间的预设夹角为30°，发动机103的尾喷口喷出的气流D2L中的小部分气流冲击至尾翼的受力面上，该部分气流受到尾翼阻挡，产生较小的反推力，示例性的，反推力的大小为126kN，飞机处于减速状态。

示例性的，图11是图8中D3点对应的飞机状态以及气流流谱示意图。结合图8和图11，图8中的D3点代表尾翼102的转动角度为60°，此时尾翼102所在的平面与机身101所在的平面之间的预设夹角为60°，发动机103的尾喷口喷出的气流D3L中的较多的气流冲击至尾翼的受力面上，该部分气流受到尾翼阻挡，产生较大的反推力，示例性的，反推力的大小为275kN，飞机处于减速状态。

示例性的，图12是图8中D4点对应的飞机状态以及气流流谱示意图。结合图8和图12，图8中的D4点代表尾翼102的转动角度为90°，此时尾翼102所在的平面与机身101所在的平面之间的预设夹角为90°，发动机103的尾喷口喷出的气流D3L中的大部分气流冲击至尾翼的受力面上，该部分气流受到尾翼阻挡，产生更大的反推力，示例性的，反推力的大小为336kN，飞机处于减速状态。

需要说明的是，图9-图12可为利用计算流体动力学(Computational FluidDynamics，CFD)方式示出的、在飞机滑跑阶段(可理解为由非减速状态到减速状态的阶段以及处于减速状态中的阶段)的、同一发动机转速下的、尾翼处于不同转动角度时的飞机发动机的尾喷口喷出的气流(也可称为“飞机反向排气流”)的空间分布。

由图9-图12示出的飞机气流流谱示意图可看出，在飞机滑跑阶段，尽管飞机速度较低且与地面之间的距离较近，但是反向排气流由于受到机身和尾翼的双重阻挡，反向气流不会吹向地面，因此可避免地面杂物被卷起并吸入进气道的情况发生，降低了飞机的损耗，以及降低了飞机发生故障的几率。

S34、驱动尾翼转动转动角度，以使尾翼所在的平面与机身所在的平面呈预设夹角，飞机处于减速状态。

可选的，对应于图5示出的飞机的结构，S34可包括：

第一子动力系统驱动第一子尾翼转动第一转动角度；同时，第二子动力系统驱动第二子尾翼转动第二转动角度。

其中，第一转动角度与第二转动角度相等。

如此设置，一方面可降低第一子动力系统和第二子动力系统的设计难度；另一方面，可使飞机有效减速。可参照上文内容理解，此处不赘述。

注意，上述仅为本发明的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解，本发明不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整、任意组合和替代而不会脱离本发明的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本发明进行了较为详细的说明，但是本发明不仅仅限于以上实施例，在不脱离本发明构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，而本发明的范围由所附的权利要求范围决定。

Claims (8)

1.一种飞机，其特征在于，包括：机身和尾翼；

所述尾翼设置于所述机身的尾部，且与所述机身转动连接；

所述飞机处于非减速状态时，所述尾翼所在平面与所述机身所在平面平行；所述飞机处于减速状态时，所述尾翼所在平面与所述机身所在平面呈预设夹角A；

所述预设夹角A的取值范围为0°＜A≤90°；

还包括发动机，所述发动机固定于所述机身上，且位于靠近所述尾翼的一端；

其中，在所述预设夹角A为90°时，所述发动机的尾喷口所在的平面与所述尾翼所在的平面之间的距离B的取值范围为10％C≤B≤30％C；

其中，C为所述预设夹角A为90°时，所述发动机在垂直于所述尾翼所在的平面的方向上的长度。

2.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述尾翼与所述机身通过转轴转动连接；所述机身的重心和所述尾翼的重心的连线方向与所述转轴的轴向方向垂直。

3.根据权利要求1所述的飞机，其特征在于，还包括液压能源动力系统，所述液压能源动力系统与所述尾翼连接；

所述液压能源动力系统用于驱动所述尾翼转动。

4.根据权利要求3所述的飞机，其特征在于，所述液压能源动力系统包括第一子动力系统和第二子动力系统；所述尾翼包括并排设置的第一子尾翼和第二子尾翼；

所述第一子动力系统与所述第一子尾翼连接，所述第一子动力系统用于驱动所述第一子尾翼转动；所述第二子动力系统用于与所述第二子尾翼连接，所述第二子动力系统用于驱动所述第二子尾翼转动；

在所述飞机处于减速状态时，所述第一子尾翼与所述第二子尾翼同步同角度转动。

5.一种飞机的减速方法，其特征在于，由权利要求1-4任一项所述的飞机执行，所述飞机的减速方法包括：

获取减速指令；

根据所述减速指令确定尾翼的转动角度；

驱动所述尾翼转动所述转动角度，以使所述尾翼所在的平面与所述机身所在的平面呈预设夹角，所述飞机处于减速状态。

6.根据权利要求5所述的飞机的减速方法，其特征在于，所述获取减速指令之前还包括：

在所述飞机存在着陆或起飞紧急制动的情况时，触发生成所述减速指令。

7.根据权利要求5所述的飞机的减速方法，其特征在于，所述根据所述减速指令确定尾翼的转动角度包括：

根据所述飞机的当前速度以及减速距离，确定所需要的反推力；

根据反推力-尾翼的转动角度对应关系确定该所需要的反推力对应的所述尾翼的转动角度。

8.根据权利要求5所述的飞机的减速方法，其特征在于，所述飞机还包括液压能源动力系统，所述液压能源动力系统包括第一子动力系统和第二子动力系统；所述尾翼包括并排设置的第一子尾翼和第二子尾翼；所述驱动所述尾翼转动所述转动角度，以使所述尾翼所在的平面与所述机身所在的平面呈预设夹角，所述飞机处于减速状态包括：

所述第一子动力系统驱动所述第一子尾翼转动第一转动角度；同时，所述第二子动力系统驱动所述第二子尾翼转动第二转动角度；

其中，所述第一转动角度与所述第二转动角度相等。

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