CN109878698A - 具有在飞行中改变的构型的飞机 - Google Patents

Abstract

一种飞机(1)至少包括机身(2)、两个机翼(3，4)、后部尾翼单元(7)、以及至少两个发动机(5，6)，所述后部尾翼单元包括提供有两个尾翼末端(9，10)的水平尾翼(8)，所述至少两个发动机被安排在所述机身(2)上、在所述飞机(1)的竖直对称平面(XZ)的两侧，所述飞机(1)具有纵向轴线(L)，所述发动机(5，6)被安装成至少在飞行中能够在所述机身(2)上与所述纵向轴线(L)大致平行地移位，并且所述尾翼末端(9，10)被安装成至少在飞行中能够相对于所述水平尾翼(8)枢转,所述飞机(1)因此具有在飞行中改变的构型。

Description

具有在飞行中改变的构型的飞机

技术领域

本发明涉及一种具有在飞行中改变的空气动力学构型的飞机。

背景技术

本发明应用于飞机、尤其是运输飞机，该飞机尤其包括机身、两个机翼、安排在飞机的竖直对称平面两侧的至少两个发动机、以及后部水平尾翼和后部垂直尾翼，这些尾翼执行关于飞机的姿态和轨迹的稳定性和控制的通常功能。

已知的是，总体上，飞机的水平尾翼包括固定部分和表示升降舵的活动部分，并且垂直尾翼包括固定部分和表示方向舵的活动部分。

飞机的这种具有后部(水平和垂直)尾翼的标准构架存在缺点。具体地：

-当飞机处于巡航飞行时，后部垂直尾翼对飞机的空气动力学贡献很小、并且增大了重量和阻力，没有空气动力学优势、经济优势、或安全优势。主要在起飞阶段和着陆阶段期间，在可能发生方向的迅速改变时使用此后部垂直尾翼。当发动机在起飞期间经历停机时，这也是非常重要的。飞行员于是启用方向舵以抵抗推力不平衡。因此，仅在飞行期间的短时间段使用后部垂直尾翼，然而它表现为显著的表面面积，一般是机翼表面面积的约10％；并且

-后部水平尾翼的目的是对机翼的自然俯仰力矩和位于机翼升力中心前方的重心位置二者起反作用。后部水平平面施加向下的力以使飞机在飞行期间保持稳定和平衡。这导致了空气动力学效率和经济效率的损失。后部水平尾翼不参与飞机的升力。相反，在表现为机翼表面面积的15％至20％时后部水平尾翼使升力降低5％。

因此，这种飞机的固定的构型并非在所有的飞行阶段中都最佳。

在本发明的背景下，飞机的构型尤其取决于后部尾翼单元的特性和飞机的重心位置。

发明内容

本发明的目的是弥补此缺点。为此，本发明涉及一种飞机、尤其是运输飞机，所述飞机至少包括机身、两个机翼、后部尾翼单元、以及至少两个发动机，所述后部尾翼单元包括提供有两个尾翼末端的水平尾翼，所述至少两个发动机被安排在所述机身上、在所述飞机的竖直对称平面的两侧，所述飞机具有纵向轴线。

根据本发明，所述发动机被安装成至少在飞行中能够在所述机身上与所述纵向轴线大致平行地移位，并且所述尾翼末端被安装成至少在飞行中能够相对于所述水平尾翼枢转。

因此，凭借使飞机的发动机移位和使尾翼末端枢转的能力，在飞行期间，存在在飞行中改变飞机的构型的可能性。如以下所指明的，这尤其使得可以使飞机的构型与当前的飞行阶段适配，以便在不同的飞行阶段期间利用后部尾翼单元的不同元件(并且以有区分的方式来这样做)。

有利地，所述具有(机翼的)重心和升力中心的飞机包括至少一个移位机构，所述至少一个移位机构能够被控制并且被配置成至少在飞行中能够在所述机身上使所述发动机中的每一个发动机交替地进入以下两个稳定位置中的一个位置或另一个位置：

-所谓的在前位置，在所述在前位置，所述飞机的重心被定位成相对于其升力中心朝向所述飞机的前部；以及

-所谓的在后位置，所述在后位置被定位成相对于所述在前位置朝向所述飞机的后部，并且在所述在后位置，所述飞机的重心被定位成相对于其升力中心朝向所述飞机的后部。

此外，有利地，所述飞机还包括至少一个枢转机构，所述至少一个枢转机构能够被控制并且被配置成至少在飞行中能够使所述两个尾翼末端中的每一个尾翼末端交替地进入以下两个稳定位置中的一个位置或另一个位置：

-第一位置，所谓的折叠位置，在所述折叠位置，所述两个尾翼末端被安排成与所述水平尾翼的总体平面大致正交，以便形成垂直尾翼；以及

-第二位置，所谓的展开位置，在所述展开位置，所述两个尾翼末端被安排成大致处于所述水平尾翼的总体平面中，以便能够与所述水平尾翼形成增大的水平尾翼表面。

在本发明的背景下，所述移位机构和枢转机构可以以不同的方式生产。有利地，所述移位机构可以包括滑动系统或铰接系统。

此外，有利地，所述飞机进一步包括活动操纵面，所述活动操纵面被配置成用于对所述飞机的偏航起作用。

本发明同样地应用于发动机是涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的飞机、以及发动机是推力风扇发动机或开式转子发动机的飞机。

本发明还涉及一种用于在飞行中变更飞机的构型的方法，所述飞机至少包括机身、两个机翼、后部尾翼单元、以及至少两个发动机，所述后部尾翼单元包括提供有两个尾翼末端的水平尾翼，所述至少两个发动机被安排在所述机身上、在所述飞机的竖直对称平面的两侧，所述发动机被安装成能够在所述机身上与所述飞机的纵向轴线大致平行地移位，并且所述尾翼末端被安装成能够相对于所述水平尾翼枢转。

根据本发明，所述用于变更飞机的构型的方法包括：

-至少一个第一步骤，所述第一步骤包括使所述发动机进入所谓的在前位置、并且使所述尾翼末端进入所谓的折叠位置，在所述折叠位置，所述尾翼末端被安排成与所述水平尾翼的总体平面大致正交；以及

-至少一个第二步骤，所述第二步骤包括使所述发动机进入所谓的在后位置并且使所述尾翼末端进入所谓的展开位置，所述在后位置是相对于所述在前位置朝向所述飞机的后部移位的，在所述展开位置，所述尾翼末端被安排大致处于所述水平尾翼的总体平面中，

至少在所述飞机飞行期间执行所述第一步骤和所述第二步骤。

有利地，至少在所述飞机的起飞阶段期间和/或在所述飞机的着陆阶段期间执行所述第一步骤，并且至少在所述飞机的巡航飞行阶段期间执行所述第二步骤。

因此：

-在起飞阶段和着陆阶段期间，飞机的构型是常规的，其中，尾翼末端被竖直地安排在水平尾翼的末端处。此外，由于使发动机进入在前位置，飞机的重心位于升力中心的前方，并且(后部)水平尾翼施加向下的力以使整个飞机保持平衡；

-在一个或多个巡航飞行阶段期间，发动机朝向后部移位、处于在后位置，这引起重心的向后移位，重心于是位于飞机的主升力中心的后方。水平尾翼和尾翼末端变成升力表面、并且参与飞机的升力。发动机的向后移位还确保了偏航稳定性(其在巡航阶段期间不如在起飞阶段和着陆阶段期间那么关键)。

附图说明

附图将清楚地解释如何产生本发明。在这些图中，相同的附图标记表示相似的元件。更具体地：

-图1是处于第一构型的、提供有流线型发动机的飞机的透视示意图；

-图2是处于第二构型的、提供有流线型发动机的飞机的透视示意图；

-图3A、图3B和图3C分别以俯视图、局部前视图、和侧视图示意性地展示了处于图1的构型的飞机的平面视图；

-图4A、图4B和图4C分别以俯视图、局部前视图、和侧视图示意性地展示了处于图2的构型的飞机的平面视图；

-图5A和图5B以透视的方式示意性地展示了提供有移位机构的发动机，其中，发动机分别处于在前位置和在后位置；

-图6是示出移位机构的实例的透视示意图；

-图7示出了提供有推力风扇发动机的飞机的尾部；并且

-图8是用于变更飞机的构型的方法的框图。

具体实施方式

图1和图2示出了特定实施例中的飞机1(例如运输飞机)，该飞机具有示意性地表示出的纵向轴线L。

为了便于描述，图1示出了标准飞机参考系R，该参考系包括三个主方向，即：

-所谓的纵向方向X，该纵向轴线与飞机1的纵向轴线L平行；

-所谓的竖直方向Z，该竖直方向与纵向方向X成直角，平面XZ形成飞机1的竖直对称平面；以及

-所谓的侧向方向Y，该侧向方向与所述平面XZ成直角。

图1还示出了飞机1的飞行方向E。在以下描述中，术语“前”和“后”是相对于方向E而限定的(即朝向飞机1的前部或后部)。同样地，术语“上”和“下”是相对于箭头Z所展示的方向而限定的(即在飞机1的上方或下方)。

尤其是如图1中表示的，此飞机1包括：

-长形机身2，其纵向轴线与纵向轴线L相对应；

-两个机翼3和4，这两个机翼固定在机身2的两侧；

-两个发动机5和6，这两个发动机被安排在机身2上、在飞机1的竖直对称平面XZ的两侧。发动机5、6总是被理解为意指由发动机构件和相关联的短舱(如果合适的话)形成的组件；以及

-后部尾翼单元7，该后部尾翼单元包括提供有两个尾翼末端9和10的水平尾翼8。

在图1所表示的实例中，水平尾翼8由总体上大致平面形式的两个尾翼部分11和12形成，这两个尾翼部分固定在机身2的两侧、接近飞机1的尾部13。尾翼末端9和10分别被安排在所述尾翼部分11和12的自由末端处。尾翼末端9和10表现为总体上大致平面形式的表面。尾翼部分11和12和尾翼末端9和10可以提供有标准操纵面(未表示)。

此外，发动机5和6被安排在机身上、在后部尾翼单元7处，如下文中所指明的那样。

根据本发明，并且如下文中所指明的：

-发动机5和6被安装在机身2上，以便至少在飞机1飞行期间能够与纵向轴线L大致平行地移位；并且

-尾翼末端9和10被安装成也至少在飞机1飞行期间能够相对于水平尾翼8的所述尾翼部分11和12枢转。

飞机1还包括移位机构14(图3A和图4A)。此移位机构14能够例如由从飞机的飞行员接收到的命令或由从飞机的自动驾驶系统接收到的命令进行控制。

移位机构14被配置成在飞机1飞行期间以及在地面上能够在机身2上使发动机5和6二者交替地进入两个稳定位置P1和P2中的一个位置或另一个位置。

如图3A和图3C中所表示的，所谓的在前位置P1是使得飞机1的重心CG被定位成相对于升力中心CS(表示机翼3和4所产生的升力的作用点)朝向飞机1的前部。在图3A中，存在箭头F1，该箭头展示了飞机1的机翼3和4所产生的升力，该箭头从飞机1升力中心CS指向向上。此图3C中还示出了箭头G1，该箭头展示了飞机1的质量所产生的重量，该箭头从飞机1的重心CG指向向下。

对于发动机5和6的所谓的在后位置P2，在图1中的箭头A1所展示的方向上，该在后位置被定位成相对于在前位置P1朝向飞机1的后部。如图4A和图4C中所表示的，在此位置P2，飞机1的重心CG被定位成相对于升力中心CS朝向飞机1的后部。

此外，飞机1还包括枢转机构15(图3A、图4A和图4B)。此枢转机构15能够例如由从飞机的飞行员接收到的命令或由从飞机的自动驾驶系统接收到的命令进行控制。

枢转机构15被配置成在飞机1飞行期间以及在地面上能够使两个尾翼末端9和10二者交替地进入两个稳定位置P3和P4中的一个位置或另一个位置。

如图1和图3A至图3C中所表示的，所谓的折叠位置P3是使得这两个尾翼末端9和10被安排成与由所述水平尾翼8(或其两个尾翼部分11和12)形成的总体平面大致正交。此总体平面可以与平面XY大致平行。在此折叠位置P3，这两个总体上平面形式的尾翼末端9和10与平面XZ大致平行。在此折叠位置P3，这两个尾翼末端9和10因此一起形成后部垂直尾翼，并且它们能够满足飞机的垂直尾翼的标准功能。在此折叠位置P3，后部尾翼单元7因此包括水平尾翼8和由尾翼末端9和10形成的垂直尾翼。

此外，如图2和图4A至图4C中所展示的，所谓的展开位置P4是使得这两个尾翼末端9和10被安排成大致处于由所述水平尾翼8(或其两个尾翼部分11和12)形成的总体平面中。在此展开位置P3，这两个尾翼末端9和10与水平尾翼8形成了增大的水平尾翼表面16。凭借此增大的水平尾翼表面16，飞机1具有更大的整体表面，并且因此该整体表面对执行飞机水平尾翼的标准功能、尤其是参与升力而言更有效，如下文中所指明的那样。

在图1和图3A至图3C的实例中，飞机1处于第一构型C1，其中，发动机5和6处于在前位置P1，并且尾翼末端9和10处于折叠位置P3。

飞机的此常规构型C1优选地用在飞机1的起飞阶段和着陆阶段期间，如下文中所指明的那样。重心CG位于升力中心CS前方，并且水平尾翼8施加向下的力以使整个飞机1保持平衡，该向下的力是如用图3C中从位于飞机1的尾部13处的作用点C0起的箭头G2所展示的(或对于图3B中的尾翼部分12如箭头G3所示出的)。平衡通过用箭头G1、G2和F1所展示的不同力的组合来获得。图3B中的箭头F1A示出了机翼4所产生的升力。

此外，在图2和图4A至图4C的实例中，飞机1处于第二构型C2，其中，发动机5和6处于在后位置P2，并且尾翼末端9和10处于展开位置P4。

飞机1的此构型C2优选地用在巡航飞行期间。发动机5和6朝向后部移位，这引起重心CG朝向后部移位，重心于是移位到升力中心CS的后方。发动机5和6的向后移位还确保了偏航稳定性(其在巡航阶段期间不如在起飞阶段和着陆阶段中那么关键)。

此外，飞机可以包括活动操纵面(未表示)，这些活动操纵面被安排在机翼3和4上和/或在后部尾翼单元7上，以自动地执行额外的偏航修正。

在此构型C2中，重心CG位于升力中心CS后方，并且水平尾翼8施加向上的力以提供额外的升力、并且使用扩大的表面(即所述扩大的水平尾翼表面16)来这样做，该向上的力是如用图4C中从位于飞机1的尾部13处的作用点C0起的箭头F2所示出的(或对于图4B中的尾翼部分12如箭头F3所示出的)。

在本发明的背景下，移位机构14和枢转机构15可以以不同的方式生产，使得可以执行移位和枢转功能。

发动机5和6中的每一个发动机经由相关联的支柱17、18被安排在飞机1的机身2上，具体如图3A和图4A所表示的那样。在优选的实施例中，移位机构14被配置成用于对支柱17和18起作用。

在图5A和图5B示意性地表示的实例中，支柱17由两个零件19和20形成，这两个零件中的一个零件19固定至发动机5，并且这两个零件中的另一个零件20固定至飞机1的机身2。

在这个实例中，移位机构14结合在支柱17中、在这两个零件19和20之间，并且使得可以产生一个零件相对于另一个零件的移位，并且因此产生发动机5相对于机身2在支柱17和与该支柱相关联的发动机6的在后位置(图5A)与在前位置(图5B)之间的移位。

作为说明，移位机构14可以包括滑动系统20，如图5A、图5B和图6中示意性表示的那样。在这个实例中，滑动系统20包括固定到零件19上的轨件21和固定到零件20上的导向件22，该导向件能够在此轨件21上滑动。

在变体实施例(未表示)中，移位机构还可以包括铰接系统。

本发明同样地应用于如图1至图4C的实例中所表示的发动机5和6是涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的飞机、以及如在图7(该图以类似于图3A的飞机的尾部的视图表示了飞机1的尾部13)中以说明性方式示意性地示出的发动机5和6是推力风扇发动机或开式转子发动机的飞机，该飞机在每个支柱/发动机组件上具有简易的推进装置或反向旋转的推进装置，。

本发明还涉及一种用于变更飞机1(如以上所描述的飞机)的构型的方法。

如图8中所表示的，此方法包括：

-步骤E1，该步骤包括使飞机1进入构型C1(图1和图3A至图3C)。为此，此步骤E1包括：

·在一方面，使用移位机构14使发动机5和6进入图1和图3A至图3C中所表示的在前位置P1，并且从图2和图4A至图4C中所表示的在后位置P2沿图2和图4A中的箭头A2所展示的方向来这样做；并且

·在另一方面，使用枢转机构15使尾翼末端9和10从图2和图4A至图4C中所表示的展开位置P4沿图2和图4B中的箭头B2所展示的方向进入图1和图3A至图3C中所表示的折叠位置P3；

-步骤E2，该步骤包括使飞机1进入构型C2(图2和图4A至图4C)。为此，此步骤E2包括：

·在一方面，使用移位机构14使发动机5和6进入图2和图4A至图4C中所表示的在后位置P2，并且从图1和图3A至图3C中所表示的在前位置P1沿图1和图3A中的箭头A1所展示的方向来这样做；并且

·在另一方面，使用枢转机构15使尾翼末端9和10从图1和图3A至图3C中所表示的折叠位置P3沿图1和图3B的箭头B1所展示的方向进入图2和图4A至图4C中所表示的展开位置P4。

在飞机1飞行期间，交替地执行步骤E1和步骤E2。在同一次飞行期间，可以若干次地控制并执行这些步骤E1和E2中的一个步骤到另一个步骤的转变，以改变飞机1的构型。构型变更控制(或对步骤E1和E2中的一个步骤或另一个步骤的启用进行的控制)可以由飞机的飞行员产生或由飞机的自动驾驶系统产生。

至少在飞机的起飞阶段期间和/或在飞机的着陆阶段期间执行步骤E1，并且至少在飞机的巡航飞行阶段期间执行步骤E1。

通过在飞行期间改变飞机的构型和重心位置，因此使得可以增大飞机1的空气动力学效率，并且减少燃料消耗量。此外，如以上所描述的，当飞机1处于构型C2时，飞机能够以比通常的最大巡航飞行高度更高的高度飞行。

如以上所描述的，飞机1提供了许多其他优点。

特别地，通过使尾翼末端9和10枢转的能力：

-由于移位系统14和枢转系统15，能够以低的质量代价来增大飞机1的升力表面，例如增大约10％；

-获得了燃料消耗量的减少。在巡航飞行中，后部尾翼单元7实际上使用尾翼部分11和12和尾翼末端9和10产生升力，并且飞机可以以更高的高度飞行；

-通过尾翼末端9和10展开而产生的表面增大使得可以以更高的高度飞行，而无需增加动力并且无需增大由机翼3和4形成的主机翼的表面(并且因此不增加质量)；

-当尾翼末端9和10(在折叠位置形成后部垂直尾翼)在巡航飞行阶段期间展开时变成升力表面；

-变成升力表面而不是施加向下力的表面的完整的后部水平平面7可以是层流表面。

如以上所描述的，飞机1还提供以下优点：

-发动机的向后移位增大了它们相对于飞机的机舱的距离，并且因此减小了机舱中的噪音；

-在起飞阶段和进场阶段期间，处于竖直位置的尾翼末端9和10用作用于发动机5和6的出口所产生的噪音的防噪罩；

-对于“开式转子”类型的发动机，针对巡航飞行，发动机的向后移位显著地减小了振动以及所产生的疲劳；

-在巡航飞行期间，如果叶片将从发动机的风扇或发动机的螺旋桨解除附接，该叶片不会撞击机身的关键区域，这使得可以提高飞机的总体安全性。

Claims (10)

1.一种飞机，所述飞机至少包括机身(2)、两个机翼(3，4)、后部尾翼单元(7)、以及至少两个发动机(5，6)，所述后部尾翼单元包括提供有两个尾翼末端(9，10)的水平尾翼(8)，所述至少两个发动机被安排在所述机身(2)上、在所述飞机(1)的竖直对称平面(XZ)的两侧，所述飞机(1)具有纵向轴线(L)，

其特征在于，所述发动机(5，6)被安装成至少在飞行中能够在所述机身(2)上与所述纵向轴线(L)大致平行地移位，并且其特征在于，所述尾翼末端(9，10)被安装成至少在飞行中能够相对于所述水平尾翼(8)枢转。

2.根据权利要求1所述的飞机，所述飞机(1)具有重心(CG)和升力中心(CS)，其特征在于，所述飞机包括至少一个移位机构(14)，所述至少一个移位机构能够被控制并且被配置成至少在飞行中能够在所述机身(2)上使所述发动机(5，6)中的每一个发动机交替地进入以下两个稳定位置(P1，P2)中的一个位置或另一个位置：

-所谓的在前位置(P1)，在所述在前位置，所述飞机(1)的重心(CG)被定位成相对于所述升力中心(CS)朝向所述飞机(1)的前部；以及

-所谓的在后位置(P2)，所述在后位置被定位成相对于所述在前位置(P1)朝向所述飞机(1)的后部，并且在所述在后位置，所述飞机(1)的重心(CG)被定位成相对于所述升力中心(CS)朝向所述飞机(1)的后部。

3.根据权利要求1和2之一所述的飞机，

其特征在于，所述飞机包括至少一个枢转机构(15)，所述至少一个枢转机构能够被控制并且被配置成至少在飞行中能够使所述两个尾翼末端(9，10)中的每一个尾翼末端交替地进入以下两个稳定位置(P3，P4)中的一个位置或另一个位置：

-第一位置，所谓的折叠位置(P3)，在所述折叠位置，所述两个尾翼末端(9，10)被安排成与所述水平尾翼(8)的总体平面大致正交，以便形成垂直尾翼；以及

-第二位置，所谓的展开位置(P4)，在所述展开位置，所述两个尾翼末端(9，10)被安排成大致处于所述水平尾翼(8)的总体平面中，以便与所述水平尾翼(8)形成增大的水平尾翼表面(16)。

4.根据权利要求2所述的飞机，

其特征在于，所述移位机构(14)包括滑动系统。

5.根据权利要求2所述的飞机，

其特征在于，所述移位机构(14)包括铰接系统。

6.根据前述权利要求中任一项所述的飞机，

其特征在于，所述飞机进一步包括活动操纵面，所述活动操纵面被配置成用于对所述飞机(1)的偏航起作用。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的飞机，

其特征在于，所述发动机(5，6)是喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机。

8.根据权利要求1至6中任一项所述的飞机，

其特征在于，所述发动机(5，6)是推力风扇发动机或开式转子发动机。

9.一种用于在飞行中变更飞机(1)的构型的方法，所述飞机(1)至少包括机身(2)、两个机翼(3，4)、后部尾翼单元(7)、以及至少两个发动机(5，6)，所述后部尾翼单元包括提供有两个尾翼末端(9，10)的水平尾翼(8)，所述至少两个发动机被安排在所述机身(2)上、在所述飞机(1)的竖直对称平面(XZ)的两侧，所述发动机(5，6)被安装成能够在所述机身(2)上与所述飞机(1)的纵向轴线(L)大致平行地移位，并且所述尾翼末端(9，10)被安装成能够相对于所述水平尾翼(8)枢转，

所述方法的特征在于，所述方法包括：

-至少一个第一步骤(E1)，所述第一步骤包括使所述发动机(5，6)进入所谓的在前位置(P1)、并且使所述尾翼末端(9，10)进入所谓的折叠位置(P3)，在所述折叠位置，所述尾翼末端(9，10)被安排成与所述水平尾翼(8)的总体平面大致正交；以及

-至少一个第二步骤(E2)，所述第二步骤包括使所述发动机(5，6)进入所谓的在后位置(P2)并且使所述尾翼末端(9，10)进入所谓的展开位置(4)，所述在后位置是相对于所述在前位置(P1)朝向所述飞机(1)的后部移位的，在所述展开位置，所述尾翼末端(9，10)被安排大致处于所述水平尾翼(8)的总体平面中，

至少在所述飞机(1)飞行期间交替地执行所述第一步骤(E1)和所述第二步骤(E2)。

10.根据权利要求9所述的方法，

其特征在于，至少在所述飞机(1)的起飞阶段期间和/或在所述飞机(1)的着陆阶段期间执行所述第一步骤(E1)，并且其特征在于，至少在所述飞机(1)的巡航飞行阶段期间执行所述第二步骤(E2)。